Скачок уплотнения плоский косой

Скачок уплотнения плоский косой 50 Скоростной напор относительный 27 Скорость в выходном сеченни сопла 88 [c.894]

Очевидно, что с уменьшением угла Р потери в скачке снижаются, а в случае прямого скачка они оказываются максимальными. При этом потери сильно увеличиваются с увеличением безразмерной скорости перед скачком, поэтому в аэродинамике больших скоростей при появлении интенсивных плоских скачков стараются обеспечить торможение с помощью одного или нескольких косых скачков, обладающих меньшими потерями. Исходя из этих соображений, В. П. Куркин [31] предложил газоструйный излучатель, в котором плоский скачок уплотнения заменен косым. Для преобразования плоского скачка в косой в осесимметричном потоке обычно используется конус с углом 20 при вершине, поэтому излучатель с косым скачком уплотнения по своей конструкции отличается от обычного свистка Гартмана лишь введением струи конического препятствия по оси (рис. 39). [c.57]

Применяя диффузоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остается сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно за последним косым скачком поместить прямой скачок или особый участок криволинейной ударной волны, элементами которой являются сильные косые скачки, переводящие поток в дозвуковой. [c.464]

Принципиальная схема плоского диффузора с двумя скачками уплотнения изображена на рис. 8.39. Для того чтобы получить первый косой скачок с нужным углом наклона а, следует устроить клинообразный выступ, отклоняющий поток на угол ш, который для заданного значения Мн подбирается по рис. 3.12. Наличие клина не нарушает внешнего обтекания диффузора, если расстояние ОС выбрано из условия встречи фронта скачка ОА с кромкой входного отверстия. Площадь входного отверстия диффузора должна быть рассчитана так, чтобы скорость потока в нем равнялась скорости за прямым скачком. В этом случае прямой скачок помещается в плоскости СА и не влияет на внешнее обтекание диффузора. [c.468]

Исключение составляют только ограничения, связанные с наличием запредельных значений поворота потока в течении расширения или с невозможностью образования плоского косого скачка уплотнения. [c.47]

Обработка интерферограмм показывает, что за косым скачком уплотнения перед плоской преградой с углом Рс = 30° плотность воздуха увеличивается при одном режиме работы аэродинамической трубы в 3,41 раза, а при другом — в 10 раз. Достаточно ли этих данных для определения отношений соответствующих значений скоростей и температур после скачка и до него Задайтесь в случае необходимости недостающими параметрами и найдите искомые отношения. [c.106]

Тонкая игла перед тупым телом. Такая игла, вызывая отрыв потока, способствует снижению сопротивления и теплопередачи при больших сверхзвуковых скоростях. Рассмотрим механизм этого явления. Отсоединенный почти прямой скачок уплотнения перед затупленным телом (рис. 1.12.4,а) может изменить свою форму, если перед таким телом установить тонкую иглу (рис. 1.12.4,6). Поток может оторваться на игле и образовать область течения клинообразного или конусообразного типа (в зависимости от того, является ли тело плоским или цилиндрическим). Под влиянием такого отрывного течения изменится форма головного скачка уплотнения от почти прямого до косого, что обусловит снижение лобового сопротивления и теплопередачи в точке полного торможения затупленной поверхности. Однако в контактной области скачка и поверхности иглы могут возникать высокие местные тепловые потоки, что несколько снижает эффективность использования иглы. [c.106]

Ж. Грин сравнил собственные экспериментальные данные по преобразованному формпараметру Я с рассчитанными его значениями по (10-110). Опыты проведены в сверхзвуковой аэродинамической трубе. Воздущный поток с числом Мес = 2,5 набегал на плоский клин с переменным углом атаки. Возникающий на клине косой скачок уплотнения отражался ко дну аэродинамической трубы в области отражения скачка давление резко нарастало, а затем поддерживалось почти постоянным-320 [c.320]

