Главная » Просмотр файлов » Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980

Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 8

Файл №947285 Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980) 8 страницаКраснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285) страница 82013-09-15СтудИзба
Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 8)

Поэтому составим первое уравнение для определения коэффициентов сд и сз: бонус е сзерхзаукозом потоке В соответствии с этим результатом и согласно (10.4.31) составляющая скорости Ух =- х(от + 2су). (10.4.36 рассмотрим точку А на ударной волне, удаленную от поверхности носка на расстояние у = 5. Приравнивая скорость У„, найденную из (10.4,36), У«А — — х (:, + 2саз) ее значению (!0.4.19) на ударной волне ! «А ! ссоз(() — нс), получаем к(сг + 2»аз) = У соз((1 — р ), Переходя к пределу при к — 0 и полагая з = аа, Ус — — РУ, находим зависимость, относящусося к точке С, расположенной на прямой части ударной волны: соз (3 3с) сг + 2саза 1'пп (10.4.37) «-+О Предел в левой части можно вычислить следующим образом.

Из рис, !0,4,6 видна, что в точке А на ударной волне угол () — Рс = и/2 — (ср + ()с). Следовательно, соэ(р — 6») = 5!п(ср —,- (!О). Вблизи точкй полного торможения углы ср и р малы и мажйо принять соз(9 — !)О)як ф+ ()с. В соответствии с этим соз (3 — 8,) е Рс 1!ш ' — = Иш — +!пп х-то Х к+О Х кае Х Очевидно, что 11ш(с(/к) = 1//!т, а второй предел можно представить в виде к-то /8»! 1пп — ' =1пп ( — ' ° — ) = ~ — ! — (!0.4.38) —.~ - ' ° ) ~-!.

йс / 'с где 1пп — = ( — ); 1пп — = —; каса — РадИУс кРивизны УдаРнай к-та сс с>,,х=-а х-+О Х /Сса волны в ее вершине (если /сс — текущее значение радиуса кривизны волны, то Яса =1!ш /сс). Угол (см. рис. !0.4.6) связан с углом наклона волны В, форму«-та лой ы = и/2 — бс. (10.4.39) Лля определения (р /ы)х=а воспользуемси формулой (4.2.19), которую получим при помощи (4.2.2!) и (10.4.39) в виде р /рс = Пй(0 — !)»))/!89 = !а /!9(ю + Рс) Для малых ы и !)с отношение р /рс =ы/(ы + рс). Следовательно, 1пп — ' = 11пт — — ! или — '' = —" — 1 — — — 1 х-+О а' х-:О О а /х=а»а р Таким образом, »аз() — эс) 1 / 1 тс 1 1!гп ' ' = — +! = — 1') †.

х-+О т, О са Глаза десятая Внесем это выражение в (10.4.37): 1 / ! 1 1 сг + 2сззо /гсо ! /гсо (сг + 2сззо) — + [ — 1! — = или — + — — 1= )р, ~-, / /р„ /тт р рУ При больших скоростях обтекания можно принять /г,о/)г яя 1, поэтому (!0.4.40) сз + 2с,з, = У, //гсо В уравнениях (!0.4.35) и (10.4.40) помимо сы со имеется третье неизвест.

ное — расстояние зо от ударной волны до носка. Поэтому к системам (10.4.35) и (10.4.40) необходимо добавить еще одно независимое уравнение, которое вытекает из выражения для вихря: дУк дУг д д Я, = — — — = — [х (с, + 2с,у)] — — [ — 2 (с,у + с.,у')] = 2с,х. з ду дх ду дх (!0.4.4!) Зависимость (10.4.4!) пригодна для определения вихря как на поверхности носка, так и непосредственно за ударнон волной на участке потока вблизи точки полного торможения. Вихрь в потоке за ударной волной можно также найти иэ уравнения (!0.4.6), которое в соответствии с зависимостью (+ Уз/2 = = сопз1 преобразуется к виду го1Р х Р=йгад/ — (1/р) йгад р.

