Скачок уплотнения косой

Скачок уплотнения косой 305 [c.354]

Фиг. 15. 11 и 15. 12 показывают, что полный напор рг о за прямым скачком уплотнения меньше, чем полный напор рг о перед ним. Вообще, как показывают расчеты и опыты, полный напор за любым скачком уплотнения (косым, криволинейным) уменьшается сравнительно с полным напором перед ним. Это обстоятельство хорошо иллюстрирует вывод, сделанный выше, о том, что при ударном сжатии тепло, полученное в результате преобразования части механической энергии, уже не может быть полностью преобразовано в кинетическую энергию без дополнительных затрат механической работы. [c.355]

Скачок уплотнения см. Ударный фронт. Прямой скачок уплотнения, Косые скачки уплотнения Скорости реакций 308—316 [c.550]

Косые скачки уплотнения [c.126]

Характерной особенностью прямого скачка уплотнения, как можно было заметить, является то, что, пересекая его фронт, газовый поток не меняет своего направления, причем фронт прямого скачка располагается нормально к направлению потока. Помимо прямых скачков уплотнения, встречаются и так называемые косые скачки уплотнения. Фронт косого скачка располагается [c.126]

Рис. 3.6. Схема косого скачка уплотнения

Рис. 3.7. Образование косого скачка уплотнения при обтекании клина

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ [c.127]

Рис. 3,8. Теневая фотография косого скачка уплотнения при сверхзвуковом обтекании конуса

Рис. 3.10. Расчетная схема косого скачка уплотнения

Приведенные соображения показывают, что косой скачок уплотнения сводится к прямому скачку, который сносится вместе с потоком газа вбок со скоростью Wt. В отличие от прямого скачка в косом скачке претерпевает разрыв (скачкообразное уменьшение) не полная скорость газового потока, а только ее составляющая, нормальная к фронту скачка. В самом деле, согласно уравнению неразрывности, [c.128]

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 120 [c.129]

Отсюда отношение значений статического давления за и перед косым скачком уплотнения равно [c.130]

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 131 [c.131]

Используя эти соотношения, a также (37), выведем расчетную формулу для приведенной скорости за косым скачком уплотнения [c.131]

Увеличение давления в косом скачке уплотнения можно также представить в функции числа М набегающего потока и угла а, который образует скорость Wh с фронтом скачка. Подставим в уравнение импульсов [c.131]

Итак, 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]

Диапазон изменения угла а для косого скачка уплотнения определяется, таким образом, следующими пределами [c.133]

Подставив выражение (45) в уравнение ударной адиабаты (18), получим равенство, связывающее отношение pi/p в случае косого скачка уплотнения с числом М набегающего потока и углом наклона скачка [c.133]

Взаимодействие однородных сверхзвуковых потоков удобно исследовать, используя зависимости давления от угла поворота потока. Это связано с тем, что на тангенциальном разрыве, разделяющем две области течения после взаимодействия, значения давления и направления потоков непрерывны. Для косого скачка уплотнения эта зависимость имеет вид ) [c.178]

Здесь 0 — угол поворота потока. Mi, pi — число Маха п давление в набегающем потоке, р — давление за косым скачком уплотнения. [c.178]

Графически эти зависимости для фиксированного значения Mt представлены на рис 4.24. Значения р/ри расположенные выше p/pi — 1, представляют так называемую ударную поляру для косого скачка уплотнения. Как известно, при данном значении угла поворота 0 существует два решения для р1р, соответству-юш ие слабому и сильному скачкам уплотнения. При решении газодинамических задач обычно выбирается меньшее значение р р, отвечающее слабому скачку. Значения р р, расположенные ниже р р = 1, получены для течения Прандтля — [c.179]

Рис. 4.24. Зависимость давления от угла поворота потока в косом скачке уплотнения и течении Прандтля — Майера

При встрече газов, следующих непосредственно за фронтом детонационной волны, с остроносым препятствием может возникнуть вместо прямого косой скачок уплотнения. В последнем случае повышение давления при торможении газов оказывается меньшим. [c.233]

Система скачков уплотнения. Итак, если в полете с большим числом Мн перед входным отверстием диффузора ВРД возникает прямой скачок уплотнения, то потери полного давления воздушного потока оказываются так велики, что эффективная работа двигателя невозможна. Газовой динамикой разработан метод замены прямого скачка системой из нескольких более слабых косых скачков уплотнения (см. п. 16.2). При этом потери полного давления сильно снижаются. Например, при Ян=2 (Мн 3,2) Tii. i 0,28, а для системы из трех косых скачков и одного слабого прямого (Тзк.с+11.с= 0,8 (см. рис. 12.4). Замена прямых скачков уплотнения косыми приводит к снижению лобового сопротивления тел при сверхзвуковых полетах и т. д. Поэтому теория косых скачков уплотнения имеет большое практическое значение. [c.225]

