Обтекание пластины сверхзвуковым потоком

Обтекание пластины сверхзвуковым потоком [c.198]

Краевая задача (2.11) описывает не только течение в окрестности точки отрыва, но и другие течения, в которых оказываются существенными эффекты взаимодействия. К таким течениям может относиться, например, обтекание пластины сверхзвуковым потоком в присутствии неблагоприятного градиента давления, если в точке, где трение на поверхности равно по порядку величины 0(г / ), задано давление, отличающееся от давления в невязком течении в этой точке на величину Разность давлений может быть как положительной, так и отрицательной, выбор соответствующего решения определяется знаком константы q в решении (2.12). Характеристики течения в области взаимодействия зависят от параметра подобия Bq, При больших значениях параметра Bq течение описывается теорией свободного взаимодействия [c.46]

НЕСТАЦИОНАРНАЯ СОПРЯЖЕННАЯ ЗАДАЧА ОБТЕКАНИЯ ПЛАСТИНЫ СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ [c.308]

НЕСТАЦИОНАРНАЯ ЗАДАЧА ОБТЕКАНИЯ ПЛАСТИНЫ СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ 309 [c.309]

Расчет обтекания пластины сверхзвуковым потоком рассмотрим в качестве примера использования теорий течения Прандтля—Майера и косых скачков уплотнения. [c.240]

Рис. 10.64. Схема обтекания густой решетки пластин сверхзвуковым потоком с дозвуковой осевой скорости при положительном угле атаки (/ > 0)

Рис. 10.66. Схема обтекания решетки пластин сверхзвуковым потоком вязкого газа с дозвуковой осевой составляющей скорости (М д < 1) и со сверхкритическим перепадом давления в ударной волне, а) Густая решетка,

Рассматривается метод расчета коэффициентов теплоотдачи при высоких и низких скоростях. Общая теория теплопередачи сравнивается с экспериментальными данными по обтеканию плоской пластины сверхзвуковым потоком воздуха в аэродинамической трубе. [c.216]

Таким образом, можно сказать, что при небольших сверхзвуковых скоростях (М5 1,6) и при значениях температурного фактора 1<0<1,4 коэффициент X, характеризуюш,ий турбулентный обмен, сохраняет неизменное значение % = 0,41, равное значению % для случая обтекания пластины турбулентным потоком несжимаемого газа. [c.312]

Необходимо подчеркнуть, что направляющее свойство решетки справедливо только для сплошного сверхзвукового потока, когда входные кромки решетки обтекаются без отрыва или образования местных дозвуковых зон. В 32 будет рассматриваться, в частности, обтекание решетки пластин сверхзвуковым потоком при углах входа, отличающихся от направления пластин. Такое течение возможно (во вполне определенном диапазоне углов входа) в действительном потоке в связи с возникающими отрывами и дозвуковыми зонами [c.225]

Рис. 5.32. Различные режимы обтекания решетки пластин сверхзвуковым потоком

В настоящее время недостаточно изучены области пространственных отрывных течений, возникающих при обтекании трехмерных препятствий сверхзвуковым потоком. В работе [1] проведено исследование обтекания цилиндра, установленного на пластине, сверхзвуковым потоком с числом Маха М = 2.5. В области возвратного дозвукового течения перед цилиндром была обнаружена локальная зона со сверхзвуковыми скоростями. Наличие ее объясняется пространственным характером течения. В случае обтекания сверхзвуковым потоком плоских и осесимметричных уступов аналогичные местные сверхзвуковые зоны не наблюдаются. [c.493]

Кондратьев И. А., Экспериментальное исследование теплопередачи на пластине при обтекании струи сверхзвуковым потоком, Ученые записки ЦАГИ, № 1 (1970). [c.302]

Остановимся на зависимости коэффициента сопротивления от числа М набегающего потока. Экспериментально были определены коэффициенты сопротивления пластины прн обтекании её сверхзвуковым потоком при числах Вью > 7 10 и числах М от 1,5 до 2,2. Экспериментальные значения [c.240]

Для внешних сопряженных задач, как стационарных, так и нестационарных, были получены асимптотические решения при обтекании пластины сверхзвуковым газовым потоком (отметим, что рассматриваемые внешние задачи не могут быть решены точно, так как уравнения пограничного слоя в области передней кромки обтекаемого тела несправедливы, поэтому все решения, полученные с использованием теории пограничного слоя, являются асимптотическими). [c.295]

