Поток сверхзвуковой, ударное торможение

Поток сверхзвуковой, ударное торможение 58 [c.385]

В отличие от изоэнтропического торможения дозвукового потока, при ударном торможении сверхзвукового потока в скачке уплотнения давление торможения не сохраняет своего значения, а уменьшается тем больше, чем интенсивнее скачок (чем больше значение Мщ). Потери давления торможения в скачке характеризуются коэффициентом восстановления давления о, равным отношению давления торможения газа после скачка к давлению торможения перед скачком. Этот ко- [c.201]

Ударное торможение сверхзвукового потока. На околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета самолет подвергается сильному аэродинамическому нагреву. [c.58]

Причиной нагрева является ударное торможение сверхзвукового потока при переходе его через один или несколько скачков уплотнения, а также трение частиц воздуха в пограничном слое вследствие сил сцепления частиц воздуха между собой и с поверхностью обтекаемого тела. Тепло от пограничного слоя передается всей конструкции самолета, в том числе стенкам кабины, и повышает температуру внутри нее. Это затрудняет работу экипажа и оборудования. [c.58]

С другой стороны, практический интерес для полета с гиперзвуковыми скоростями представляют тела, имеющие тупую переднюю часть, так как такая форма тела уменьшает теплопередачу в области торможения. При обтекании затупленного тела сверхзвуковым потоком газа перед его тупой передней частью возникает отошедшая ударная волна, и между фронтом волны и поверхностью тела образуется область дозвукового течения (рис. 101 и фото 3), Граница между дозвуковой и сверхзвуковой областями потока за ударной волной обозначена пунктирными линиями. Эти линии, на которых скорость частиц газа равна местной скорости звука в газе, называются звуковыми линиями. Теоретическое исследование обтекания тел с отошедшей ударной волной является чрезвычайно трудной проблемой. В этом параграфе мы рассмотрим некоторые приближенные методы определения течения в окрестности критической точки области торможения потока тупым телом. Прежде всего отметим, что давление в критической точке В (см. рис. 101), где скорость газа [c.414]

Непрерывное торможение сверхзвукового потока М>1 до дозвукового М<1 осуществимо-в строго определенных условиях (см. п. 16.3). Если эти условия нарушаются, то при торможении сверхзвуковых потоков возникают скачки уплотнения или ударные волны. На них сверхзвуковой. поток тормозится ударно скорость снижается скачком, увеличиваются плотность (отсюда скачки уплотнения ), давление и температура. Основная особенность скачков уплотнения состоит в том, что фронт их — б — очень тонок — порядка длины свободного пробега молекул в данных условиях и тем тоньше, чем больше число М. Для воздуха при нормальных физических условиях 6 18-10 мм при М=2 и б =8 10 мм при. М=5. [c.213]

Расчеты по этим формулам достаточно точны только для дозвукового потока. Объясняется это тем, что при торможении сверхзвукового потока перед насадком возникает ударная волна, пересекая которую газовые струи претерпевают значительные гидравлические потери. Поэтому давление в трубке J пневматического насадка при сверхзвуковом течении существенно отличается от полного давления набегающего потока, что делает формулы (68) и (72) в этом случае неприменимыми. [c.33]

Если рассматриваемое тело представляет собой летательный аппарат, снабженный воздушно-реактивным двигателем, то в сверхзвуковой струе воздуха, которая тормозится при втекании в двигатель, также происходит скачок уплотнения. Принципиально можно представить себе и плавный переход сверхзвукового потока в дозвуковой, осуществляемый посредством специального обратного сопла, установленного на входе в двигатель. При этом не было бы потерь полного давления. Однако торможение сверхзвукового потока таким способом осуществить в полной мере не удается, в силу чего приходится мириться с существованием ударных волн и наличием соответствующего волнового сопротивления. [c.114]

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]

В решетках околозвуковых и сверхзвуковых компрессорных ступеней обычно применяют лопатки с несколько скругленной передней кромкой. Скругление передних кромок приводит к образованию перед решеткой на всех режимах системы головных ударных волн переменной интенсивности (см. рис. 3.8). В этом случае воздух перед решеткой проходит ряд головных ударных волн нарастающей интенсивности и волны расширения (изображены пунктиром) между ударными волнами. В последней ударной волне происходит переход сверхзвукового потока в дозвуковой в скачке, близком к прямому. Дальше происходит торможение дозвукового потока в диффузорном канале. [c.73]

