Сверхзвуковое обтекание внешнего угла

Сверхзвуковое обтекание внешнего угла [c.194]

При сверхзвуковом обтекании внешнего угла (рис. VIИ.7) поток расширяется и, следовательно, скорость потока после поворота будет больше, чем перед поворотом. В отличие от предыдущего случая, где скорость убывает скачком, при обтекании внешнего угла скорость будет расти непрерывно. [c.194]

Задача о сверхзвуковом обтекании внешнего угла сводится к тому, чтобы по параметрам потока до линии возмущения ОС и углу поворота 02 найти параметры потока за линией возмущения O j и в секторе возмущения С ОС - [c.195]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ ВНЕШНЕГО ТУПОГО УГЛА [c.309]

ОБТЕКАНИЕ ВНЕШНЕГО УГЛА ВЯЗКИМ СВЕРХЗВУКОВЫМ потоком ) [c.233]

Расчет обтекания внешнего угла М > 2. Сверхзвуковое завихренное течение невязкого газа можно довольно легко рассчитать, например, хорошо разработанным методом характеристик. [c.234]

Приведенные рассуждения показывают, что при повороте сверхзвукового газового потока около внешнего тупого угла значения скорости, давления и плотности остаются постоянными вдоль лучей, исходящих из угловой точки и являющихся характеристиками. Поэтому при аналитическом исследовании обтекания тупого угла удобно воспользоваться полярными координатами, поместив начало координат в этой угловой точке. Координатными линиями тогда служат лучи, исходящие из угловой точки, и концентрические окружности с центром в этой угловой точке. Координатами точки на плоскости являются радиус-вектор г этой точки п угол ф, составляемый радиусом-вектором с лучом, имеющим фиксированное нанравление, которое мы определим позже. Все параметры газа будем рассматривать как функции от г и ср w = w r, (р), р=р(г, ф), р = р(г, ф). В силу того, что параметры газа вдоль лучей в нашей задаче сохраняются постоянными, частные производные от гг , р и р по г равны нулю (при перемещении вдоль луча не происходит изменения параметров газа). Таким образом, [c.158]

Четыре уравнения (13) — (16) составляют систему, к решению которой сводится задача об обтекании внешнего тупого угла сверхзвуковым потоком газа. [c.160]

Изложенная теория обтекания внешнего тупого угла сверхзвуковым потоком газа применяется для решения большого числа конкретных задач газовой динамики некоторые из них мы рассмотрим ниже. [c.167]

Пусть сверхзвуковой поток газа течет с заданной скоростью над плоской неподвижной стенкой. В точке С (рис. 4.18) стенка обрывается, а давление в пространстве за точкой С меньше, чем давление в невозмуш,енном потоке вдоль стенки. Тогда точно так же, как в случае обтекания внешнего тупого угла, точка С [c.167]

Схема течения в косом срезе решетки СА показана на рис. 9.12. Течение газа в косом срезе при > 1 происходит аналогично течению при обтекании внешнего тупого угла большего 180°. В минимальном сечении (в горле СА) скорость газа равна скорости звука. Около выходной кромки (в точке т ) происходит почти скачкообразное падение давления от его критического значения в горле (ртк ,) до величины pi на выходе из сопла. В результате из точки т исходит серия волн )разрежения, при прохождении через которые поток разгоняется и поворачивается в сторону свободной границы струи. Отражение волн разрежения от спинки соседней лопатки и возникновение скачков уплотнения в результате взаимодействия струй, вытекающих из соседних каналов, усложняет картину течения в косом срезе, но не нарушает общей закономерности разгона сверхзвукового потока в области косого среза. [c.155]

Указание профиль крыла рассматривается как тонкая пластина параметры воздуха на внешней границе пограничного слоя рассчитываются снизу как за косым скачком уплотнения, а сверху как параметры воздуха после обтекания тупого угла потоком со сверхзвуковой скоростью. [c.199]

Кроме зон взаимодействия со скачками, приближение нограничного слоя несправедливо при обтекании внешним сверхзвуковым потоком выпуклых изломов или выпуклых участков конечного изменения угла наклона стенки на длине порядка характерной толгцины по- [c.101]

Сверхзвуковое течение газа с непрерывным увеличением скорости. Обтекание внешнего тупого угла [c.108]

