Скачок уплотнения сильный

Для угла отклонения меньше максимального поляра пересекается лучом в двух точках, т. е. для заданного угла отклонения потока возможно два скачка уплотнений сильный и слабый. Слабым называется скачок, за которым скорость потока получается большей. Имеются предположения, что сильный скачок неустойчив, и поэтому реализуется слабый. Однако это утверждение не имеет убедительных доказательств. [c.116]

Наоборот, при полете с большими значениями числа М, вредное влияние скачка уплотнения сильно увеличивается. Как это следует [c.194]

Изобразим на диаграмме р — V (рис. 2) ударные адиабаты состояния за скачком уплотнения, в котором медленно возбуждающиеся степени свободы еще не возбуждены (кривая 1), и конечного термодинамически равновесного состояния (кривая 2). Из уравнения (1.18) следует, что состояние газа сперва скачком переходит из начальной точки А в точку за скачком уплотнения В, а затем стремится к конечной точке С вдоль прямой ВС, соответствующей релаксационному слою. При этом давление и плотность в слое, как видно из рис. 2, возрастают. Возрастание давления невелико, что следует из уравнения (1.18). В самом деле, в скачке уплотнения сильной ударной волны (а релаксация существенна именно в сильных ударных волнах) газ сжимается не менее чем в четыре раза V /Уа 0,2Ъ). Конечное сжатие обычно порядка 10 [c.216]

При скачке уплотнения в газе с меньшим значением показателя к может наблюдаться более сильное, но также ограниченное возрастание плотности например, при к = 1,2 [c.122]

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]

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]

Это предположение подтверждается следующими экспериментальными фактами. Во-первых, профиль скорости в пограничном слое на стенках прямолинейных участков цилиндрических труб такой же, как и профиль скорости на плоской пластине, независимо от того, какое течение — ускоренное или замедленное — предшествовало течению около прямолинейного участка трубы. Во-вторых, профиль скорости над точкой отрыва в турбулентном пограничном слое несжимаемой жидкости не зависит от параметров течения во внешнем потоке до точки отрыва. Универсальность отрывного профиля нри различном характере течения до сечения отрыва также говорит о том, что можно пренебречь влиянием внешнего потока вне небольшой окрестности рассматриваемого сечения. Наконец, опыты но исследованию взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем непосредственно показывают, что заметные изменения в пограничном слое происходят лишь на расстоянии, равном всего не скольким толщинам пограничного слоя. Следовательно, даже очень сильное изменение давления во внешнем потоке, вызванное скачком уплотнения, влияет на характер течения в пограничном слое впереди скачка уплотнения лишь в малой окрестности. [c.332]

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]

Описанные выше сверхзвуковые диффузоры, в которых основная система скачков уплотнения расположена перед входным отверстием (перед обечайкой), относят к категории диффузоров с внешним сжатием (несмотря на наличие дополнительного сжатия во внутреннем канале). Если в таком диффузоре все скачки пересекаются на кромке А обечайки (рис. 8.40), то, как уже отмечалось, система скачков не нарушает внешнего обтекания обечайки. Однако внутренняя стенка обечайки должна быть ориентирована по направлению потока в замыкающем прямом скачке, которое тем сильнее отклонено от направления набегающего невозмущенного потока, чем больше косых скачков имеется на центральном теле диффузора. [c.471]

Для того чтобы в рабочей части (р. ч.) аэродинамической трубы получилась нужная сверхзвуковая скорость (Мд), скачок уплотнения следует поместить в конце рабочей части. За скачком (в сужающемся канале диффузора) дозвуковой поток ускоряется и только в горле диффузора скорость вновь становится критической. За горлом диффузора образуется дополнительная сверхзвуковая зона, завершаемая скачком, интенсивность которого тем больше, чем сильнее разрежение, создаваемое эксгаустером трубы. [c.489]

Уместно отметить, что уравнение ударной адиабаты Гюгонио в отличие от уравнения адиабаты Пуассона не выражает термодинамического процесса ударную адиабату нужно рассматривать лишь как геометрическое место точек, изображающих состояние газа за различными скачками уплотнения от бесконечно слабых до бесконечно сильных. [c.318]

Угол наклона скачка уплотнения с подъемом на высоту уменьшается. Это можно объяснить следующим образом. При полете конуса с гиперзвуковой скоростью за скачком уплотнения вследствие сильного разогрева газа происходит диссоциация. Этот процесс зависит также от давления, которое с высотой понижается. Известно, что понижение давления приводит к увеличению степени диссоциации воздуха, а это, в свою очередь, уменьшает угол скачка Эс- О характере уменьшения можно судить по графикам (рис. 10.23), где сплошными линиями изображены кривые. полученные с учетом диссоциации. [c.491]

Схема течения около затупленного конического тела изображена на рис. 10.25. Перед телом 1 образуется отошедшая ударная волна 2 с переменной интенсивностью в различных точках ее поверхности. Эта интенсивность наибольшая в окрестности точки О полного торможения. Можно считать, что здесь волна представляет собой прямой скачок уплотнения. Переход частиц газа через такой сильный скачок сопровождается значительными потерями полного напора и повышением энтропии. В результате поверхность тела как бы покрывается слоем 3 некоторой толщины, в котором газ обладает высокой энтропией. В этом слое, называемом высокоэнтропийным, скорость газа меньше, чем при прочих равных условиях на поверхности острого конуса, где нет такого интенсивного скачка и газ тормозится слабее (рис. 10.25). [c.492]