Для фиксированного давления в области торможения изэнтропические течения возможны при всех давлениях на выходе в диапазоне от до а также при Если давление на выходе становится равным /7, результирующая кривая давления будет st ze3. Поток является сверхзвуковым между горловиной и точкой z, где на прямой ударной волне происходит скачок давления. За ударной волной поток является дозвуковым. [c.362]

Итак, вторая особенность сверхзвукового потока заключается в том, что его торможение носит скачкообразный, ударный характер, т. е. происходит с образованием скачков уплотнения — либо прямых, превращающих сверхзвуковой поток в дозвуковой, либо более слабых, косых, за которыми поток может остаться сверхзвуковым. До встречи со скачком поток остается невозмущенным. [c.28]

Интересная особенность течения в сопле с цилиндрической обечайкой состоит в образовании на центральном теле местной дозвуковой зоны. Торможение потока вызвано его поворотом против часовой стрелки и уменьшением площади кольцевой трубки тока. Известно 14], что при сверхзвуковом обтекании произвольных задних кромок остроконечных тел вращения второй эффект становится определяющим. В пределах точности счета торможение газа происходило без образования ударных волн. [c.131]

Атмосферная эрозия. Этот вид эрозии проявляется при ударном воздействии капель конденсированной влаги о поверхность летательных аппаратов. В частности, как показали испытания сверхзвукового управляемого снаряда, передние кромки его несущих поверхностей, на которых происходит торможение потока, весьма сильно эродировали под действием дождевых капель за несколько секунд полета [110]. [c.44]

Физически ясно, что в сильных ударных волнах ширина скачка уплотнения, в котором под действием сил вязкости происходит ударное сжатие, всегда порядка пробега молекул ). Проще всего это уяснить, если рассмотреть ударную волну в системе координат, в которой газ за фронтом покоится (в системе координат, связанной с поршнем) или, что то же самое, рассмотреть торможение высокоскоростного газового потока, набегающего на неподвижную стенку. Кинетическая энергия направленного движения молекул (кинетическая энергия гидродинамического движения) при торможении превращается в кинетическую энергию хаотического движения, т. е. в тепло. Для торможения быстрых молекул, направленные скорости которых гораздо больше начальных тепловых (что и соответствует высокой амплитуде волны высокой сверхзвуковой скорости волны), достаточно нескольких газокинетических соударений, так как в каждом ударе молекула в среднем меняет направление своего движения на большой угол. Поэтому после нескольких соударений направленный импульс молекул почти полностью рассеивается и скорости становятся хаотическими. [c.361]

Если трубка Пито—Прандтля (см. рис. 9.14, а) установлена в сверхзвуковом потоке, то перед ней возникает ударная волна. Осевая газовая струйка ударно тормозится на центральном участке отсоединенной криволинейной ударной головной волны. Диаметр струйки, попадающей в центральное отверстие трубки Пито— Прандтля, мал. Поэтому с достаточной для практики точностью полагают, что она тормозится на прямом скачке уплотнения. За скачком Xi= (1/Хн) <1 и давление торможения Pi =i0n. pH - При подходе к центральному отверстию струйка полностью энергети- [c.229]

Приведенные результаты дают возможность утверждать, что если к фронту скачка подходят волны сжатия, то они приносят на скачок новые значения параметров, определяемые через инварианты Римана. Это справедливо для околозвуковых течений газа и жидкости. При существенно сверхзвуковых течениях это утверждение несправедливо. В этой связи представляет интерес задача о мгновенном и полном торможении стационарного потока газа и жидкости в предположении, что возникает ударная волна, фронт которой распространяется против потока со скоростью О (рис. 3.5), и в области между первоначально открытым концом трубы и фронтом ударной волны газ (жидкость) покоится. Для сравнения приводятся основные расчетные соотношения и числовые данные для параметров торможения, основанные на использовании инвариантов Римана. [c.122]

