Сопротивление тел при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях

Волновое сопротивление (см. 53), возникающее при движении в среде тел со сверхзвуковой скоростью, связано с возбуждением в ней ударных волн и в основном определяется формой передней части тела. Форма задней части тела играет значительно меньшую роль, чем в случае обтекания его при дозвуковых скоростях. Для уменьшения волнового сопротивления самолетов, летающих со сверхзвуковой скоростью, применяют крылья стреловидной или [c.241]

Если для случая дозвуковой скорости полета потери полного давления при торможении рабочей струи определялись только внутренним сопротивлением диффузора Од, то для случая сверхзвуковой скорости эти потери включают также волновое сопротивление Оп, т. е. определяются произведением коэффициентов сохранения полного давления в прямом скачке и в диффузоре (<1пО ). [c.463]

Для поверхностей с криволинейной формой или многократным изломом кромок характерно в еще большей мере, чем для серповидных поверхностей, относительно стабильное расположение фокуса при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям. Этим поверхностям также свойственно сочетание хороших несущих (стабилизирующих) свойств при небольших скоростях с малым сопротивлением при М > 1. [c.68]

Крыло с изменяющейся в полете стреловидностью — одно из средств механизации летательного аппарата (рис. 1.12.10), использование которого благоприятно сказывается на аэродинамических характеристиках летательного аппарата, движущегося в широком диапазоне скоростей (от дозвуковых до больших сверхзвуковых). При этом в зоне трансзвуковых скоростей снижение сопротивления и предотвращение флаттера достигается приданием крылу наибольшего угла стреловидности. В области больших до- и сверхзвуковых скоростей крыло выводят в положение, соответствующее меньшему углу стреловидности. [c.109]

При больших дозвуковых скоростях полета (Мя>0,8), и особенно при переходе к сверхзвуковым скоростям полета, характеристики дозвуковых воздухозаборников резко ухудшаются. На их внешней поверхности образуется течение с местными сверхзвуковыми зонами, что приводит к заметному росту внешнего сопротивления. При Мн>1 перед плоскостью входа появляется головная волна. При умеренных сверх- звуковых числах М полета (Мн<1,4. .. 1,6) потери полного давления в самой головной волне относительно невелики, но коэффициент внешнего сопротивления обычно продолжает увеличиваться и при Мн>1, причем характер его изменения от Мн суш,ественно зависит от формы обечайки. [c.257]

При больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях газового потока, т. е. при сжимаемом газе, как в условиях охлаждения, так и при адиабатическом течении коэффициент сопротивления трения для условий турбулентного течения в пограничном слое [2-122] [c.69]

Сжимаемые жидкости. Влияние сжимаемости жидкой среды на сопротивление является важнейшим вопросом для газовой динамики и должно учитываться, когда относительная скорость потока приближается к скорости звука или превосходит ее. В этом случае энергия от тела уносится упругими волнами . При высоких дозвуковых и околозвуковых скоростях сопротивление зависит как от числа Рейнольдса, так и от числа Маха. При сверхзвуковых скоростях обычно допустимо пренебрегать силами вязкости и считать, что сопротивление является функцией геометрии тела и числа Маха, т. е, [c.394]

Очертание задней кромки профиля до последнего времени не отличалось разнообразием — применялись острые кромки. Для дозвукового обтекания они были наивыгоднейшими во всех отношениях. Однако для сверхзвуковых скоростей (особенно для Af>2) могут оказаться выгодными тупые задние кромки они позволяют без ущерба для прочности крыла сделать более острой переднюю кромку профиля и уменьшить положительные избыточные давления перед крылом, которые при больших сверхзвуковых скоростях играют большую роль в создании волнового сопротивления, чем разрежение сзади. [c.79]

Коэффициент безындуктивного сопротивления как видно из рис. 2.27, 3.03, 3.13, при сверхзвуковых скоростях больше, чем при дозвуковых. [c.87]