Аналогичные явления наблюдаются при отражении скачка от твердой границы (рис. 7-16). На перегретом паре в точке углового излома А возникает косой скачок уплотнения АВ, отражающийся в точке В от нижней стенки, а затем в точке D от верхней. При снижении начального перегрева угол первого скачка АВ, увеличивается, точка падения скачка на плоской стенке В, перемещается против потока. В этом же направлении смещается точка Di. [c.199]

Изменение параметров потока распространяется по линии ВК, которая называется плоским косым скачком уплотнения. [c.133]

Для образования косых скачков используются осесимметричные или плоские поверхности торможения с изломами образующих. Интенсивность отдельных косых скачков и соответствующие им значения коэффициентов Ог зависят от выбора углов р, излома образующей поверхности торможения. При заданном числе М полета и заданном числе скачков уплотнения эти углы могут быть подобраны таким образом, чтобы коэффициент От достигал наибольшего возможного значения. Системы скачков, удовлетворяющие этому условию, получили название оптимальных. [c.260]

При числах М полета, больших 1,5, потери в прямом скачке уплотнения быстро возрастают и диффузоры с прямым скачком уплотнения на входе становятся малоэффективны. Для снижения потерь торможение потока при больших скоростях осуществляют в системе косых и прямого скачков уплотнения. Требуемую систему скачков уплотнения создают путем выдвижения навстречу потоку плоских или круглых заостренных тел. На рис. 5.15, б представлено сверхзвуковое входное устройство, обеспечивающее тормо- [c.241]

Таким образом, касательные составляющие скоростей до плоского косого скачка уплотнения и после него одинаковы. Рассматриваемое течение происходит без теплообмена с окружающей средой и, следовательно, полная энергия потока сохраняется неизменной (/ioi=/Jo2=/Jo) Уравнение энергии, выраженное через компоненты скоростей, имеет вид [c.125]

При обтекании выпуклой прямолинейной стенки (рис. 1.66,й) образуется простая волна расширения (ПВР), в которой поток ускоряется. При обтекании вогнутой стенки возникает простая волна сжатия (ПВС), в которой поток тормозится (рис. 1.66, б). Если кривизна вогнутой стенки достаточна, то прямолинейные линии возмущения могут смыкаться и в результате наложения малых возмущений образуется конечный разрыв, т е. косой скачок уплотнения С. В пределе, если криволинейный участок стенки вырождается в точку излома, образуется плоский косой скачок уплотнения. [c.76]

Изложенные в настоящем параграфе элементы одномерной газогидравлической теории сверхзвукового диффузора весьма приближенно отражают сущность происходящих в нем в действительности явлений. Прежде всего отметим, что наряду с прямыми скачками уплотнения в проточной части диффузора и на его входе образуются системы косых скачков, наклоненных к оси диффузора под различными углами, отличными от прямого угла. Эти скачки нарушают одномерность потока, делают его двумерным (плоским или осесимметричным). К этому вопросу мы вернемся в гл. VI. [c.140]

В отличие от плоского косого скачка, в котором направление вектора скорости непосредственно за скачком уплотнения было известно — оно совпадало с направлением щеки клина,— в случае конического скачка такое упрощающее решение задачи условие уже не имеет места, оно должно быть [c.341]

Причины пульсаций отрывного течения еш,е не совсем понятны, однако для объяснения этого явления рассматривается баланс массы. На фиг. 48, в показана мгновенная картина пульсирующего течения. Свободный вязкий слой отсасывает воздух из области отрыва. Таким образом, если отношение давлений при переходе через косой скачок уплотнения таково, что масса воздуха, возвращаемая назад в месте присоединения, компенсируется массой воздуха, отсасываемой из области отрыва вязким слоем, течение будет установившимся. Возникновение пульсаций зависит от формы затупленного тела. При отрыве потока около тела с плоским срезом носовой части пульсации наблюдались, но при сферической форме носовой части они отсутствовали. [c.60]

Кондратьев И. А., Экспериментальное исследование теплопередачи на плоской пластине при взаимодействии косого скачка уплотнения с ламинарным пограничным слоем. Ученые записки ЦАГИ, П, № 2 (1971). [c.302]