При набегании сверхзвукового потока на тело образуется скачок уплотнения, ударная волна. До встречи с фронтом скачка уплотнения сверхзвуковой поток торможения со стороны препятствия не испытывает. Пройдя сквозь фронт скачка, поток мгновенно теряет скорость. Если воздушный поток встречается с препятствием под прямым углом, скачок называют прямым, а если не под прямым, то скачок называют косым скачком уплотнения. [c.76]

Результаты. Поле течения за сильной дифрагированной ударной волной характеризует структуру сверхзвукового потока, элементами которого являются дифрагированная ударная волна, линия отрыва потока, сворачивающаяся в вихрь, веер волн разрежения, замыкаемый косым скачком, ударная волна торможения, согласующая состояние истекающего расширенного газа с более плотным газом за дифрагированной ударной волной [6]. Отраженная волна проходит через контактную поверхность, волну торможения и вихрь. Волна торможения после взаимодействия с отраженной волной приближается к пластине и занимает квазистационарное положение. Картина те- [c.195]

На показания трубки Пито в сверхзвуковом потоке влияет возникновение ударной волны перед ней. Для учета этой ударной волны в результатах измерений необходимо знать значение местного статического давления. В работе [4.26] предложен более совершенный способ измерения изэнтропическим торможением сверхзвукового потока до дозвукового перед измерительным приемным отверстием. [c.118]

Нужно отметить, что истинное давление, которое получается при торможении струи газа, может существенно отличаться от полного давления, определенного но формуле (68). Объясняется это тем, что в действительности торможение струи часто протекает не по идеальной адиабате, а с более или менее существенными гидравлическими потерями. Например, в диффузоре при дозвуковом течении газа уменьшение скорости обычно сопровождается вихреобразованиями, вносящими значительные сопротивления в газовый поток. При торможении сверхзвукового потока почти всегда образуются ударные волны, дающие специфическое волновое сопротивление. Итак, действительное давление в за-торможенно11 струе газа обычно ниже полного давления набегающей струи. [c.32]

Таким образом, сверхзвуковой поток, прежде чем попасть в межлопаточный канал, проходит через бесконечную систему ударных волн с постепенно увеличивающейся интенсивностью в области между соседними ударными волнами поток разгоняется до все больших скоростей (по мере приближения его к фронту решетки). Перед участком ударной волны, расположенным у входа в межлопаточный канал, газ движется поступательно с числом Маха, равным Мта1- На этом участке происходит наиболее интенсивное торможение потока, в результате которого на выходе из межлопаточного канала устанавливается дозвуковое течение. При этом величина потерь полного давления в различных элементарных струйках, прошедших через систему ударных волн, будет различна, так как интенсивность волн падает слева направо. Следовательно, при рассматриваемом обтекании решетки идеальным невязким потоком газа в достаточно удаленном от входа сечении межлопаточного канала, где статическое давление, а значит, и направление скорости уже постоянны по его ширине, величина скорости останется переменной. С целью упрощения задачи будем предполагать, что в результате турбулентного обмена между струйками поток внутри межлопаточных каналов полностью выравнивается и в соответствии с этим за решеткой устанавливается равномерный по шагу поток с постоянными статическим и полным давлениями, причем направление этого потока совпадает с направлением пластин (угол отставания б равен нулю). Важно отметить, что сделанное здесь предположение о выравнивании потока в межлопаточных каналах существенно отличается от сделанного в предыдущем параграфе предположения о выравнивании потока в сечении далеко за решеткой. В этом последнем случае мы только несколько завышаем потери по сравнению с теми потерями, которые имеются в невязком потоке газа, оставляя при этом неизменным течение в самой решетке, а следовательно, неизменным и силовое воздействие потока на нее. Иное дело при выравнивании потока в лопаточных каналах, при котором вследствие изменения течения в самой решетке происходит не только увеличение потерь, но и изменение величины равнодействующей по сравнению с ее значением в идеальном — невязком потоке газа ). Конечно, можно предположить, что выравнивание пото- [c.90]

В современной аэродинамике часто рассматриваются летательные аппараты, движущиеся с весьма большими сверхзвуковыми скоростями. При таких скоростях взаимодействие газа с обтекаемой поверхностью приводит к зг ачительному повышению температуры в тех областях потока, где происходит его интенсивное торможение (пограничный слой, критические точки, ударные волны). Это вызывает изменение физико-химических свойств газа (теплоемкостей, вязкости, состава и др-), что, в свою очередь, значительно влияет на величину и распределение напряжений (прежде всего касательных), а также тепловых потоков от разогретого газа к обтекаемой стенке. [c.10]