Таким образом, для аналитического исследования задачи обтекания внешнего тупого угла сверхзвуковым потоком газа мы получили следующие четыре уравнения. Уравнение характеристики [c.113]

Как уже указывалось и как это видно из табл. 16. 1, начальным параметрам 0 = О и г =0 соответствует чисто звуковой поток (М1=1). Однако с помощью этой таблицы можно рассчитать обтекание внешнего тупого угла и сверхзвуковым потоком газа, когда М,>1. [c.382]

УСКОРЕНИЕ СВЕРХЗВУКОВОГО ПОТОКА ПРИ ОБТЕКАНИИ ВНЕШНЕГО ТУПОГО УГЛА (ТЕЧЕНИЕ ПРАНДТЛЯ—МАЙЕРА) [c.235]

Рассмотрим сверхзвуковое обтекание тела более сложной формы. Геометрия тела, поперечные сечения и две проекции (сверху и снизу) изображены на рис. 4.28 [13—16, 18]. На рис. 4.29 представлены результаты расчетов обтекания тела при нулевом угле атаки и при числе Маха в набегающем потоке М = 6, а также местоположения внешнего скачка уплотнения в различных сечениях, =11, 20, 24,. и в двух проекциях (вид сверху и снизу). Следует отметить пересечение отошедшей ударной волны со скачком уплотнения от кабины летательного аппарата, в результате чего образуется контактная поверхность, положение которой можно проследить по распространению энтропийного, следа от точки пересечения скачков. Взаимодействие внутреннего скачка уплотнения и внешней ударной волны происходит в районе крыльев. [c.240]

Внешнее невязкое течение известно из работ [48—49], в которых представлены результаты численных расчетов сверхзвукового обтекания тела рассматриваемой формы сжимаемым потоком газа под углом атаки (см. гл. IV). Численные расчеты исходной системы уравнений пространственного пограничного слоя проведены в широком диапазоне изменения определяющих параметров. [c.356]

Давление и угол наклона вектора скорости остаются непрерывными при переходе через линию раздела. Поэтому давление дозвукового потока и, принимая во внимание интеграл Бернулли и связь между давлением и плотностью, его скорость на линии раздела определенным (заранее известным) образом связаны с углом наклона вектора скорости. Если дозвуковой поток ограничен, помимо линии раздела, прямолинейными стенками (как в рассматриваемых нами задачах) или свободными поверхностями, то, применяя преобразование Чаплыгина, задачу об определении течения в дозвуковом слое можно свести к граничной задаче для уравнения относительно функции тока в известной области, аналогично тому, как это делается при решении задач о газовых струях. Таким образом течение в дозвуковом слое можно рассчитать независимо ог течения во внешнем потоке, используя только условия на бесконечности и на обтекаемой стенке. После того как дозвуковое течение определено и, в частности, найдена форма линии раздела, сверхзвуковой поток во внешней области и возникающие в нем скачки уплотнения рассчитываются, как в задаче об обтекании заданной линии тока, решение которой изложено в [8]. [c.57]

Обтекание излома стенки. Примем (рис. 1) вершину обтекаемого угла О за начало координат, ось х направим по продолжению стенки АО а ось у — перпендикулярно ей в сторону области, занятой газом. Пусть Oq — угол излома стенки, д, A Bi — поверхность, отделяющая внешний сверхзвуковой поток от дозвукового пограничного слоя [c.59]

Заметим еще, следуя работе [Матвеева Н.С., Нейланд В. Я., 1967], что внешняя часть пограничного слоя меняется по толщине лишь на А(5 еАр. Поэтому вверх по течению от угла возмущения давления индуцируются при обтекании пограничного слоя с измененной на величину S толщиной. Тогда согласно линейной теории сверхзвуковых течений [c.59]

До настоящего времени отсутствует метод расчета обтекания внешнего угла (излома стенки) вязким сверхзвуковым потоком. Отсутствует также подробное эксперпментальное исследование физической картины течения в рассматриваемом случае расширения сверхзвукового потока. [c.233]

Так как необходимо уметь оценивать влияние вязкости нри обтекании внешнего угла реальным сверхзвуковым потоком, то представляется интересным провести зкспериментальное псследованпе расширения сверхзвукового потока при наличии пограничного слоя перед вершиной угла и выяснить насколько близкие к реальной картине результаты можно получить из расчета течения в рамках невязкого потока, уподобив пограничный слой перед вершиной угла завихренному сверхзвуковому потоку невязкого газа. [c.233]