(10. 4 А2) Воспользуемся известной из термодинамики зависимостью для энтропии ТАЗ = ой — др/р, (10.4.43) согласно которой можно получить векторное соотношение Т угад 3 = ягад Š— (1/р) агад р. Отсюда (10.4.42) представим в виде (10.4.44) го1 Р Х Р = Т ягад 3. (10.4.45) Это уравнение можно отнести к условиям на ударной волне. Рассмотрим на ней произвольную точку А (см. рнс.

10.4.6). Проецируя векторы, входящие в (10.4.5), иа направление касательной т, получаем соотношение (го1 Р Х Р), = ТодЗз/дс, (10.4.46) ] го! у хР ] = [ го17 [ [ Р [ з!п(я/2) =0,ус. Вектор, равный векторномупроизведениюго1У Х У, перпендикулярен плоскости векторов го1 У, !' и, очевидно, расположен, как и вектор Р = !', в пло скости симметрии (рис. 10.4.7, а). Проекция векторного произведения го17 Х где То — температура в точке А за скачком уплотнения.

Компонента (го!У Х У), векторного произведения определяется следующим образом. В точке А вектор го1Р,модуль которого Я, ориентирован по нормали к вертикальной плоскости симметрии (рис. 10.4.7, а). Величина У представляет собой вектор скорости за ударной волной У = !', расположенный в указанной плоскости симметрии. Ввиду перпендикулярности векторов го17 и Р их векторное произведение по модулю Конус в сверхзвуковом потоке 4! Н'а йаа=йт «7 ~Ь/ лëрнал данна гагйнй га< Ркс. 1ОА.7 К определению интенсивности вихря за ударной волной Х У на направление касательной, как видно из рис. 10.4.7, равна (го11» Х У) = ы»У 5<п(Вс, а) ° (10.4.47) Для определения правой части (10.4.

46) воспользуемся уравнением (10.4. 43), отнеся его к условиям в той же точке А за ударной волной: 7'абба = б»з — г<рг/Ра. (10.4.43') Уравнения для энтальпии гэ и давления ре возьмем соответственно в форме (4.2.6) и (4.2.4). Так как рассматриваются большие скорости, при которых <! « »2 и р! « рэ, то эти уравнения представим в виде или с учетом <4.2.31 д У»п 1»«, Р— Рг/Рэ Раа /Р Дифференцируя, получаем: '<<2=(1 Р ) 1« ""«1»«Р»<Р' »<ра = 2(1 — Р ) Р»У«бУ« т,ж,=(1 — р)2У„„бУ„„, (10.4.60) Из рис. 10.4.7, б бУ«аа = У<~!»<ег П и Р .4.7, б следует, что приращение нормальной составляющей «~ =, .При этом, так как скорость У<'!в точке А<!1, находящейся на малом удалении от за т заданной точки А, отличается от скорости У, в точке А на есконечио малую величину, дифференциал У«б™с» (10.4.61) где <Ра = »<т/»<໠— радиус кривизны волны в точке А (рис.

10.4.7, б) гэ = 1»„1/2 — 1»22/2; Р! «1 Ре(«2 2 2 '.= 1 .'„(1 — '))/2; р, = Р,У„'„(! — Р), У2 б Подставляя эти выражения в (10.4.43'), находим (10.4.48) (10.4.49) (10.4.48') (10.4.49') Глава десятая И =У (1 — р) з)п 6 сов О /((роз!пор + созой )изй ]. (10.4.54) Заменяя здесь 0о на п(2 — ы, имеем Рх = У (1 — р ) соз и ып оо/[( ро сохо о)+з!по н)пз Я ] .

(10.4.54') В окрестности точки полного торможения, где величины ы малы и )с )го о о ( Р ) /( Р)~се) ' Приравнивая правые части (10.4.41) и (10.4.54') и = 1Я о, находим коэффициент (10.4.54о) учитывая, что ы !х = сз = ",о (! !') /(2 Р)!се) (10.4.55) Подставляя это значение сз в уравнения (!0.4.35) и (10.4.40) и решая их совместно, находим зависимость для коэффициента с„: (10.4.56) Скорость на поверхности носка определяем из (10.4.36) при условии, что У=О: (10.4.57) Из свойства нечетности функции У„ следует, что прн х ) 0 или х < 0 соответственно У ) 0 нли Ух с О. Это зйачит, что в формуле (10.4.57), а следовательно, и в равенстве(10.4.56) для с, взят знак плюс.