Обтекание плоской пластины сверхзвуковым потоком для случая присоединенных ударных волн. Так как возмущения в сверхзвуковом потоке не передаются против течения, поток до [c.332]

Интерцептор (рис. 6.3.11) представляет собой тонкую пластину /, которая выдвигается в поток в направлении, перпендикулярном обтекаемой поверхности летательного аппарата. При воздействии на эту пластину сверхзвукового потока возникает следующая картина течения. Ввиду того что перед такой пластиной поток затормаживается, а давление увеличивается, происходит отрыв пограничного слоя от обтекаемой поверхности, который сопровождается поворотом этого потока и появлением косого скачка уплотнения 2. При этом образуется застойная зона повышенного давления 3, а непосредственно перед верхней частью интерцептора возникает криволинейный скачок уплотнения 4. За ним поток повернется в сторону, обратную направлению омывающего течения, а при переходе через волны разрежения 5 произойдет увеличение скорости этого потока и восстановление безотрывного характера обтекания поверхности. Поскольку это приведет к новому повороту потока, то появится еще один (хвостовой) скачок уплотнения 6. За интерцептором также образуется застойная зона 7, но давление в ней будет пониженным, подобно тому как это происходит за дном летательного аппарата в виде тела вращения. [c.314]

Формула (4.1.2) определяет относительный предельный закон трения для неизотермического турбулентного пограничного слоя на непроницаемой пластине. Он не содержит эмпирических констант турбулентности и не связан с какой-либо полуэмпирической теорией турбулентности. Величина с/о в предельных законах может быть определена как на основании теоретических соображений (например, исходя из какой-либо полуэмпирической теории турбулентности для изотермического потока), так и непосредственно по экспериментальным данным. Для случая обтекания теплоизолированной пластины сверхзвуковым потоком газа (А ф —0) из уравнения (4.1.2) получаем [c.50]

Пластина с теплоизолированной поверхностью шириной (хордой) 6 = 5 м и размахом / = 1 м обтекается сверхзвуковым потоком со скоростью V<,o = V s = = 4000 м/с. Условия обтекания соответствуют полету на высоте Я = 20 км. Найдите местные и средний коэффициенты трения, распределение толщин ламинарного пограничного слоя, а также силу трения пластины. [c.672]

Для воздуха коэффициент восстановления г при продольном обтекании пластин, цилиндров и конусов, как показывают опыты, имеет следующие значения при ламинарном пограничном слое г = 0,84 0,02 [Л. 98], при турбулентном пограничном слое г = 0,89 0,03. На рис. 10-2 показаны опытные данные [Л. 106] при продольном обтекании пластины потоком воздуха. При поперечном обтекании проволок в области чисел Re = 10 Ч- 10 величина коэффициента восстановления г = 0,92. При турбулентном дозвуковом и сверхзвуковом течении воздуха внутри трубы коэффициент восстановления лежит в пределах г = 0,85 0,89. Для тел более сложной формы значения г определяются экспериментальным путем. [c.269]

Оправданным можно считать использование в настоящей работе формулы, аналогичной приведенной в [115] (на основании эксперимента) для коэффициента теплоотдачи при обтекании газовым потоком пластины. Эта формула справедлива для дозвуковых и небольших сверхзвуковых потоков при температурном факторе (отношение температуры стенки к температуре потока), равном 0,55—0,95. Принятое выражение для [c.117]

В то время как задача при постоянных условиях на стенке при теплообмене между телом и жидкостью достаточно хорошо изучена как теоретически, так и экспериментально, для случая переменной температуры поверхности она изучена гораздо меньше. Одна первых попыток в этом направлении была сделана в работе [Л. 4-1], где исследовался теплообмен при продольном обтекании пластины ламинарным сверхзвуковым потоком сжимаемого газа, причем температура стенки задавалась переменной в виде степенного ряда. В качестве примера была рассмотрена параболическая зависимость температуры стенки от продольной координаты [c.257]

На рис. 12-1 показано сравнение расчетных значений С/ с измеренными значениями по [Л. 250]. Измерения проведены при обтекании сверхзвуковым потоком пластины в адиабатных условиях. Видно, что расчетные и измеренные значения f хорошо согласуются за исключением наиболее высокого значения числа Маха (Мсю = 9,9), где [c.418]