Эти характеристики для сверхзвукового потока являются действительными, и для решения приведенных выше уравнений можно воспользоваться методом характеристик, предложенным Зауером [679]. Условия в околозвуковой области вблизи горла сопла получены путем экстраполяции метода Зауера. По-видимому, с учетом последних исследований, упомянутых в разд. 7.2 и 7.3, можно получить точное решение для этой области. Как и раньше, следует использовать квазинепрерывное представление среды с ограничением, согласно которому характеристики существуют только при М 2 > 1. Сверхзвуковые течения газа с частицами рассматриваются также в работах Крайбела [439], посвященной косому скачку уплотнения, и Моргенталера [553] об угле наклона ударной волны на клине, обтекаемом потоком газа с частицами. В работах [671, 678[ исследован метод характеристик в применении к двухфазному потоку. [c.344]

Неподвижную ударную волну часто называют скачкой уплотнения. Если неподвижная ударная волна перпендикулярна к направлению потока, то ювор.чт о прямом скачке уплотнения если ке она наклонна к направлению движения, то говорят о косом скачке уплот11ення. [c.456]

Таким образом, для определения в косом скачке уплотнения нужно знать ирнведенную скорость Яь Из треугольников скоростей за и перед косым скачком (рпс. 3.9) следует [c.131]

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]

Мы указали способ определения угла, на который отклоняется поток в скачке, когда положенпе фронта известно. Если, наоборот, задано онределенное отклоненпе сверхзвукового потока, то в тех случаях, когда в результате отклонения величина скорости должна уменьшиться (например, при сверхзвуковом обтекании клггаа, изображенного па рис. 3.7, а), возникает косой скачок уплотнения при этом по формулам (30) н (50) может быть вычислен угол а, иод которым расположится фронт скачка по отношению к потоку. [c.134]

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]

ОСП симметрии переходпт в косой скачок, который на больп1их расстояниях вырождается в слабую волну. Такая же форма скачка уплотнения наблюдается нри сверхзвуковом обтекании тела, имеющего закругленную носовую часть (рис. 3.14). В криволинейной ударной волне реализуются полностью обе ветви крп- [c.135]

Иногда необходимо вычислить скорость потока после косо скачка уплотнения. Проще всего это сделать, пользуясь треуго [c.136]

На рис. 3.15 приведены кривые зависпмоети числа Mi за скачком уплотнения от положения фронта Mi = /(а) для трех значений числа М в набегающем потоке (М = 2, 3, 4). Как видим, во всех трех случаях при углах наклона фронта а 60° скорость потока после косого скачка уплотнения оказывается сверхзвуко- [c.136]

Для полного построения картины течения необходимо еще уметь определять расстояние Ъ, на которое отходит косой скачок уплотнения навстречу потоку. Согласно имеющимся в настоящее время экспериментальным данным это расстояние пропорционально толщине вытеснения невозмущенного пограничного слоя и увели швается при увеличении интенсивности скачка уплотнения во внешнем потоке. Значения величины Ъ, найденные Г. И. Петровым и его сотрудниками при исследовании обтекания внутреннего тупого угла потоком с числом АЛо = 2,0, в зависимости от интенсивности основного скачка приведены на [c.343]

Аналогичная картина взаимодействия имеет место при наличии во внешнем потоке косого окачка уплотнения, при возникновении скачка уплотнения в местной сверхзвуковой зоне на крыловом профиле, при нерасчетном истечении из сопла. [c.344]

Прикладная газовая динамика. Ч.1 (1991) -- [ c.126 , c.137 , c.179 ]

Прикладная газовая динамика. Ч.2 (1991) -- [ c.41 , c.44 , c.47 ]

Краткий курс технической гидромеханики (1961) -- [ c.305 ]

Сборник задач по гидравлике и газодинамике для нефтяных вузов (1990) -- [ c.185 ]

Теоретические основы теплотехники Теплотехнический эксперимент Книга2 (2001) -- [ c.7 , c.552 ]

Механика жидкости (1971) -- [ c.370 , c.372 ]

Гидроаэромеханика (2000) -- [ c.379 ]

Аэродинамика Часть 1 (1949) -- [ c.347 ]

Прикладная газовая динамика Издание 2 (1953) -- [ c.83 ]

Физические основы ультразвуковой технологии (1970) -- [ c.20 , c.57 , c.60 ]

Механика сплошных сред Изд.2 (1954) -- [ c.410 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...