Своей аэродинамической, весовой и конструктивной компоновкой современный сверхзвуковой самолет существенно отличается от самолета, имеющего дозвуковые скорости, что, несомненно, влияет на характеристики его устойчивости и управляемости. Например, у современного самолета-истребителя обычной схемы (с фюзеляжем и хвостовым оперением) в соответствии с требованиями аэродинамики сверхзвуковых скоростей крыло, хвостовое оперение и фюзеляж имеют малую относительную толщину. У такого самолета сравнительно малы удлинение и площадь крыла, а угол стреловидности большой. Все это благоприятно сказывается на уменьшении лобового сопротивления. Так как внутренние объемы крыла из-за уменьшения его относительной толщины и увеличения набора силовых элементов сократились, практически все топливо и оборудование размещаются в фюзеляже. [c.107]

Вычисление волнового сопротивления представляет собой первую важную задачу сверхзвуковой аэродинамики. Оказывается, что можно получить прекрасное приближение для действительного сопротивления тела, движущегося со сверхзвуковой скоростью, простым сложением вычисленного коэффициента волнового сопротивления и коэффициента сопротивления, соответствующего трению и отрыву, экстраполированного из дозвуковых данных. [c.12]

При движении со сверхзвуковой скоростью, которая может быть достигнута, конечно, только путем предварительного прохождения газа через поставленное перед трубой сопло Лаваля, сужение расширяющегося потока влечет за собой уменьшение скорости и повышение давления. Скорость звука с, соответствующая критическому давлению, по-прежнему является предельной достижимой скоростью при непрерывном изменении давления. Однако эта предельная скорость может быть достигнута в действительности только при условии, что труба имеет вполне определенную, не очень большую длину, зависящую от начального состояния газа и величины сопротивления трения. В трубе же с большей длиной происходит где-либо внутри трубы скачок уплотнения, скорость течения из сверхзвуковой делается дозвуковой и дальнейшее течение происходит так, как было описано выше для случая дозвуковой скорости. [c.375]

Движение тел в газах при сверхзвуковых скоростях. Сопротивление снарядов. В 2 мы выяснили, что в тех случаях, когда небольшое тело движется в газе со сверхзвуковой скоростью или, что сводится к тому же, газ движется равномерно со сверхзвуковой скоростью около небольшого неподвижного тела, возмущения давления распространяются только позади тела внутри определенного конуса, угол раствора которого зависит от скорости течения. Однако этот результат передает действительную картину явления только до тех пор, пока обтекаемое тело является малым. Если же размеры обтекаемого тела не малы, то действительная картина обтекания получается более сложной. Пусть тело имеет спереди тупую форму. Тогда при своем движении оно немного вытесняет газ вперед, и в середине закругления в критической точке А (рис. 249) возникнет подпор газа [ 5, п. с) гл. II]. Так как вытесняемая масса газа движется относительно тела с дозвуковой скоростью, то давление в ней распространяется также и в сторону движения тела, но на сравнительно [c.396]

Для движения на сверхзвуковой скорости наиболее выгодным профилем является тонкая пластинка, спереди и сзади заостренная и немного выгнутая кверху. Профили с утолщенным передним концом, выгодные для полета на обычных дозвуковых скоростях, дают при сверхзвуковых скоростях слишком большое сопротивление. [c.403]

Мы рассмотрим этот вопрос несколько позднее. В заключение, однако, следует отметить, что процесс перемешивания диссипативного и основного внешнего потоков относится к важным явлениям для течений в вырезах и около уступов при дозвуковых и, как это будет видно из дальнейшего, сверхзвуковых скоростях и что трение в области смешения достигает достаточной величины, чтобы уравновесить сопротивление давления. [c.20]

Теория смешения Крокко — Лиза [10] (гл. I) может быть использована для приближенного расчета донного давления в сжимаемом потоке. Эта теория предполагает, что падение давления на донном срезе обусловлено целиком диффузией импульса поперек вязкого слоя, однако концепция простой диффузии импульса, удовлетворительная для сверхзвукового течения, недостаточна для несжимаемого потока, поскольку для несжимаемого потока (кроме диффузии импульса по ширине вязкого слоя) важным фактором является также динамика вихрей [3, 5]. Тем не менее следует отметить, что донное давление при сверхзвуковых скоростях можно рассчитать по донному давлению при дозвуковых скоростях, хотя и существует естественный предел для отрицательного коэффициента донного давления при сверхзвуковых скоростях. Например, максимальный коэффициент донного сопротивления задается в функции числа Маха [6] в виде =-( ) = [c.18]