Рассмотрим теперь некоторые задачи обтекания аэродинамических решеток сверхзвуковым потоком. Сначала обратим внимание на некоторые особенности. Пусть аэродинамическая решетка из тонких пластин обтекается сверхзвуковым потоком с нулевым углом атаки. Возможны три характерных рел<има обтекания. [c.129]

Таким образом, проведенные исследования подтверждают наличие местных сверхзвуковых зон в области возвратного дозвукового течения, возникающего при обтекании сверхзвуковым потоком трехмерных препятствий. Кроме того, они позволяют уточнить картину обтекания сверхзвуковым потоком цилиндра, установленного на пластине. Уточненная схема течения дана на рис. 7, где цифрой 2 обо- [c.498]

На рис. 8-14 показана теневая фотография пограничного слоя на пластине с начальным пористым участком в сверхзвуковом потоке, полученная Ю. В. Барышевым. Интенсивность скачка уплотнения и соответственно параметры на внешней границе пограничного слоя можно определить, используя формулы газодинамики для случая обтекания клина. [c.217]

Существенный интерес представляют приложения теории свободного взаимодействия к течениям жидкости. В работах [25 —291 эта теория была применена к исследованию течения вблизи кормовой части пластины и профиля. В работах [27, 28] рассматривалось симметричное обтекание пластины. Как и для сверхзвуковых течений вблизи задней кромки, оказалось необходимым рассматривать три области узкий слой вязкого течения толщиной невязкое завихренное течение в области той же толщины, что и невозмущенный пограничный слой на пластине, и слабо возмущенный внешний потенциальный поток. Решение вверху по течению сращивалось с решением Блазиуса, а внизу по течению — с известным решением задачи для ламинарного следа [29]. [c.248]

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]

Для расчета среднего коэффициента теплоотдачи при обтекании пластины или трубы потоком с дозвуковыми скоростями можно использовать ранее приведенные критериальные зависимости. При сверхзвуковых скоростях критериальное уравнение имеет вид [c.250]

При обтекании затупленного впереди тела сверхзвуковым потоком перед ним образуется отошедшая ударная волна с примыкающей к ней дозвуковой зоной. Это обстоятельство затрудняет теоретическое исследование таких течений, особенно если учесть, что малый размер затупления может сделать необходимым учет вязкости газа вблизи переднего конца тела. Имеющиеся опытные данные [3, 4] указывают на существенную зависимость картины течения вблизи затупленной передней кромки пластины от чис- [c.292]

Перейдем к рассмотрению продольного обтекания потоком с большой сверхзвуковой скоростью V круглого цилиндра с диаметра б , имеющего затупленную переднюю часть. Повторяя те же рассуждения, что и при обтекании пластины, найдем, что и в этом случае движение определяется безразмерными параметрами 7, ж/ , [c.298]

Исследование влияния отсоса отрыв ламинарного пограничного слоя может быть проведено только при условии достаточно полного описания течения в окрестности точки отрыва пограничного слоя. В работе [Нейланд В.Я., 1971] рассмотрена задача об обтекании сверхзвуковым потоком пластины с отклоненным щитком. На основе анализа асимптотического поведения решения уравнений Навье-Стокса показано, что коэффициент давления или соответствующий ему угол отклонения щитка, перед которым в ламинарном пограничном слое возникает зона отрыва с длиной равной нулю, определяется следующей формулой [c.58]

НЬСТАЦИОНАРНАЯ ЗАДАЧА ОБТЕКАНИЯ ПЛАСТИНЫ СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ 311 [c.311]

Г. Ф. Б у р а г о [6], а при исследовании обтекания профиля сверхзвуковым потоком — мето до.м, сочетающим теорию косых скачков уплотнения и течения Прандтля — Майера (для профи ля крыла в р.иде тонкой пластины и для линейных профилен), и методом характеристик (для криволинейных профилей). [c.172]