Отход и форма головной ударной волны. Наряду с коэффициентом с, решение системы (10.4.35) и (10.4.40) дает зависимость для отхода э, ударной волны от носка: Вносим сюда значения сз из (10.4.55) и с, из (10.4.56) со знаком ПЛЮС: с~со ]1 ( 2„рз)нз] (10.4. 58) В соответствии с (10.4.51) уравнение (10.4.50) представим в виде тонха = (! Р )' У„„У,)т))Р,, (10.4.52) Внося (10.4.47) и (10.4.52) в (10.4.46), находим с ( с 'с) (! Р) (л» !" /)~ Используя формулу (10.4.21) для У, а также выражения Ь'а = 1' Мп0 ° У, =У созВ (10.4.53) которые получаются из треугольника скоростей на рис. 10.4.7, б, находим для вихря 43 И „ус в сверхзвуковом потоке б/ 5з= узт'Ят о) аа=5а/Ят атм аб а,л а,» ау дг даа а,ау а,) а,аа а Ы П гт гб М. ад а» аа р=р /р Рис (О,4.В Относительный отхоД Ула носком, обтекаемым сверхзвуковым о — дла воздуха (во артумзвту )); б — дла з1авту Мая р, =)03 Па; Т, =-гаек) рной волны перед сферическим потоком: висло)ода, азота в воздуха (по ауту- (10.4.

59) В действительности концентричность не наблюдается. Соответствующее отклонение от зависимости (10.4.59) тем больше, чем меньше числа М . Для учета отклонения от концентричной формы ударной волны можно воспользоваться зависимостью, полученной по опытным данным, Я„= Л„Я, = 1/ [1 —,)" . В результате отход, отнесенный к радиусу сферического носка, о в со 5 [1 5) (10.4 6]) И~ и Дт, где 5, берем в соответствии с (10.4.58) в виде Яо — — ' [1 — (2Р— Ра) "1. (1 — а)' Величина 50, рассчитанная по (10.4.61) и (10.4.62), представлена в фУнкции Р = Р /Рс на Рис. 10.4.8, а.

На Участке до значениЯ Р( 0,4 кривая, показанная на рис. 10.4.8, а и характеризующая изменение отхода для ударной волны около сферического носка, аппроксимируется простой зависимостью (см. [2)) , = 0,52 [р/(1 — рИ'". (10.4.63) (10.4.60) (10.4.62) В правую часть этой формулы входит радиус кривизны волны на оси /с„, который следует рассматривать при заданных условиях набегающего потока как функцию радиуса сферы гс,. Если исходить из предположения, что на оси волна концентрична сфере, то 1000 —— = Я, + 5,. ВводЯ новые обозначениЯ ус со = Йсо/х)(тт ~ = а)Жсс, получаем Глава десятая В полученных зависимостях безразмерная плотность р =р„/р, является параметром подобия для относительного отхода з, =за®т и определяется из условий равновесной диссоциации непосредственно за прямой частью ударной волны.

Формула (10.4.63) отражает реальное явление, заключающееся в том, что в условиях диссоциации происходит снижение температуры, вызывающее увеличение плотности. Таким образом, возникает дополнительное поджатие газа и, как следствие, приближение ударной волны к обтекаемой поверхности. Представляют интерес результаты расчета относительного отхода ударной волны, полученные в работе [2). Эти результаты графически изображены на рис. 10.4.8, б и показывают изменение величины з, = зв//г, в зависимости от М для случаев обтекания сферы потоками воздуха, кислорода и азота. Видно, что при значениях чисел М = 9 †: 13, когда изменение теплоемкости воздуха обусловлено в основном диссоциацией кислорода, кривая з,(М ) для воздуха расположена ближе к соответствующей кривой для кислорода.