Выбор кривизны профиля наплыва проводится из условия минимума индуктивного сопротивления как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях. Оптимальными оказались наплывы, имеющие большую кривизну. Вследствие большого угла стреловидности наплыва оказалось возможным придать ему большую кривизну без существенного увеличения времени разгона самолета. Благодаря [c.82]

Для самолета были выбраны боковые нерегулируемые воздухозаборники с вертикальными отсекателями пограничного слоя. Такой выбор определялся компромиссом между требованиями к восстановлению давления при сверхзвуковых скоростях до М=1,6 и к сопротивлению, связанному с растеканием воздуха, при больших дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях. Система отвода пограничного слоя используется для уменьшения отрицательного влияния взаимодействия ударной волны с пограничным слоем воздухозаборника при больших сверхзвуковых скоростях полета. [c.88]

Одно значение угла наклона скачка а соответствует торможению до сверхзвуковой скорости. Этот случай обычно имеет место при возникновении косых скачков. Другое, большее значение а соответствует торможению до дозвуковой скорости, которое может происходить в косом скачке при наличии дополнительных аэродинамических сопротивлений. [c.66]

Отношение скорости полета ракеты к скорости звука (число М). От этого отношения зависит сила сопротивления воздуха полету ракеты. При дозвуковых скоростях полета уменьшение отношения скорости Полета ракеты к скорости звука приводит к снижению силы сопротивления, а при больших сверхзвуковых) скоростях уменьшение этого отношения ведет к увеличению силы сопротивления воздуха. [c.61]

При заданной сверхзвуковой скорости волновое сопротивление зависит от формы скачка уплотнения — прямого или косого. При прямом скачке скорость за ним становится дозвуковой, поэтому потери в данном случае наибольшие. Потери при косом скачке зависят от угла встречи потока с телом чем острее этот угол, тем меньше потери. [c.85]

Идеальным был бы такой диффузор, в котором скоростной напор преобразовывался бы в статическое давление без потерь и отсутствовало бы внешнее сопротивление в широком диапазоне дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета. На практике таких диффузоров не существует. В реальных диффузорах неизбежны потери давления и наличие внешнего сопротивления. Одной из основных задач теории, расчета и проектирования входных диффузоров является отыскание путей создания диффузоров с минимально возможными потерями, обеспечивающих максимально возможную эффективность двигателя. [c.48]

СОПРОТИВЛЕНИЕ ТЕЛ ПРИ ДОЗВУКОВЫХ И СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ [c.279]

Хорнер [6] дал оценку донного сопротивления при сверхзвуковых скоростях на основе данных по донному сопротивлению при дозвуковых скоростях. Этот вопрос будет рассмотрен в следующем разделе. [c.15]

На рис. 1.15 приведены примерные зависимости величины максимального аэродинамического качества /Стах от числа М для стреловидных крыльев, имеющих закругленную кром ку, при которой можно реализовать разрежение, и имеющих острую кромку, при которой разрежение не реализуется, но зато достигается меньшее волновое сопротивление при сверхзвуковых скоростях. ьКак видно из приведенных графиков, неиспользование разрежения при острой передней кромке крыла приводит к существенному снижению величины /Стах В области дозвуковых скоростей полета из-за роста индуктивного сопротивления. [c.19]

Задавая различные значения г и выполняя указанные построения, получают некоторую кривую, которая и описывает изменение состояния газа при течении его по трубе (рис. 7-17). Построив ряд линий )/y = onst, отвечающих разным значениям секундного расхода G, получим картину, изображенную на рис. 7-18. Каждая из линий должна заканчиваться в точке, где касательная перпендикулярна оси абсцисс на i—s диаграмме эта точка обозначена буквой В. Продолжать линию за точку В лишено смысла, так как после точки В линия загибается влево, в сторону уменьшения энтропии, что в действительном процессе течения не может иметь места. Участок АВ этой линии описывает изменение состояния газа при течении его по трубе с сопротивлением от начального состояния А до состояния В, соответствующего состоянию газа в конце участка трубы, длина которого равна предельной длине трубы. Верхние кривые на рис, 7-18 отвечают сверхзвуковым скоростям на входе н трубу, а нижние —дозвуковым скоростям газа. В предельных точках В всех этих линий (на рис. 7-18 через предель- [c.292]