Рассмотрим, как изменяется толгцина пограничного слоя нри обтекании внешнего угла сверхзвуковым потоком. Интересно определить толгцину пограничного слоя в конце области расширения, за которой возможен расчет пограничного слоя обычными методами. Так как профили скоростей до расширения сверхзвукового потока п в конечном сеченпп области расширения одинаковы, то удобно оперировать толгциной вытеснения. Па рис. 7 изображены расчетные зависимости толгцины вытеснения в конце области расширения, отнесенной к толгцине вытеснения перед вершиной угла, от угла а и числа М набегаюгцего потока (кривые 1 - для М = 2.42, 2 - для М = 2.63). Сплошные кривые соответствуют степенному профилю скоростей с показателем степени п = 1/7 и получены пз условия равенства расходов в пограничном слое до и носле расширения штриховые определены при помогци упомянутого выше метода, для которого профиль скоростей зависит от а. Приведенные на рпс. 7 экспериментальные точки располагаются вблизи сплошных кривых (светлые точки М = 2.42, черные - М = 2.63). [c.239]

Наличие даже слабого скачка уплотнения приводит к резкому увеличению давления во внешнем потоке. Рост давления передается навстречу потоку по дозвуковой части пограничного слоя. Линии тока отклоняются от стенки, порождая в сверхзвуковой частя пограничного слоя семейство волн сжатия, которые распространяются во внешний поток и оказывают влияние на форму и интенсишность скачка уплотнения вблизи области взаимодействия. Продольный градиент давления в пограничном слое оказывается значительно меньше, чем во внешнем потоке. Если скачок слабый, то движение в пограничном слое происходит под воздействием небольшого положительного градиента давления и отрыв потока не происходит. С увеличением интенсивности скачка уплотнения во внешнем потоке возрастает градиент давления вблизи стенки и возникает отрыв пограничного слоя. При этом увеличивается отклонение линий тока в сверхзвуковой части течения, благодаря чему поддерживается необходимое распределение давления, соответствующее данной интенсивности скачка уплотнения. В зависимости от условий во внешнем потоке (интенсивности скачка уплотнения, местного числа М, ускоренного или замедленного характера течения) и формы обтекаемого тела возможны два случая. В первом случае поток после отрыва присоединяется снова к стенке. Сразу за скачком уплотнения возникают волны разрежения, как при обтекании внешнего тупого угла. В месте присоединения поток направлен под некоторым углом к стенке, поэтому здесь возникает новый скачок уплотнения, который может вызвать иногда новый отрыв пограничного слоя. Таким образом, могут появиться несколько 22 [c.339]

Теперь мы можем дать картину обтекания внешнего тупого угла. Пусть в некоторой точке С стенка поворачивает, образуя с первоначальным направлением угол о (фпг. 48). При сверхзвуковом обтекапип внешнего тупого у1 ла ЛСВ газ расширяется, ибо область, занятая газом, увеличивается ири расширении газ ускоряется. Вдоль участка стенки АС скорость газа постоянна. Угловая точка С при обтекании её газом является препятствием, которое служит источником возникновения слабых возмущений в газовом потоке. Эти возмущения, как было показано, распространяются в равномерном потоке по прямой линии — характеристике СК, которая отделяет невозмущённый газовый поток от возмущённого. Вдоль участка стенки СВ скорость газа снова принимает постоянное [c.109]

Обтекание сверхзвуковым потоком выпуклой граненой стенки — это последовательное обтекание внешних тупых углов с вершинами С],Сг... С (рис. 13.6, а). Для определения конечных параметров потока расчет можно сразу произвести для 6s=6i-b62-r. .. +бп. Если общий угол поворота потока окажется больше предельного для заданного числа К 5s >бпред, то при бщед произойдет отрыв сверхзвукового потока при рк и 7 к=0. [c.240]

Рассмотрим подробнее особенности работы входных устройств внешнего сжатия. Для этого обратимся к схеме течения газового потока в плоском трехскачковом воздухозаборнике (рис. 9. 11). Поверхность торможения этого воздухозаборника представляет собой двухступенчатый клин 1—2—3 с углами установки панелей Pi и 2- При их обтекании образуются косые скачки уплотнения 1—А и 2—А, в которых осуществляется торможение сверхзвукового потока. [c.268]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...