Гиперзвуковые аэродинамические трубы

Опыты проводились в гиперзвуковой аэродинамической трубе № 4 Морской артиллерийской лаборатории США при давлении набегающего потока 15—38 атм. Детальное описание аэродинамической трубы и ее характеристик приведено в работе [13]. [c.398]

Переохлаждение было впервые обнаружено Вильсоном еще в 1897 г. Однако первые систематические исследования этого явления в сильно конфузорных паровых потоках (в соплах) проведены А. Стодолой [Л. 235]. Дальнейшие работы были посвящены изучению явлений переохлаждения и конденсации водяного пара в сверхзвуковых и гиперзвуковых аэродинамических трубах [Л. 7, 31, 201, 225]. [c.137]

Экспериментальные исследования не стационарных аэродинамических характеристик проводились на моделях затупленных конусов с радиусом миделевого сечения R = 35,5 мм и углом полураствора в = 6,7° при различных радиусах сферических притуплений г = О, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7,1 мм, в гиперзвуковой аэродинамической трубе с диаметром выходного сечения сопла 350 мм при числах Маха = 6 и 7,7 и, соответственно, числах Рейнольдса, рассчитанных на один метр, 3,6 10 и 2,5 10 . Для устранения конденсации воздух подогревался с помощью омических подогревателей до температуры торможения Го = 500 К при = 6 и Го = 620 К при Моо = 7,7. Скорости потока на выходе из сопла были в этом случае соответственно равны Т4о = 932 м/с и 1074 м/с. [c.172]

Другим важнейшим применением достижений газодинамики каналов и струй является техника аэродинамического эксперимента. В настоящее время эта техника очень высоко развита. Конструирование сверхзвуковых и гиперзвуковых аэродинамических труб невозможно без знания законов газовой динамики. В частности, вопрос о допустимых максимальных размерах моделей, позволяющих имитировать условия свободного полета в условиях ограниченного объема рабочей части трубы, нельзя решить без знания законов распространения возмущений в сжимаемом газе. Теория аэродинамических труб стационарного действия также основана на теории одномерных стационарных течений сжимаемого газа. [c.13]

Гиперзвуковые аэродинамические трубы [c.35]

Теория скачков уплотнения (ударных воли) имеет большое значение для изучения закономерностей сверхзвуковых газовых потоков. Без знания ее невозможно рассчитать аэродинамические х,а-рактеристики летательных аппаратов, движущихся со сверх- и гиперзвуковыми скоростями определить рабочие параметры их воздухозаборных устройств, органов управления спроектировать сверхзвуковые и ударные аэродинамические трубы изучить сложные процессы струйных взаимодействий. [c.98]

Наряду с профилированием контуров оптимальных сопел в ЛАБОРАТОРИИ развиты методы и алгоритмы построения сопел, которые при различных геометрических ограничениях реализуют заданный поток в сечении выхода. Это - сопла (в том числе, кольцевые) аэродинамических труб, с равномерным потоком на выходе [46-49], сопла аэродинамических окон, которые создают сверхзвуковой поток, закрученный по закону свободного вихря [50], сопла газодинамических лазеров и МГД-генераторов, включая веерные [51], и т.п. Разработан метод профилирования технологичных пространственных сопел, реализующих в выходном сечении близкий к равномерному сверх-или гиперзвуковой поток [52]. Технологичность указанных сопел обусловлена простотой формы их поперечных сечений - прямоугольников (или квадрата) с фиксированным отношением сторон. При приемлемых длинах неравномерности потока почти во всем выходном сечении построенных сопел не превышает по числу Маха 2%. [c.368]

Первые ступени ракет для вывода на орбиту вокруг Земли искусственных спутников или для вывода на баллистические траектории межконтинентальных снарядов достигают в атмосфере чисел Маха до пяти и более. Спускаемые на Землю космические аппараты имеют при входе в атмосферу с околоземных орбит М 25, а при возвращении с окололунных траекторий М 35. Метеорные тела достигают в верхних слоях атмосферы значений М 100. Большие значения числа Маха 10—15 и более) имеют потоки в аэродинамических трубах, предназначенных для изучения гиперзвуковых течений газа, а также истекающие в разреженное пространство струи из сопел ракетных двигателей верхних ступеней многоступенчатых ракет. [c.399]