Так как входное и выходное устройства практически не влияют друг на друга как при дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях полета, их сопротивления мо но рассматривать каждое отдельно. Общее сопротивление установки в этом случае делится на сопротивления входного (ЗГвх) и кормового (Хк) устройств. Тогда [c.276]

А. А. Гухман, Н. В. Илюхин, В. Л. Лельчук, В. Н. Тарасова), относящиеся к 1933—1938 гг., так же как и более поздние опыты зарубежных ученых (Фрёссель, Юнг, Кинен и Нейман), показали, что при дозвуковых скоростях можно с успехом пользоваться теми же степенными или логарифмическими формулами сопротивления, как и для несжимаемой жидкости, если под скоростью и плотностью понимать их определенным образом осредненные по сечению трубы значения ). Теоретически в бесскачковом потоке такая возможность сохраняется с достаточным приближением и для не слишком больших сверхзвуковых скоростей (М <1,7) 2), однако в действительности сверхзвуковые движения в трубах сопровождаются образованием сложных систем скачков уплотнения, которые не позволяют рассматривать поток как одномерный и пользоваться представлением об установившемся турбулентном движении. [c.716]

ВОД, ЧТО Крылья большого удлинения и при сверхзвуковых скоростях дают выигрыш в сопротивлении, хотя и небольшой. Однако более глубокий анализ показывает, что на самом деле при сверхзвуковых скоростях гораздо выгоднее малые удлинения для обеспечения нужной прочности крыло большого удлинения должно иметь большую толщину, ввиду чего незначительное снижение индуктивного сопротивления перекроется сильным ростом профильно-волнового сопротивления. А при дозвуковом обтекании, наоборот, толщина профиля незначительно влияет на сопротивление, поэтому выгодны большие удлинения. [c.86]

Наряду с теоретическими исследованиями в газовой динамике проводились 317 эксперименты с целью определения характеристик течения, главным образом нри сверхзвуковых скоростях. Для этой области скоростей важные данные получены при наблюдениях течений в соплах, диффузорах, истечения из сосудов и при отстреле снарядов. В области дозвуковых скоростей эксперименты начались лишь в 20-х годах, после того как построили аэродинамические трубы больших скрростей. Тогда же установили значительное увеличение сопротивления тел и уменьшение подъемной силы лопастей винтов и профилей крыльев при скоростях порядка 0,66 а (опыты американских и английских исследователей). [c.317]

Математические результаты в сверхзвуковой области во многих отношениях сходны с теми, которые имеются в области дозвуковых скоростей. Это, в частности, справедливо в отношении рас-пределения давления и, следовательно, для подъемной силы, момента и сопротивления. Экспериментальные результаты находятся в согласии с теоретическими вычислениями, по крайней мере настолько, насколько конструктор привык это ожидать. Многое в дозвуковых течениях еще не решено аналитически, но это обстоя, тельство не препятствует конструированию хороших самолетов. Большинство результатов испытаний в сверхзвуковой области показывает, что обычная поляра и диаграмма устойчивости весьма похожи на подобные же характеристики для дозвуковых конструкций. Анализируя изложенные в докладе основы сверхзвуковой аэродинамики и согласие между теорией и экспериментом, можно притти к заключению, что возможность реального полета со сверхзвуковыми скоростями будет скоро осуществлена конструкторами. Однако это требует таких же усилий, какие были вложены в развитие конструкций дозвукового типа. [c.79]

Согласно опытам Фресселя , коэффициент сопротивления А при течении газов в гладких трубах с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями не отличается сколько-нибудь от коэффициента сопротивления при движении несжимаемых жидкостей. На рис. 228 изображены кривые изменения давления вдоль оси трубы, полученные Фрёсселем. Кривые, идущие сверху, относятся к дозвуковым течениям, а кривые, идущие снизу, — к течениям, начинающимся со сверхзвуковой скорости, но при достаточной длине трубы переходящим вследствие скачка уплотнения в дозвуковые течения. Числа, надписанные около кривых, указывают расход в долях максимального расхода, получающегося при истечении под тем же начальным давлением из короткого насадка с таким же диаметром, как у трубы. [c.376]

