ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Двухмерные и трехмерные сверхзвуковые потоки из "Гидроаэромеханика " Сверхзвуковой поток около угла. Предварительно рассмотрим такой сверхзвуковой поток газа около стенки (рис. 229), в котором в точке А происходит небольшое прерывное понижение давления. Это понижение давления распространяется в потоке в виде волны или линии разрежения, образующей с направлением потока угол Маха а, и сообщает частицам газа ускорение, направленное перпендикулярно к скачку давления. В результате скорость потока немного увеличивается и одновременно немного изменяет свое направление. [c.377] Если затем в точке А происходит новое прерывное понижение давления, то оно распространяется в отклоненном потоке уже под другим углом Маха а (меньшим угла а) и обусловливает новое увеличение скорости и новое изменение ее направления и т.д. [c.377] Такого рода процесс, который в действительности протекает непрерывно, можно теоретически исследовать, рассматривая его как потенциальное течение , обладающее, согласно сказанному выше, следующими свойствами вдоль каждой прямой, проведенной из точки А, давление, а также величина и направление скорости постоянны каждая прямая, проведенная из А, образует с направлением течения на ней угол Маха, вследствие чего составляющая скорости, перпендикулярная к этой прямой, всегда равна скорости звука, соответствующей состоянию газа в этом месте. [c.378] По мере все большего и большего огибания потоком точки А, скорость его постепенно увеличивается, однако она не может превысить некоторого максимального значения, соответствующего истечению в вакуум и вполне определенного для данного газа при данном начальном состоянии ( 3). Вместе с тем и направление потока не может отклониться от направления, совпадающего со стенкой, больше, чем на определенный угол. Как показывает математическое исследование, для воздуха х = 1,405) предельный угол отклонения потока составляет 129°. На рис. 230 изображена картина такого сверхзвукового воздушного потока, движущегося в вакуум. [c.378] При течении вдоль стенки с вогнутым углом, когда давление в потоке повышается, а также при истечении струи газа в пространство с более высоким давлением, в потоке всегда возникает прерывное изменение состояния, происходит так называемый косой скачок уплотнения (рис. 233). Если к этому случаю применить предыдущее рассуждение, то окажет- рц(,. 233. Косой скачок ся, что линия распространения давления 2, уплотнения которая теперь является линией уплотнения, должна лежать не после линии уплотнения 1, как на рис. 231, а впереди нее, что физически невозможно вместо этого возникает прерывное уплотнение, причем плоскость уплотнения лежит между линиями 1 и 2. [c.379] Составляющие скорости до и после косого скачка уплотнения, перпендикулярные к плоскости скачка, связаны между собой такими же соотношениями, как и скорости до и после прямого скачка уплотнения. Составляющие же скорости, параллельные плоскости косого скачка, равны друг другу. [c.379] Теплера газовые струи, вытекающие из насадка, обнаружили, что если скорость в струе больше скорости звука, то в ней возникают правильные волны. Впоследствии существование таких волн было подтверждено также другими исследователями при помощи измерений давления. Возникновение этих волн объясняется следующим образом косые линии разрежения и уплотнения, описанные в предыдущем пункте, при пересечении проникают друг через друга без заметного взаимного влияния и, достигнув свободных границ, полностью отражаются от них, причем так, что линии разрежения превращаются в линии уплотнения, и наоборот. [c.380] Если внешнее давление р2 больше давления в струе рх при ее выходе из насадка, то сначала возникают два косых скачка уплотнения такого же вида, как на рис. 233 эти скачки, достигнув границ струи. [c.380] Если начальная скорость истечения газа равна скорости звука (как всегда бывает в случае простых насадков, т. е. насадков, не являющихся продолжением сопла Лаваля), то начальный угол Маха равен а = 90°, и картина распространения линий разрежения и уплотнения принимает вид, изображенный на рис. 235. [c.381] Вернуться к основной статье