Современный подход к решению задачи профилирования состоит в численном решении корректно поставленных задач. Однако и до сих пор в технике можно встретиться с традиционным приемом профилирования сопел, утвердившимся в ЗО-х годах в эпоху массовой постройки аэродинамических труб. Этот прием состоит в том, что контур сопла в дозвуковой части выбирается приближенно в виде некоторой гладкой кривой, а сверхзвуковая часть профилируется методом характеристик без использования информации о решении в М-области, но на основании заменяющих ее дополнительных предположений (например, предположения о прямой звуковой линии или предположения о том что на начальном участке сверхзвуковой части сформировано течение от источника). Следует отметить, что так спрофилировано подавляющее большинство существующих в настоящее время сопел аэродинамических труб [82] приемлемая степень равномерности потока на выходе была достигнута ценой увеличения полости сопел (грубо говоря, поток при этом становится как бы одномерным). Однако неоправданное удлинение сопел нежелательно по техническим соображениям, в особенности для гиперзвуковых труб. [c.82]

Ввиду ограниченного объема монографии в нее не включены разделы по течениям в МГД-генераторах, управляющим соплам, по гиперзвуковым течениям в соплах, методам профилирования сопел реактивных двигателей и аэродинамических труб. Некоторые из перечисленных проблем изложены в монографиях [150, 257]. [c.7]

Течение в вырезах (кавернах, выемках) как один из видов отрывных течений широко встречается в ряде прикладных задач на летательных аппаратах (для размещения приборов, колесных ниш, сопряжения блоков ракет), в аэродинамических трубах и при движении газа в различных элементах технологических установок. Ряд теоретических и экспериментальных исследований относится к обтеканию каверн в широком диапазоне скоростей набегающего потока от несжимаемой жидкости до газа с гиперзвуковыми числами Маха. [c.123]

В зависимости от скорости потока в рабочей части аэродинамические трубы можно подразделить на дозвуковые (О<Моо<0,8), околозвуковые (0,8 < Моо <1,2), сверхзвуковые (1,2<Моо<5) и гиперзвуковые (Моо>5). Иногда эта классификация дополняется трубами малых (0<Моо<0,5) и больших дозвуковых (0,5<Моо<1) скоростей. [c.14]

Конструкция аэродинамической трубы, предназначенной для получения очень больших (гиперзвуковых) скоростей (Моо>5), обладает рядом специфических особенностей. Для получения в такой трубе, на- [c.35]

Логан [300] использовал аналогичный метод для исследования влияния рекомбинации атомов на параметры течения в гиперзвуковой аэродинамической трубе. Им было предсказано значительное отклонение от состояния термохимического равновесия в соплах гиперзвуковых аэродинамических труб, имеющих высокую скорость охлаждения. [c.119]

Роль собственных ядер наглядно иллюстрируют исследования процессов конденсации воздуха в гиперзвуковых аэродинамических трубах [Л. 10, 43 . Из опытов следует, что концентрация ядер, при которой переохлаждение бы-стродвижущейся среды практически не проявляется, составляет величины порядка (10 10 ) смГ . Эти величины значительно превышают возможное число содержащихся в паре извне внесенных примесей — капелек влаги и различных взвесей. Таким образом, имеются основания полаг Т ., что подавляющая часть конденсата образуется на поверхности собственных, спонтанно возникающих ядер. [c.93]

Измерения статической температуры в пограничном слое часто осуществляются косвенным образом с помощью датчика температуры торможения. Однако если температура и скорость потока велики или плотность потока и давление малы, как это наблюдается во лшогих гиперзвуковых аэродинамических трубах, то измерения с помощью обычных датчиков температуры торможения становятся весьма неточными вследствие потерь теплопроводностью и излучением. Кроме того, по мере уменьшения размера [c.401]

При нормальных условиях в воздухе относительная скорость молекул порядка 5- Ю Mj eti (так как — 300° К)- При увеличении относительной скорости молекул сечение максимально может измениться на одну треть (при Т—>со). Сравнительно слабое изменение сечения столкновения обусловлено тем, что уже при комнатной температуре относительная скорость молекул оказывается достаточно большой, так что взаимодействие молекул определяется крутым участком потенциальной кривой. Если же температура достаточно низка, так что столкновения молекул определяются дальними пологими участками потенциальной кривой, то при увеличении относительной скорости молекул эффективное сечение может измениться во много раз. С таким явлением можно встретиться, например, в гиперзвуковых аэродинамических трубах, работающих на гелии. Температура потока в рабочей части трубы может равняться 5—10°К. в то время как скорость набегающих молекул относительно молекул, отраженных от помещенного в поток тела, может соответствовать температуре Г -ЗОО К- [c.392]

Интересные и важные для практики расчеты коэффициента восстановления полного давления в соплах гиперзвуковых аэродинамических труб с характерным для них толстым пограничным слоем проведены И. И. Межировым (1965). Сформулированное выше правило подобия было обобщено А. П. Быркиным. и И. И. Межировым на случай ламинарного течения в канале с произвольными значениями скорости, коэффициента вязкости, температуры и теплосс/держания. И здесь для семейства контуров. [c.808]

