Острый конус под углом атаки

Точка торможения осесимметричного тела Точка торможения в плоском потоке (клин) Острый конус под углом атаки [c.107]

Острый конус под углом атаки [c.193]

Задача о пространственном пограничном слое на остром конусе под углом атаки являлась предметом исследований многих авторов. [c.283]

Использование конечно-разностных методов позволило решить уравнения пограничного слоя для конического характера внешнего потока без упрощающих предположений. В случае внешнего конического течения задача становится по сути двумерной. Численное исследования пограничного слоя на острых конусах под углом атаки проводилось, например, в работе [13]. Пограничный слой на острых эллиптических конусах исследовался в [12]. Теоретические исследования отличаются методами расчета, диапазоном исследуе- [c.283]

При исследовании турбулентных течений в пространственном пограничном слое возникает необходимость в проверке принятых моделей и гипотез турбулентности, которая осуществляется сопоставлением результатов расчета с экспериментальными данными. В этом пункте исследуется пространственное течение, которое возникает при обтекании острого конуса под углом атаки (рис. 6.8). [c.342]

Для проведения расчетов следует задать значения параметров в начальный момент времени. Одна из трудностей при расчете сверхзвуковых течений связана с определением положения и формы ударной волны. При аналитических исследованиях обычно делаются предположения о близости в окрестности точки торможения формы ударной волны и тела. Положение и форма ударной волны зависят от геометрии тела, скорости невозмущенного течения, термодинамических свойств газа. Некоторые выводы о форме ударной волны можно сделать из анализа экспериментальных работ, данных численных расчетов. Основные расчеты к настоящему моменту проведены для выпуклых поверхностей типа затупленных конусов под углом атаки, эллипсоидов, гиперболоидов и т. п. При осесимметрическом обтекании затупленных тел в работе [23] был отмечен следующий факт. Если рассмотреть наряду с затупленным телом острый конус, то для каждого числа Мао можно найти критический угол. Ркр(Мсж)) — максимальный угол полураствора кругового конуса, для которого еще возможно течение с присоединенной ударной волной. Пусть 5 — рассматриваемое затупленное тело. Присоединим к нему коническую часть с углом полураствора Ркр таким образом, чтобы конус касался поверхности 5 (см. рис. 4.3, а). [c.203]

ТЕОРЕТИЧЕСКОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ ТОНКОГО ОСТРОГО КРУГОВОГО КОНУСА ПОД УГЛОМ АТАКИ СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ ГАЗА [c.123]

Рассмотрим характер обтекания сверхзвуковым потоком под углом атаки а = о острого конуса с половинным углом (З, при вершине. В этом случае перед конусом возникает скачок уплотнения в виде конической поверхности с соответствующим углом 0с (рис. 10.19). Сверхзвуковое течение, образующееся между поверхностями конуса и скачка, является по своему характеру коническим. Это означает, что параметры потока (плотность р, температура Т, давление р и скорость V) остаются постоянными вдоль прямых, проведенных из вершины конуса (в том числе совпадающих с поверхностью конуса и скачка уплотнения). [c.485]

Определите положение центра давления острого конуса высотой х , если он движется со сверхзвуковой скоростью под малым углом атаки. [c.476]

Определите коэффициент давления, а также производную р ((02= О х /Уос) на конусе, совершающем поступательное движение с очень большой (гиперзвуковой) скоростью Уоо = 3 км/с под малым углом атаки а = 0,1 и одновременно вращение с угловой скоростью О г = 5 1/с около точки, удаленной от острия на расстояние Хм = 5 м. Длина конуса х = 5 м половина угла при вершине р = ОЛ- Вычислите также аэродинамические коэффициенты и соответствующие вращательные производные. [c.484]