Таким образом, сверхзвуковой поток, прежде чем попасть в межлопаточный канал, проходит через бесконечную систему ударных волн с постепенно увеличивающейся интенсивностью в области между соседними ударными волнами поток разгоняется до все больших скоростей (по мере приближения его к фронту решетки). Перед участком ударной волны, расположенным у входа в межлопаточный канал, газ движется поступательно с числом Маха, равным Мта1- На этом участке происходит наиболее интенсивное торможение потока, в результате которого на выходе из межлопаточного канала устанавливается дозвуковое течение. При этом величина потерь полного давления в различных элементарных струйках, прошедших через систему ударных волн, будет различна, так как интенсивность волн падает слева направо. Следовательно, при рассматриваемом обтекании решетки идеальным невязким потоком газа в достаточно удаленном от входа сечении межлопаточного канала, где статическое давление, а значит, и направление скорости уже постоянны по его ширине, величина скорости останется переменной. С целью упрощения задачи будем предполагать, что в результате турбулентного обмена между струйками поток внутри межлопаточных каналов полностью выравнивается и в соответствии с этим за решеткой устанавливается равномерный по шагу поток с постоянными статическим и полным давлениями, причем направление этого потока совпадает с направлением пластин (угол отставания б равен нулю). Важно отметить, что сделанное здесь предположение о выравнивании потока в межлопаточных каналах существенно отличается от сделанного в предыдущем параграфе предположения о выравнивании потока в сечении далеко за решеткой. В этом последнем случае мы только несколько завышаем потери по сравнению с теми потерями, которые имеются в невязком потоке газа, оставляя при этом неизменным течение в самой решетке, а следовательно, неизменным и силовое воздействие потока на нее. Иное дело при выравнивании потока в лопаточных каналах, при котором вследствие изменения течения в самой решетке происходит не только увеличение потерь, но и изменение величины равнодействующей по сравнению с ее значением в идеальном — невязком потоке газа ). Конечно, можно предположить, что выравнивание пото- [c.90]

Рассмотрим решение этого уравнения в случае обтекания тонкой пластинки сверхзвуковым потоком при малом угле атаки (рис. VIII.9). На верхней поверхности пластины из-за расширения потока сверхзвуковая скорость увеличивается по сравнению со скоростью на бесконечности, а Давление падает по сравнению с дав- [c.198]

При обтекании сверхзвуковым потоком пластины (рис. 4) под углом атаки а, мевьшим того, при к-ром скачок отходит от передней кромки пластины, от её передней кромки вниз идёт плоский скачок уплотнения, а вверх — течение разрежения Прандтля — Майера, В скачке и в волне разрежения поток поворачи- [c.429]

Ниже дается точное решение задачи выравнивания невязкого газа при сверхзвуковом течении в косом срезе решетки полубесконечных пластин [76]. Обращение течения дает решение задачи о выравнивании потока при обтекании решетки полубесконечных пластин с углом атаки. Для сверхзвукового потока это решение было получено одновременно и независимо от автора Г. И. Тагановым [79], для дозвукового потока — значительно позже — Крамером и Стейницем [113]. Подробное исследование решения произведено Людевигом [118]. [c.232]

Рис. 5.28. Счема обтекания сверхзвуковым потоком пластины, расположенной под малым углом атаки

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком тонкой пластины, поставленной под малым углом атаки (рис. 5.28), как пример обтекания крыла. Сверху при обтекании передней кромки образуется центрированная волна разрежения, так как можно считать, что поток обтекает выпуклый угол. Снизу от передней кромки идет косой скачок уплотнения, так как поток обтекает вогнутый угол. Давление над пластиной (область 2) меньше, чем иод ней (область 3). Потоки, идущие над пластиной и под ней, должны после прохождения задней кромки иметь общую границу (штрихпунктирная линия). Следовательно, по обе стороны этой границы (области 4 и 5) скорости должны быть параллельны, а статические давления равны. Из этих двух условий рассчитывается интенсивность волны разрежения и скачка уплотнения, идущих от задней кромки пластины. Скорости в областях 4 и 5, строго говоря, не равны, так как потери в потоках, текущих над и иод пластиной, не одинаковы. Потери в хвостовом екачке уплотнения, который расположен после волны разрежения, больше, чем в головном, так как Яа > /.3. Следовательно, скорость потока в области 4 меньше, чем в области 5. Пунктирная линия изображает вихревую линию разрыва поля скоростей. [c.124]

Имеется попытка разработать полуэмпирический метод учета влияния затупления преедней кромки тонких профилей на обтекание их потоков с умеренной сверхзвуковой скоростью [5]. Экспериментальные данные по обтеканию пластины с передней кромкой эллиптической формы с удлинением от О (прямоугольная передняя кромка) до 8 и для диапазона чисел М от 1.4 до 1.8 имеются в [6]. Их анализ показывает, что учет влияния небольшого затупления передней кромки профиля на его обтекание при умеренной сверхзвуковой скорости вносит лишь небольшие поправки в результате обтекания профилей с острой передней кромкой. [c.293]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...