При решении этой задачи необходимо учесть, что угол отклонения потока в коническом скачке уплотнения ш меньше угла между образующей конуса и направлением набегающего потока (Окон=Р- Зависимость = /"( кон Щ приведена в приложении XXI. При (Окон=р = 20° и Мн=4 получается =15°. Параметры за косым скачком уплотнения определяются как для плоского потока по методу, использованному в решении задачи [c.210]

Параметры потока воздуха около поверхности плоской части крыла определяются, как за косым скачком уплотнения (см. решение задачи 18-5). При Я=25 км, М = 4 и р=15° имеем [c.246]

Основные теоретические результаты о взаимодействии турбулентности со скачком уплотнения базируются на работах [14, 15], в которых рассмотрены случаи взаимодействия малых возмущений с прямым и косым скачком. Но этой методике в [16] проведен расчет прохождения плоской энтропийной волны через прямой скачок и показано, что коэффициент усиления энтропийных пульсаций всегда меньше единицы и при М = 2 близок к 0.7, что соответствует результатам настоящей работы. Тем же методом в [17] рассчитаны коэффициенты усиления в скачке плоских акустических волн и показано, что при фиксированном М они зависят от угла падения акустической волны на скачок и возрастают при его увеличении. Результаты настоящей работы неплохо соответствуют этим теоретическим данным, если предположить, что акустические возмущения падают на скачок под углом больше 80°, практически совпадая с направлениями линий Маха. Таким образом, можно сделать вывод о качественном согласовании полученных в работе экспериментальных данных с известными теоретическими результатами. [c.429]

Полученные выше результаты для развитых локально невязких течений со свободным взаимодействием позволяют изучить асимптотическую структуру течения в области присоединения вязкого сверхзвукового потока при стремлении числа Рейнольдса к бесконечности. В данном параграфе рассматривается наиболее простой случай — падение плоской полубесконечной сверхзвуковой струи на бесконечную плоскость для углов падения, которые соответствовали бы повороту в присоединенном косом скачке уплотнения, если бы в течение не было вязкости и зоны смешения. В следующей главе установлена связь найденного решения с решением задачи о развитой ламинарной зоне отрыва в сверхзвуковом потоке. [c.86]

Сверхзвуковое истечение из сопла в том случае, когда на срезе господствует давление ниже окружающего, осуществляется посредством сложной системы скачков. Рассмотрим, например, плоско-параллельную струю газа ) вытекающую в среду большего давления (фиг. 347). От краёв сопла отходят косые скачки уплотнения, встречающиеся на оси струи в точке О. Элементарные струйки газа, пересекая фронт косого скачка (а—О), переходят в область [c.667]

Пусть газ движется со сверхзвуковой скоростью вдоль плоской стенки, которая заканчивается в точке О (рис. 250) пусть при этом давление р2 в пространстве правее точки О больше, чем давление в струе Рх. Проводя те же рассуждения, какими мы пользовались при выяснении механизма возникновения косого скачка, приходим к выводу, что в этом случае возникает (вследствие торможения газа) косой скачок уплотнения (рис. 250, а). [c.421]

При сверхзвуковом обтекании клина, у которого угол нри вершине больше, чем допускается по рис. 3.12, образование плоского косого скачка уплотнения невозможно. Опыт показывает, что в этом случае образуется скачок уплотнения с криволинейным фронтом (рис. 3.13), причем поверхность скачка размещается впереди, не соприкасаясь с носиком клина. В центральной своей части скачок получается прямым, но при удаленип от [c.135]

Аналитические исследования, проведенные Г. И. Петровым и Е. П. Уховым ), а также К. Осва-тичем ), показали, что максимальное отношение полных давлений (минимум потерь) в системе из нескольких плоских косых скачков уплотнения и замыкающего прямого скачка, равное [c.469]

В многоскачковом диффузоре с внешним сжатием угол (о велик и скачок АВ на наружной стороне обечайки (рис. 8.40) оказывается интенсивным. Возможны и такие случаи, когда угол Юн больше предельного со угла поворота потока в плоском косом скачке уплотнения. При этом вместо плоского скачка АВ образуется [c.472]

