Поток ламинарный в треугольной

Расчеты теплоотдачи цилиндра, находящегося в пучке треугольной решетки и омываемого ламинарным потоком жидкости, приведены в работах [127, 128]. [c.194]

В [1] изучено влияние угла раскрытия 27 У-образного крыла — нижней поверхности треугольного в плане волнолета на его аэродинамическое качество К при заданных удельном объеме г и коэффициенте подъемной силы Су. Расчеты проводились с использованием конической модели толщины вытеснения пограничного слоя [2, 3] (рис. 1, штриховые линии около крыла) на режимах обтекания с присоединенной к передним кромкам ударной волной. Число Маха невозмущенного потока М = 20, число Рейнольдса, вычисленное по длине корневой хорды крыла, Ке = 5 10 (ламинарный пограничный слой). [c.673]

ОТРЫВ ЛАМИНАРНОГО ПОТОКА НА ТЕЛЕ ВРАЩЕНИЯ И ТРЕУГОЛЬНОМ КРЫЛЕ [c.116]

Рассмотрим проблему отрыва ламинарного потока на теле вращения и треугольном крыле. [c.116]

Отгиб конца треугольной пластины [20] и передняя кромка, имеющая форму гиперболы [19], по-видимому, вызывают поворот течения от кромок к оси пластины при непрерывном сжатии не исключено появление внутренних скачков ниже по потоку, однако большие пики теплового потока при этом могут и не наблюдаться вследствие возросшей толщины пограничного слоя. Напомним также, что в исследованиях донного давления на осесимметричных телах были обнаружены большая разница в давлении на периферии и в центре дна при ламинарном пограничном слое и почти постоянное давление на дне при турбулентном пограничном слое. Аналогичных сведений о тепловом потоке не имеется, но, судя по результатам исследований теплопередачи в областях присоединения турбулентного слоя, можно считать, что относительная величина пиков теплового потока в случае турбулентного слоя будет меньше, чем в случае ламинарного слоя. Следовательно, большие пики теплового потока могут появляться в определенном интервале параметров Моо, Re о между областью их значений, [c.289]

Соотношения (7.71), (7.72) позволяют замкнуть систему уравнений в частных производных (7.70), которая описывает течение в ламинарном пограничном слое на холод ном треугольном крыле с толщиной на режиме сильного вязкого взаимодействия. Заметим, что при подстановке выражения для давления (7.72) в систему уравнений (7.70) в последней из-за наличия члена dp/dz появляется вторая производная d A /dz , что позволяет учитывать краевое условие, расположенное вниз по потоку, например, условие непротекания в плоскости симметрии крыла. Система уравнений (7.70)-(7.72) на передних кромках треугольного крыла z = +1) вырождается в системы обыкновенных дифференциальных уравнений и их решения позволяют найти все функции течения в пограничном слое на кромках. [c.342]

Исследовано течение, возникающее при вдуве газа через проницаемую поверхность треугольной пластины, на режиме сильного вязко-невязкого взаимодействия гиперзвукового потока с ламинарным пограничным слоем. Рассмотрены особенности, связанные с обтеканием сильно охлажденных поверхностей и образованием в пограничном слое областей закритического и докритического течения. Установлено распределение скорости вдува, при котором в областях с закритическим режимом течения существуют автомодельные решения. Представлены результаты численных расчетов характеристик течения. [c.346]

Для гиперзвукового режима обтекания часто температура поверхности тела асимптотически мала по сравнению с температурой торможения и возможно образование областей закритического и докритического течения в ламинарном пограничном слое. При понижении температуры поверхности тела плотность вдуваемого газа возрастает и это соответствует увеличению расхода газа через проницаемую поверхность при заданной величине скорости вдува [Нейланд В.Я., 1972]. В результате даже при достаточно малых скоростях вдува возможно образование зоны невязкого течения около поверхности сильно охлажденного тела. Это обстоятельство необходимо иметь в виду при рассмотрении гиперзвукового обтекания вязким газом тел с массообменом на его поверхности. В настоящем параграфе основное внимание уделено исследованию влияния на характеристики течения непрерывно распределенного вдува газа на сильно охлажденной поверхности треугольной пластины, обтекаемой гиперзвуковым потоком [Дудин Г.Н., 2000]. [c.346]

Исследовано влияние массообмена на характеристики течения в ламинарном пограничном слое на холодном треугольном крыле, обтекаемом гиперзвуковым потоком вязкого совершенного газа на режиме сильного вязко-невязкого взаимодействия. Численно определено влияние интенсивности массообмена на значение координаты перехода от закритического режима течения к докритическому, а также на локальные и суммарные аэродинамические характеристики треугольного крыла, имеющего степенную форму поперечного сечения. [c.358]

Поток ламинарный в треугольной фубе 469 [c.539]

Исследовано влияние сильного охлаждения поверхности тела на характеристики течения в ламинарном пограничном слое на тонком треугольном крыле, обтекаемом гиперзвуковым потоком вязкого совершенного газа на режиме сильного вязконевязкого взаимодействия. Численно исследовано влияние формы поперечного сечения и отношения толщины крыла к толщине вытеснения пограничного слоя на локальные и суммарные аэродинамические характеристики. [c.340]

Особый характер обтекания тонких треугольных крыльев возникает в случае, когда температура поверхности тела асимптотиче ски мала по сравнению с температурой торможения. В 7.4 рассмотрено обтекание треугольных крыльев с трехчетвертными передними кромками [Дудин Г.Н., 1997]. Показано, что при углах стреловидности крыла меньше критического в ламинарном пограничном слое возникают области закритического и докритического течений. В первой из них возмущения не распространяются вверх по потоку и реализуется автомодельное течение. Если угол стреловидности крыла больше критического, то на всем крыле реализуется докритиче ский режим обтекания, в котором возмущения распространяются от плоскости симметрии крыла вплоть до передних кромок. [c.341]

Рассматривается симметричное обтекание полубе сконечного тонкого треугольного крыла с характерной толщиной т порядка толщины пограничного слоя гиперзвуковым потоком вязкого совершенного газа при нулевом угле атаки. Предполагается, что температура поверхности крыла постоянна и мала по сравнению с температурой торможения набегающего потока и реализуется режим сильного взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким гиперзвуковым потоком. Постановка задачи описана в разделе 7.4.1 предьщущего параграфа, поэтому приведем окончательную систему уравнений ламинарного пограничного слоя и граничные, которые принимают следующий вид [c.341]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...