ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Косые скачки уплотнения из "Прикладная газовая динамика. Ч.1 " Разложим вектор скорости на две составляющие, из которых одна нормальна (w ), а другая параллельна (w,) фронту скачка (рис. 3.9). [c.127] Давление в скачке уплотнения возрастает (/ 1 Рн), откуда следует условие (31), согласно которому нормальная составляющая скорости в скачке уменьшается. [c.128] разумеется, получить и такие формулы, которые связывают изменение давления в косом скачке непосредственно с абсолютной скоростью набегающего потока. [c.130] Увеличение угла скачка до прямого (а = 90°) приводит к известному соотношению (16) для прямого скачка. [c.131] При одной и той же скорости набегающего потока косой скачок, как это следует из (45), всегда бывает слабее прямого. [c.132] Иитенсивность косого скачка уплотнения изменяется с изменением угла наклона его фронта к направлению набегающего потока. В предельном случае, когда косой скачок переходит в прямой (а = 90°), увеличение давления получается максимальным. При этом равенство (45) переходит в равенство (20), известное из теории прямого скачка уплотнения. [c.132] фронт очень слабого косого скачка уплотнения располагается по отношению к набегающему потоку под углом о о. который определяется равенством (46). Сильные возмущения, как было показано выше, распространяются со сверхзвуковой скоростью, в связи с чем фронт сильного скачка образует с набегающим потоком больший угол, чем характеристика а ао. [c.133] Это равенство при М 1/sin а дает pi ри, а в случае а = 90 переходит в сооответствующее равенство (22) для прямого скачка уплотнения. [c.133] Но еслп известен угол между скоростью за скачком н фронтом последнего, то угол отклонения потока определяется соотношением (30). [c.134] На рис. 3.12 представлены кривые а = /(со), соответствующие различным значениям числа М набегающего потока, построенные для воздуха к = 1,4). Как видим, каждому значению числа М отвечает некоторое предельное отклонение потока ( в = Ютах). Так, при М = 2 поток может быть отклонен не более чем на угол omai = 23°, при М = 3 — на Штах = 34°, при М = = 4 — на Штах = 39°. Даже при бесконечно большой скорости (М = оо) ноток можно отклонить максимум на угол Штах = 46°. Наличие такого ограничения в отклопенип потока после скачков уплотнения является вполне естественным фактом, ибо как при бесконечно слабом скачке, т. е. когда угол а равен углу распространения слабых возмущений, а образующая конуса возмущения является характеристикой, так и при наиболее сильном — прямом скачке угол отклонения потока становится равным нулю, следовательно, кривые (о = /(а) имеют максимумы. [c.134] На кривых рис. 3.12 видно также, что одному и тому н е от-клопению потока отвечают два положения фронта скачка. Косой скачок с большим углом наклона (верхнее значение на кривой а (со)) называют сильным скачком, косой скачок с меньшим углом наклона — слабым скачком. Опыты показывают, что из двух возможных положений плоского косого скачка более устойчивым является то, при котором угол между направлением потока и фронтом скачка меньше. Таким образом, на рис. 3.12 более важны нижние ветви кривых, лежащие под точками максимумов. Нижнее пересечение каждой из кривых а = /((о) с осью ординат соответствует перерождению скачка в слабую волну, а получающийся при этом угол ао представляет собой угол слабых возмущений. [c.134] Случай, когда образуется прямой скачок, является напболео простым, так как при этом сразу получается дозвуковое течение. После косого скачка поток замедляется, но, как мы видели, может оставаться сверхзвуковым. В таком случае последующее торможение должно сопровождаться вторым скачком, который может быть как прямым, так и косым. В последнем случае может понадобиться еще один скачок. Итак, полное торможение сверхзвукового потока требует либо одного прямого скачка, либо системы из нескольких косых скачков, обычно завершаемой слабым прямым скачком. Можно представить себе такую систему скачков, в которой потери меньше, нежели в одном прямом скачке ). [c.137] Зависимость зтла а между фронтом скачка и направлением потока от полуугла при вершине конуса ( он) для случая К = = 2(Ма = 3,16) приведена на рис. 3.17 (сплошная). Здесь же нанесена кривая а = /(Икл), дающая углы отклонения потока непосредственно за скачком (штриховая), т. е. отвечающая плоскому потоку (обтеканию клина). Как видим, при одинаковых уг лах конуса и клина на конусе скачок получается слабее (более наклонным). [c.138] Вернуться к основной статье