Сверхзвуковой диффузор с полным внутренним сжатием может быть осуществлен без центрального тела (рис. 8.46). В таком диффузоре косой скачок отходит от кромки обечайки А и пересекается в точке О на оси диффузора со скачком, идущим от противоположной кромки. Поток газа в скачке АО отклоняется от первоначального направления и становится параллельным стенке АС. В точке О линии тока вынуждены возвратиться к первоначальному направлению, в связи с чем возникает отраженный скачок 0D. В точке D поток вновь отклоняется от осевого направления и становится параллельным стенке диффузора это вызывает новый скачок, который отражается от оси диффузора, образуя следующий скачок и т. д. Так как в скачках уплотнения поток тормозится, то предельный угол поворота в каждом последующем скачке меньше, чем в предыдущем. Описанный процесс продолжается до тех пор, пока требуемый угол отклонения потока не оказывается больше предельного (ы > > (Omai) с наступлением этого режима вместо очередного плоского скачка образуется криволинейная ударная волна EF, за которой поток становится дозвуковым. Дальнейшее течение в сужающем канале идет с увеличением скорости, причем в узком сечении скорость должна быть ниже или равна критической в последнем случае за узким сечением может возникнуть дополнительная сверхзвуковая зона, завершаемая скачком уплотнения GH. [c.475]

Здесь Mimin — значение числа Маха, при котором еще возможен у передней кромки профиля плоский косой скачок (рис. 3.12). При меньших числах Маха образуется отделившийся скачок уплотнения с криволинейным фронтом. Значение Mimax отвечает такому значению числа Маха после первого косого скачка Мз, [c.43]

При обтекании сверхзвуковым потоком клина (рис. 3,а) поступат. течение вдоль боковой поверхности клина отделяется от набегающего потока плоским косым скачком уплотнения, идущим от вершины клина (т. н. головная ударная волна), скорость потока за скачком определяется по ударной поляре для клина конечной длины из двух возможных значений скорости осуществляется большее. При углах раскрытия клина, больших нек-рого предельного, подобное простое течение невозможно. Скачок уплотнения становится криволинейным, отходит от вершины клина, превращаясь в отошедшую ударную волну, и за ней появляется область с дозвуковой скоростью те- [c.429]

Краткое содержание. В станционарном сверхзвуковом потоке методом малых колебаний исследуется взаимодействие слабого косого скачка уплотнения с ламинарным пограничным слоем на плоской стенке. Во всем пограничном слое учитывается влияние трения и теплопроводности во внешнем потоке этим влиянием пренебрегают. В пограничном слое предполагается справедливость уравнений пограничного слоя. Поток внутри пограничного слоя и внешний поток рассматриваются во взаимосвязи. Все физические параметры этих потоков и их возмущения принимаются постоянными. Подробно обсуждаются характер изменения [c.292]

Рассмотрим подробнее особенности работы входных устройств внешнего сжатия. Для этого обратимся к схеме течения газового потока в плоском трехскачковом воздухозаборнике (рис. 9. 11). Поверхность торможения этого воздухозаборника представляет собой двухступенчатый клин 1—2—3 с углами установки панелей Pi и 2- При их обтекании образуются косые скачки уплотнения 1—А и 2—А, в которых осуществляется торможение сверхзвукового потока. [c.268]

Заканчивая рассмотрение процессов, происходящих в струе при ее торможении, следует отметить, что возникновение прямого скачка уплотнения приводит к необратимым потерям энергии. При переходе через скачок энтропия газа возрастает, следовательно, имеет место низкий к.п.д. преобразования энергии струи в энергию упругих колебаний. В газодинамических устройствах снижение подобных потерь энергии осуществляется преобразованием плоского скачка в серию косых скачков уплотнения с помощью клино- или конусообразных рассекателей. Такой метод увеличения к. п. д. применительно к газоструйным излучателям был предложен В. П. Куркиным [31] (см. гл. 4). [c.20]