Экспериментальное оборудование. Эксперименты проводились в гиперзвуковой аэродинамической трубе балонно-эжекторного типа Т-326 ИТПМ СО РАН [6] при числе Маха М< = 5,92 и единичном числе Рейнольдса Ке, = 1,3-10 1/м. Во время эксперимента значения параметров Р = 1,1 МПа и = 390 К поддерживались постоянными с максимально возможной точностью. [c.90]

При исследовании Г. т. большое значение имеют экс-исрим. исследования как моделей летат. аппаратов и их элементов, так и исследования общего характера, к-рые проводятся для изучения осн. свойств течений газа и проверки выводов теории. Переход от умеренных сверхзвуковых скоростей к гиперзвуковым значительно усложняет проблему моделирования (см. Аэродинамический эксперимент, Аэродинамическая труба). [c.480]

Однако в реальном газе сечения столкновений уменьшаются при увеличении относительной скорости молекул. Очевидно, что сопоставимые данные можно получить только в том случае, если сечение столкновения модельных молекул-шаров принять равным действительному сечению при столкновениях отраженных и набегающих молекул, а переход к параметрам набегающего потока производить в обоих случаях в соответствии с реальным законом изменения взаимодействия молекул. При этом надо иметь в виду, что для одного и того же газа переход к параметрам набегающего потока в условиях трубного эксперимента (особенно в гиперзвуковых трубах) и в натурных условиях может оказаться различным, Как уже отмечалось в 6.6, в аэродинамических трубах при больших числах Маха температура набегающего потока часто много ниже температуры набегающего потока в условиях натурного полета при тех же числах Маха. В соответствии с этим и относительные скорости молекул в набегающем потоке в трубных условиях много меньше, чем в натуре. Но при меньших относительных скоростях сечение столкновений изменяется. гораздо быстрее при изменении относительной скорости сталкивающихся молекул, Чем при больших относительных скоростях. В результате, например, может оказаться, что в условиях аэродинамической трубы молекулы ведут себя подобно максвелловским молекулам, В то время как в условиях натурного полета их сечение изменяется мало и, следовательно, их поведение удовлетворительно аппроксимируется молекулами-шарами. Поэтому расчет, проведенный для молекул-шаров при определенных числах Маха и Кнудсена, будет согласовываться с результатами натурных исследований при тех же числах Маха и Кнудсена, в то время как этот же расчет соответствует трубным испытаниям при другом числе Кнудсена набегающего потока. [c.413]

Экспериментальные данные о нестационарных аэродинамических характеристиках тонких затупленных конусов указывают на сильное влияние при гиперзвуковых скоростях обтекания вязких эффектов, связанных с наличием на поверхности тел пограничного слоя, тепломассообмена и перехода ламинарного режима обтекания в турбулентный. В ходе натурных испыганий были зарегистрированы режимы динамической неустойчивости ЛА, что могло быть проявлением дестабилизирующих факторов, связанных с нестационарным пограничным слоем или переходом ламинарного режима обтекания в турбулентный. На это бьшо обращено внимание и построена приближенная модель течения Ю.И. Файковым (1982 г). Поскольку перечисленные факторы плохо воспроизводятся при испытаниях моделей в аэродинамических трубах, важную роль приобретают расчетные методы. [c.6]

Задача о сверхзвуковом обтекании затупленного конуса рассматривается на основе линейной теории тел конечной толщины с учетом обратного влияния пограничного слоя на внешнее течение в рамках модели слабого вязкого взаимодействия. С этой целью численно решаются трехмерные нестационарные уравнения пограничного слоя и оценивается роль переносного ускорения и кориолисовых сил в формировании течения в нестационарном пограничном слое. Высокая точность определения характеристик, найденных по данной методике, подтверждается экспериментальными дан-ными, полученными путем проведения динамических испытаний крупномасштабной модели L 1 мм) в аэродинамической трубе при = 4 и 6. Расчетные исследования подтверждают наличие режимов антидемпфирования колебаний затупленных конусов при гиперзвуковых скоростях полета, которые могут как усиливаться, так и ослабляться при наличии вдува в пограничный слой с поверхности ЛА. [c.6]

По мере развития авиационной, артиллерийской и ракетной техники, совершенствования теоретических основ аэродинамики менялся характер аэродинамических установок от первых, сравнительно небольших по размерам и малоскоростных аэродинамических труб, до гигантских по величине высокоскоростных труб ЦАГИ (1940) и современных гиперзвуковых установок, а также специальных устройств, в которых искусственно создается сверхзвуковой поток разогретого газа (так называемые трубы с подогревом воздуха, ударные трубы, плазменные установки и др.). [c.7]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...