Характеристики

Тип файла
DJVU-файл
Размер
4,69 Mb
Тип материала
Учебное заведение
Неизвестно

Список файлов книги

Свежие статьи
Популярно сейчас
Почему делать на заказ в разы дороже, чем купить готовую учебную работу на СтудИзбе? Наши учебные работы продаются каждый год, тогда как большинство заказов выполняются с нуля. Найдите подходящий учебный материал на СтудИзбе!
Ответы на популярные вопросы
Да! Наши авторы собирают и выкладывают те работы, которые сдаются в Вашем учебном заведении ежегодно и уже проверены преподавателями.
Да! У нас любой человек может выложить любую учебную работу и зарабатывать на её продажах! Но каждый учебный материал публикуется только после тщательной проверки администрацией.
Вернём деньги! А если быть более точными, то автору даётся немного времени на исправление, а если не исправит или выйдет время, то вернём деньги в полном объёме!
Да! На равне с готовыми студенческими работами у нас продаются услуги. Цены на услуги видны сразу, то есть Вам нужно только указать параметры и сразу можно оплачивать.
Отзывы студентов
Ставлю 10/10
Все нравится, очень удобный сайт, помогает в учебе. Кроме этого, можно заработать самому, выставляя готовые учебные материалы на продажу здесь. Рейтинги и отзывы на преподавателей очень помогают сориентироваться в начале нового семестра. Спасибо за такую функцию. Ставлю максимальную оценку.
Лучшая платформа для успешной сдачи сессии
Познакомился со СтудИзбой благодаря своему другу, очень нравится интерфейс, количество доступных файлов, цена, в общем, все прекрасно. Даже сам продаю какие-то свои работы.
Студизба ван лав ❤
Очень офигенный сайт для студентов. Много полезных учебных материалов. Пользуюсь студизбой с октября 2021 года. Серьёзных нареканий нет. Хотелось бы, что бы ввели подписочную модель и сделали материалы дешевле 300 рублей в рамках подписки бесплатными.
Отличный сайт
Лично меня всё устраивает - и покупка, и продажа; и цены, и возможность предпросмотра куска файла, и обилие бесплатных файлов (в подборках по авторам, читай, ВУЗам и факультетам). Есть определённые баги, но всё решаемо, да и администраторы реагируют в течение суток.
Маленький отзыв о большом помощнике!
Студизба спасает в те моменты, когда сроки горят, а работ накопилось достаточно. Довольно удобный сайт с простой навигацией и огромным количеством материалов.
Студ. Изба как крупнейший сборник работ для студентов
Тут дофига бывает всего полезного. Печально, что бывают предметы по которым даже одного бесплатного решения нет, но это скорее вопрос к студентам. В остальном всё здорово.
Спасательный островок
Если уже не успеваешь разобраться или застрял на каком-то задание поможет тебе быстро и недорого решить твою проблему.
Всё и так отлично
Всё очень удобно. Особенно круто, что есть система бонусов и можно выводить остатки денег. Очень много качественных бесплатных файлов.
Отзыв о системе "Студизба"
Отличная платформа для распространения работ, востребованных студентами. Хорошо налаженная и качественная работа сайта, огромная база заданий и аудитория.
Отличный помощник
Отличный сайт с кучей полезных файлов, позволяющий найти много методичек / учебников / отзывов о вузах и преподователях.
Отлично помогает студентам в любой момент для решения трудных и незамедлительных задач
Хотелось бы больше конкретной информации о преподавателях. А так в принципе хороший сайт, всегда им пользуюсь и ни разу не было желания прекратить. Хороший сайт для помощи студентам, удобный и приятный интерфейс. Из недостатков можно выделить только отсутствия небольшого количества файлов.
Спасибо за шикарный сайт
Великолепный сайт на котором студент за не большие деньги может найти помощь с дз, проектами курсовыми, лабораторными, а также узнать отзывы на преподавателей и бесплатно скачать пособия.
Популярные преподаватели
Добавляйте материалы
и зарабатывайте!
Продажи идут автоматически
6549
Авторов
на СтудИзбе
300
Средний доход
с одного платного файла
Обучение Подробнее