Для создания значительно повышенных давлений в бескомпреС-сорных реактивных двигателях при движениях самолета с большими числами М необходимо решительно бороться с образующимся перед входом в двигатель скачком уплотнения. О мерах этой борьбы — замене плоского прямого скачка уплотнения, перпендикулярного направлению движения, системой наклонных, косых скачков, будет рассказано в гл. VI, посвященной плоскому движению сжимаемого газа. [c.194]

Первые исследования сверхзвуковой турбулентности выполнены в [1, 2 Заложенные в этих работах основы методики измерения пульсаций газодинамических параметров в сжимаемых потоках открыли возможности для более углубленного изучения особенностей структуры сверхзвуковой турбулентности. В [2, 3] получены данные о турбулентности в сжимаемом пограничном слое. В [4] исследован плоский сверхзвуковой след. В [5, 6] приведены данные о взаимодействии акустических возмущений со слабым косым скачком уплотнения при числах Маха М = 1.6 и 17. Было показано, что по мере роста эффектов сжимаемости перестройка структуры турбулентности сопровождается уменьпЕением уровня пульсаций скорости и ростом пульсаций плотности и давления. При гиперзвуковых скоростях потока М = 25 зафиксированы пульсации плотности, превыпЕающие 50% средней плотности [7]. Таким образом, при больпЕих числах Маха роль турбулентности не ослабевает. [c.418]

На рис. 13.23 изображены результаты некоторых измерений, выполненных С. М. Богдоновым и К. Э. Кеплером [ ] над отражением косого скачка уплотнения от плоской стенки при турбулентном пограничном слое и при числе Маха внешнего течения, равном Маоо = 3. На рис. 13.23, а показано отражение слабого скачка уплотнения, а на рис. 13.23, б — отражение сильного скачка уплотнения. При слабом скачке, вызванном углом отклонения >0 = 7°, отраженный скачок имеет такой же вид, как в невязком течении, я отрыва пограничного слоя не возникает. [c.342]

Рис. 13.28. Отражение косого скачка уплотнения от плоской стенки с пограничным слоем. По Липману, Рошко и Дхавану [ 1. а) Ламинарный пограничный слой б) турбулентный пограничный слой.

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]

Применяя диффузоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остаётся сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно за последним косым скачком поместить прямо1[ скачок или особый ( сильны ) косой скачок, которые дают переход к дозвуковой скорости течения. На фиг. 36 сильные косые скачки отвечают верхним ветвям кривых а = /((о), лежащим выше максимумов, причём фронт си.тьного косого скачка располагается по отпошеншс к набегающему потоку под углом не менее 60°. Только при этом условии (а > СО") можно получить за фронтом косого скачка дозвуковую скорость потока (М, < ) [c.300]

Мы рассмотре.ли подробио систему пз двух скачков. Применяя сложные системы, состоящие из трёх, четырёх и большего числа скачков, можно получить лучшие результаты, чем в дву хека ч-ковой системе. Расчёт nro6oii системы плоских скачков уплотнения производится с П0М0П1Ы0 формул (41)—(57) главы III и формул (17), (18). Можно отыскать оптимальные режимы для сложной системы скачков путём последовательного расчёта. Укажем сначала, как рассчитывается система пз трёх скачков (два косых и завершающий прямой). При этом сперва определяются коэффициент скорости (или число М) и давление за первым косым скачком при различных углах наклона его фронта и на основе уже имеющихся данных для каждого значения коэффициента скорости за первым скачком подбирается оптимальная система из остальных двух скачков (косой с последующим прямым). В результате получаются кривые ад = /(а), аналогичные приведённым на фиг. 137 по ним устанавливаются оптимальные режимы для системы из трёх скачков. Далее можно найти оптимальные режимы для системы из четырёх скачков (три косых с последующим прямым). Для этого нужно вести расчёт при различных положениях первого косого скачка, подбирая к каждому его положению (по значению скорости за первым скачком) оптимальную систему из трёх скачков. Таким же последовательным расчётом можно определить оптимальные режимы для любого заданного числа скачков. [c.302]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...