В случае сверхзвуковой скорости перед входом в Д. торможение осуществляется в ударных волнах, взаимодействующих между собой и отражающихся от стеиок Д. (пунктир на рис. 2). Давление в потоке, прошедшем через ударную волну, резко увеличивается, и лод воздействием большого положит, градиента давления в местах отражения ударных воли от стенок может происходить отрыв пограничного слоя (штриховка па рис, [c.692]

КОНИЧЕСКОЕ ТЕЧЕНИЕ — класс автомодельных сверхзвуковых установившихся движений идеального газа (см. Автомодельное течение), отличающихся тем, что все параметры газа, характеризующие течение (скорость, плотиость, давление и т. д.), сохраняются постоянными на лучах (прямых линиях), проходящих через одпу точку в пространстве, н могут изменяться лишь нри переходе от одного луча к другому. Простейшее К. т. возникает при обтекании прямого кругового конуса равномерным сверхзвуковым потоком, причём ось конуса либо параллельна направлению потока (осесимметричное К, т.), либо составляет с ним нек-рый угол (пространственное К. т. или обтекание конуса иод углом атаки). При осесимметричном обтекаиии конуса равномерный сверхзвуковой поток тормозится сначала в конич. ударной волне, присоединённой к вершине конуса, а затем в конич. волне сжатия, примыкающей к ударной волне, осуществляется дальнейшее изоэнт-ропийное торможение и дополнит, поворот потока до направления, соответствующего направлению поверхности обтекаемого конуса (рис. 1 к ст. Автомодельное течение). [c.441]

Трубка Пито — Прандтля применяется также для определения V и Маха числа М в сверхзвуковом потоке. В этом случае перед трубкой образуется ударная волна и измеряемое в центр, отверстии давление практически равно давлению торможения Ро за прямой ударной волной. При известном из др. измерений давлении изоэнтропич. торможения Ро по величине отношения р о/ра можно определить М в потоке перед трубкой. Измеряемые трубкой значения Ра или Ро (соответственно при дозвуковой или сверхзвуковой скорости) почти не зависят от угла между вектором. местной скорости и осью трубки, пока этот угол не превышает 15—20 , но значения статич. давления р сильно зависят от этого угла даже при небольшой его величине. [c.171]

В последнем случае истечение из сопла называется нерасчетным. Если р < р, то сопло называется перерасширенным, если р > рг, сопло называется недорасширенным. В первом случае за выходным сечением сопла происходит торможение потока (с появлением ударных волн), во втором случае там же имеет место дополнительный разгон с понижением давления в сверхзвуковой струе. [c.115]

Предположим, что давление в камере возросло, тогда на срезе сопла давление также увеличивается, и газ истекает с избыточным давлением. Где-то за срезом сопла давление уравняется с атмосферным, избыток давления израсходуется в струе на увеличение скорости, а так как для сверхзвукового потока увеличение скорости требует увеличения поперечног(1 сечения струи, то струя как бы образует в пространстве расширяющееся сверхзвуковое сопло. Если же давление в камере по какой-либо причине понизится, то на срезе произойдёт понижение давления, причём давление может получиться нииа атмосферного скорость истечения при этом не изменится, так ка)< она является функцией только отношения площаде выходного и критического сечений сопла. Изменение давления в атмосфере не сказывается на истечении из сопла, так как волна давления < распространяющаяся со скоростью звука, сносится сверхзвуковым газовым потоком. По выходе газовой струи из сопла давление в ней в конце концов должно сравняться с атмосферным, т. е. повыситься за счёт торможения сверхзвукового потока этот процесс сопровождается возникновением ударных волн и будет ниже разобран болео подробно. [c.105]

Таким образом, изоэнтропическому течению в дозвуковой и сверхзвуковой частях до места возникновения ударной волпы соответствует кривая р=р (Р) при ( = 1, 0 = 1 до точки а. Затем прямая ударная волна переводит поток в состояние Ь на кривой Q = I и а = Он. За ударной волной течение продолжается как изоэнтропи-ческое дозвуковое течение торможения, в котором давление возрастает по направлению к выходному сечению сопла до давления Ра. Давление торможения в этой области меньше, чем до ударной волны, поэтому критические параметры р 2 и р 2 будут отличаться от соответствующих величин па входе в сопло, в то время как критическая скорость остается непрерывной на ударной волне. [c.45]

