ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы О применении пневматического насадка в сверхзвуковом потоке из "Прикладная газовая динамика Издание 2 " Согласно закону (16) за ударной волной скорость газа относительно фронта волны получается всегда меньше звуковой (Х 1) на основании этого становится ясным, что всякое изменение давления, происходящее позади волны и распространяющееся со скоростью звука, может догнать фронт волны. Именно по этой причине описанное выше (фиг. 26) падение давления в следе за ударной волной, возникше в неподвижном газе, приводит к ослаблению перепада давления на фронте волны и вызывает её затухание. [c.83] Характерной особенностью прямого скачка уплотнения, как можно было заметить, является то, что, пересекая его фронт, газовый поток не меняет своего направления, причём фронт прямого скачка располагается нормально к направлению потока. [c.83] Кинематика потока прп косом скачке уплотнения. [c.85] Р1 — Рп = Рн Унп (аУнп - т п)-Давление в С1 ачке уплотнения возрастает р- р ), откуда следует условие (31), согласно которому нормальный компонент скорости в скачке уменьшается. [c.85] разумеется, получить и такие формулы, которые связывают изменение давления в косом скачке непосредственно с абсолютной скоростью набегающего потока. [c.88] При одной и той же скорости набегающего потока косой скачок, как это следует из (45), всегда бывает слабее прямого. [c.90] Интенсивность косого скачка уплотнения изменяется с изменением угла наклона ого фронта к направлению набегающего потока. В предельном случае, когда косой скачок переходит в прямой (а = 90°), увеличение давления получается максимальным. При этом равенство (45) принимает тот же вид, что и равенство (20), известное нз теории прямого скачка уплотнения. [c.90] Мы указали способ определения угла, на который отклоняется ноток в скачке, когда положение фронта известно. Если, наоборот, задано онрсделёБное отклонение сверхзвукового потока, то в тех случаях, когда в результате отклонения величина скорости до.лнчна уменьшиться (например, прп сверхзвуковом обтекании клина, изображённого на фнг. 31, а), возникает косой скачок уплотнения при этом по формулам (30) и (50) может быть вычислен угол а, под которым расположится фронт скачка по отношению к потоку. [c.92] Возможен случай сверхзвукового обтекания клина, у которого угол при вершине оказывается больше, чем допускается по фиг. 36. Прп этом не может осуществиться обтекание с плоским косым скачком уплотнения. Опыт показывает, что в таком случае образуется скачок уплотнения с криволинейным фронтом (фиг. 37), причём поверхность скачка размещается впереди, не соприкасаясь с носиком клина. В центральной своей части скачок получается прямым, но при удалении от оси симметрии переходит в косой скачок, который на больщих растояниях вырождается в слабую волну. Такая же форма скачка уплотнения наблюдается при сверхзвуковом обтекании тела, имеющего закруглённую носовую часть (фиг. 38). [c.94] Зависимость угла а между фронтом скачка и направлением потока от полуугла при вершине конуса (шков) для случая = 2 (Мн = 3,16) приведена на фиг. 41 (сплошная) ). Здесь же нанесена кривая а = /(шпл), дающая углы отклонения потока непосредственно за скачком (пунктир), т. е. отвечающая плоскому потоку (обтекание клина). Как видим, при одинаковых углах конуса и клина на конусе скачок получается слабее (более наклонный). [c.96] Расчёт произведён Г. II. Петровым и Е. П. Уховым. См. Петров Г. П. и У хов Е. П., Расчёт восстановлеипя давления при переходе от сверхзвукового потока к дозвуковому при различных системах плоских скачков уплотнения, М., 1947. [c.96] Заметим, что, например, в аэродинамическо трубе всегда известна именно температура торможения, т. е. температура всасываемого в трубу воздуха. [c.100] Вернуться к основной статье