Крыло в плоскопараллельном сверхзвуковом потоке. Приближённые формулы Аккерета, Буземана, Донова. Гиперзву-ковые движения. Парадокс Эйлера-Даламбера справедлив не только для несжимаемой, но и для сжимаемой жидкости, но лишь для случая дозвуковых скоростей. Крыло, двигающееся со сверхзвуковой скоростью, обязательно подвергается действию сопротивления (так называемого, волнового) и подъёмной силы, причём эти силы, вообще [c.87]

Ес.ли д.тя случая дозвуково скорости полёта потери ио-ию го давления при торможении рабочей струи определялись только внутренним сопротивлением диффузора Зд, то для случая сверхзвуковой скорости эти потерп включают волновое сопротивление а,1, т. е. соответствуют произведению коэффициентов давлении в прямом скачке и в диффузоре [c.300]

Задача о непосредственном интегрировании нелинейных уравнений газодинамики как в области дозвуковых, так и сверхзвуковых скоростей, представила большие и, казалось, непреодолимые математические трудности. Сделанная в конце XIX в. Моленброком попытка обойти эту трудность путем применения известного касательного преобразования Лежандра не дала вначале заметных результатов. Рассмотрение приближенных линеаризованных уравнений, соответствующих малым возмущениям в теории топкого крыла или тела вращения, привело к ряду важных результатов, среди которых следует особо выделить решение плоской дозвуковой задачи Прандтлем и Глауэртом в 1910 г., плоской сверхзвуковой задачи Аккеретом в 1925 г., с последующими уточнениями в исследованиях советского ученого Донова в 1937 г. Пространственная линеаризованная задача для симметричного обтекания тонкого тела вращения была рассмотрена Карманом и Муром в 1932 г. Аналогичная теория была затем в 1938 г. применена Ченем к случаю несимметричного обтекания тонкого тела вращения под углом атаки. Карман первый решил вариационную задачу о тонком теле наименьшего сопротивления в симметричном сверхзвуковом потоке. Дальнейшее развитие этой задачи принадлежало Хейсу и Джонсу, а также ряду советских ученых (В. Н. Жигулев, Ю. Л. Жилин, М. Н. Коган, [c.35]

Совершенство силовых установок современных сверхзвуковых самолетов в значительной мере зависит от эффективности регулируемых сопел, при этом роль сопла в силовой установке быстро повышается по мере роста максимальной скорости полета самолета. Еще большее значение приобретает регулируемое сопло, когда, наряду с большой сверхзвуковой скоростью полета, самолет должен икеть большую дальность полета с дозвуковой скоростью. В этом случае регулируемое сопло должно обеспечить, с одной стороны, максимальную степень расширения струи выходного газа при полете на максимальной сверхзвуковой скорости и с другой — малую степень расширения и минимальное донное сопротивление при дозвуковом крейсерском режиме полета. [c.476]

Как указано, на самолете принята компоновка с большим разнесением двигателей. Это выбрано по соображениям размещения четырех ракет Феникс в плоском канале между мотогондолами двигателей. В результате разнесены воздухозаборники и выходные сопла. Для снижения сопротивления хвостовой части вместе с выходными соплами рассматривались различные конфигурации этой части самолета длинный межсопловой обтекатель, отходящий назад от плоскости крепления сопел на 1,4 длины сопла короткий обтекатель длиной 0,8 длины сопла в виде клина короткий обтекатель, но с дополнительным центральным уплотнителем. Исследования показали, что на дозвуковых скоростях короткий обтекатель клиновидного типа имеет наименьшее сопротивление, а на сверхзвуковых скоростях сопротивление хвостовой части с коротким обтекателем несколько превышает сопротивление с длинным обтекателем. Установка центрального удлинителя к короткому обтекателю ликвидирует это увеличение сопротивления. Поэтому на самолете Р-14А выбран в хвостовой части между двигателями короткий обтекатель с цент- [c.78]

Носовая часть корпуса обычно полая, но может быть и сплошной. По форме носовая часть бывает коническая или оживальная (оживальная носовая часть образуется враш.ением дуги круга различного радиуса). Ракеты с такими формами носовых частей имеют наименьшее лобовое сопротивление при движении в воздухе как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями. В зависимости от скорости ракеты угол конуса или радиус круга, образующие носовую часть ракеты, изменяют чем больше скорость ракеты, тем длиннее делают носовую часть. Это уменьшает ьолновое сопротивление. [c.96]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...