И волну, проходящую через минимальное сечение ПВ. Проходящая волна формирует за собой сверхзвуковое течение. По мере распространения по расширяющейся части сопла интенсивность волны падает и скорость газа за ней уменьшается. Газ, прошедший через минимальное сечение, ускоряется в расширяющейся части сопла, и это является причипоп возникновения обращенной волны (или волны торможения ВТ), распространяющейся навстречу движущемуся газу [12]. Между обращенной и проходящей ударными волнами возникает контактный разрыв КР. Обращенная волна со временем выносится потоком из сопла, но при определенных условиях может остановиться. При большой интенсивности первичной волны в расширяющейся части сопла возникает нестационарная волна разрежения ВР, которая может взаимодействовать с обращенной ударной волной. В результате такого взаимодействия обращенная волна будет ослабевать и может выродиться или, наоборот, волна разрежения может быть поглощена обращенной ударной волной. Таким образом, волновой пакет , проходящий через сопло, может состоять из последовательно расположенных ВТ, КР, ПВ или ВР, ВТ, КР, ПВ или ВР, КР, ПВ. Время запуска при малых интенсивностях первичной волны определяется прохождением через сопло обращенной волны, а при больших интенсивностях — прохождением через сопло нестационарной волны разрежения. [c.243]

В действительности полностью изоэнтропное торможение сверхзвукового потока осуществить не удается течение происходит при большом dpldx>0, что приводит к отрыву пограничного слоя, возникновению скачка уплотнения, переходящего в отошедшую ударную волну у обечайки (рис. 16.9, б). [c.323]

При 1Юперечиом обтекании пластины основное влияние на течение оказывает динамическое торможение потока. Возмущение основного потока усиливается при сверхзвуковом обтекании. Параметры газа меняются немонотонно, возникают сильно неравновесные зоны в ударной волне и пристеночном кнудсеновском слое на фронтальной стороне пластины, плотность в котором резко возрастает, особенно в случае холодной поверхности. За пластиной возникает область низкой плотности, которая может быть на несколько порядков ниже плотности набегающего потока [5]. Возмущение потока как при дозвуковом, так и при сверхзвуковом режимах течения [c.159]

В [7] выявлено влияние неидеальности газа на изменение параметров торможения при обтекании затупленных тел (например, проволочки термоанемометра и микронасадка полного давления) сверхзвуковым потоком при малых числах Рейнольдса. Для учета эффектов неидеальности в соотношения на размазанной ударной волне включены слагаемые, связанные с вязкостью и теплопроводностью газа. Наряду с обнаружением заметного влияния указанных эффектов на показания соответствующих измери- [c.4]

Постановка задачи. Рассматривается сверхзвуковое обтекание плоского тела при падении на него косой ударной волны (фиг. 1). В таком течении происходит взаимодействие ударной волны перед телом с падающей косой волной. Особенности течений, возникающих при пересечении ударных волн между собой, изложены, например, в [9-11]. Рассматриваемой задаче посвящено множество теоретических и экспериментальных работ [11-15]. В упомянутых и других работах теоретически и экспериментально показано, что при определенной геометрии пересечения косого скачка и ударной волны перед тупым телом образуется струйка тока, проходящая через последовательность косых скачков (случаи III и IV по классификации Эдни [13] эту классификацию можно найти также в [14, 15]). В этой струйке тока потери полного давления значительно меньше, чем в окружающих ее трубках тока. Благодаря этому вблизи точки торможения этой струйки на поверхности тела возникают пик давления и резкий отрицательный градиент давления, а следовательно, тонкий пограничный слой с большими градиентами параметров поперек слоя. Так как в скачках температура торможения сохраняется, то при температуре поверхности 7 Г,,, где Г,, - температура торможения, возникает острый максимум теплопередачи. В настоящей работе исследуется возможность уменьшения этого пика теплового потока путем подвода тепла в набегающий поток. [c.135]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...