При обтекании затупленных конусов под большими углами атаки на подветренной стороне картина течения напоминает течение обтекания острого конуса с тремя парами вихревых жгутов и дополнительной пары вихревых жгутов, возникающей в окрестности сопряжения сферической и конической части модели. При удалении вихревые жгуты с одним направлением вращения могут объединиться в один. Образование дополнительных вихревых жгутов связано с кривизной головного скачка уплотнения, который обладает двумя точками перегиба. Точка перегиба головного скачка разделяет области течения газа с различным направлением завихренности, перетекающего в подветренную область. [c.297]

Зависимости, полученные для острого конуса и цилиндра со скольжением, можно использовать и для расчета теплообмена на поверхности тел овальной формы, обтекаемых под некоторым углом атаки. При этом каждое сечение такого тела может рассматриваться как соответствующее сечение конуса или цилиндра с тем же суммарным местным углом атаки. [c.369]

Изменение угла атаки в пределах сохранения локального отрыва приводит к под-жатию в боковом направлении зоны отрывного течения. При ламинарном отрыве для острых конусов (/ /,° = 0) увеличение а свыше некоторого критического значения а может сопровождаться резким сокращением относительной длины зоны отрыва 1° = = IJh в вертикальной плоскости симметрии выдвижного органа управления (фиг. 4, б, = 5,1, Re = 9,110 1/м, Т оо = 288 К, 4° = IJL = 0,96, = 90°, hjh = 1, р, = 6°, где 4 -расстояние от вершины конуса до щитка, L - длина конуса), что обусловлено турбулизацией потока на конусе и образованием турбулентного отрывного течения перед щитком (заштрихованная область на фигуре представляет диапазон углов а, соответствующих перестройке режимов течения от ламинарного отрыва (I) к турбулентному (II). Значение 1° для турбулентного режима с увеличением а практически остается постоянным. Для затупленной конической поверхности при а > а отрывное течение распространяется практически до носка обтекателя. [c.172]

Наиболее простым видом пространственного отрывного течения является отрыв потока на бесконечном цилиндре со скольжением (рис. 3.5). В этом случае течение в продольном направлении определяется независимо от течения в поперечном направлении. Явление отрыва имеет по сути двумерный характер, и естественно пользоваться обычным критерием отрыва для двумерных и осесимметрических течений ди/д1)1г=о = др1дг[ = 0). Другим хорошо известным примером является отрыв при обтекании острого конуса под углом атаки при сверхзвуковых скоростях. Отрыв ламинарного пограничного слоя приводит к образованию устойчивых вихрей и ядер завихренности, причем реализуемая картина течения заметно отличается при малых, умеренных и больших углах атаки. При умеренных углах атаки на боковой поверхности конуса отрыв происходит вдоль образующей. Критерий отрыва можно связать с появлением возвратного течения, т. е. в этом случае (а(о/а )Е=о = 0, др/д1 = 0) (рис. 3.6). [c.164]

Метод расчета и модели турбулентности апробируются сравнением с экспериментальными данными работы [37], в которой исследовано обтекание острого конуса с углом полураствора при вершине 12° под углом атаки 15° сверхзвуковым потоком газа, Л1оо=1,8 при значении числа Рейнольдса Кеоо=2,5 10 , температура поверхности близка к температуре торможения набегающего потока Г. Параметры невозмущенного потока характеризуются большой степенью турбулентности в расчетах предполагалось, что переход к турбулентному режиму заканчивался при г/L= =0,06 и течение на остальной части конуса имело турбулентный режим. [c.343]

Тело, имеющее форму острого конуса с гюлууглом при вершине 30°, движется в атмосфере Земли на высоте 3000 м под нулевым углом атаки. Скорость полета 2200 м/с Вычислить местное значение коэффициента теплоотдачи на расстоянии 1 м от вершины конуса, измеренном вдоль образующей. Режим течения в пограничном слое турбулентный. Температура поверхности тела ter 200° С Лст=3,93х X 10-2 Вт/(м-К) Рг = 0,68 = 26- Ю- Па-с. Коэффициент восстановления температуры принять равным 0,89 Влиянием диссоциации пренебречь. [c.257]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...