В 3 и 6 были рассмотрены идеальные процессы. На практике при движении жидкостей или газов в каналах проявляется влияние свойства вязкости и внешних по отношению к потоку сил трения на стенках канала. Это влияние сильно возрастает для длинных каналов, в связи с этим характерно стремление делать короткие сопла. С другой стороны, при очень коротких соплах сильно нарушается равномерность распределения скоростей, возникают резко выраженные неравномерные пространственные движения с возможными отрывами потока от стенок и появлением карманов с противотоками. Не только основные размеры и соответствующий градиент давления, но и форма контуров канала оказывают большое влияние на распределение скоростей внутри канала. Необходимо также учитывать шероховатость стенок канала и в некоторых случаях тепловые потоки сквозь их стенки (например, в соплах ракетных двигателей движущийся газ имеет температуру порядка 3000° К). В сверхзвуковых потоках основным источником потерь и неравномерностей могут являться скачки уплотнения. Внутри сопла такие скачки могут образовываться в зависимости от некоторых геометрических свойств контура канала и независимо от формы канала на нерасчетных режимах истечения (см. 6). В связи с этим в значениях средних по сечению характеристик потока в сопле могут наблюдаться отклонения от значений, рассчитанных но идеальной теории, изложенной в 3 и 6. [c.93]

Получение регулярных потоков с малыми потерями при торможении в диффузорах — задача гораздо более трудная, чем получение ускоренных потоков с малыми потерями в соплах. В диффузорах идеальные обратимые движения нарушаются за счет тех же причин и свойств среды, что и в соплах, однако при торможении потоков влияние перечисленных выше факторов проявляется в более сильной степени. В диффузорах из-за движения против возрастающего давления условия отрыва потока от стенок более благоприятны, чем в соплах, в которых движение ускоряется — частицы стремятся двигаться по потоку за счет падения давления. Для избежания отрывов на контурах диффузоров в дозвуковой части они должны быть плавными, без стыков и изломов и без слишком больших углов расширения. В сверхзвуковых диффузорах поток газа на входе сверхзвуковой и поэтому, как правило, у входа в диффузор образуются скачки уплотнения, в которых возникают большие потери механической энергии. [c.95]

Отсюда ясно, что при увеличении числа Маха полета потери растут очень сильно. Для того чтобы избежать таких больших потерь, диффузор делают с передним острым краем и центральным коническим телом, перед которым возникают косые скачки уплотнения (см. схемы на рис. 47). [c.97]

Действительная скорость потока на выходе из камеры смешения Сп1 может очень сильно отличаться от из-за следующих явлений, приводящих к изменению кинетической энергии фаз. При встрече струй на срезе парового сопла в сверхзвуковом потоке пара при определенных условиях возникает система волн сжатия или даже косой скачок уплотнения, скорость потока пара за которым зависит от угла скачка Pi, [c.141]

Вернемся теперь к уравнению (6-20). Решение этого уравнения, отвечающее положительному радикалу в квадратных скобках, будем называть сильным решением ( сильным скачком конденсации). Решение, отвечающее отрицательному радикалу, назовем слабым решением ( слабым скачком конденсации). Следует отметить, что в подавляющем большинстве случаев наблюдаются слабые скачки конденсации. При этом пар за скачком конденсации влажный. Сильный скачок конденсации физически можно представить как скачок конденсации, совмещенный с адиабатическим скачком уплотнения. Степень сухости за таким скачком будет более высокой, чем за чистым скачком конденсации, при одних и тех же параметрах невозмущенного потока. [c.164]

Определение числа Mi, при котором реализуется сильный скачок конденсации, производится следующим образом. Для заданных параметров pi. Г, и р , принимая ряд значений Mi по формулам косого адиабатического скачка уплотнения, определим значение р2. Из таблиц водяного пара по значениям р2 находим i , и т. д. Графически строим правую и левую части уравнения (6-28) в зависимости от числа М]. Точка пересечения этих двух кривых даст максимальное значение Мь при котором для данных условий ри Рк) еще реализуется сильный скачок конденсации. [c.164]

Сравнивая полученное значение б/ во влажном паре с толщиной скачка уплотнения в реальном газе, можно заметить, что это величины примерно одного порядка. Действительно, ширина фронта сколь угодно сильной ударной волны в реальном газе не может стать меньше длины свободного пробега молекул, так как молекулам газа, набегающего на разрыв, необходимо совершить по крайней мере несколько соударений, чтобы рассеялся направленный импульс и кинетическая энергия направленного движения превратилась в тепло. [c.195]

В дозвуковом потоке везде Х<1, М<1 и <1. В сверхзвуковом потоке (М 1) могут возникать сильные разрывы (скачки уплотнения), за которыми вообще нарушается потенциальность течения, а в выражениях (23.1) и (23.3) р и р изменяются при прохождении скачков. Мы рассматриваем пока течения без скачков или со слабыми скачками, в которых изменением р и р можно пренебречь. [c.192]

На режимах взлета и набора высоты самолета перепады давления в реактивном сопле, как правило, недостаточны для возникновения сильных скачков уплотнения. Поэтому на взлете уровень шума вытекающей струи в основном определяется турбулентными пульсациями. На крейсерском режиме полета интенсивный шум может порождаться скачками уплотнения и турбулентными пульсациями. Возникающие вихреобразования, в которых кинетическая энергия струи рассеивается, переходя в тепло, порождают колебания давления последние и являются источниками шума. [c.175]

Для восстановления расчетной схемы течения, т. е. для осуществления запуска воздухозаборника, его горло должно быть выполнено регулируемым. Вначале оно должно быть увеличено до таких размеров, чтобы головная волна на входе исчезла, т. е. чтобы вся струя воздуха, имеющая площадь Рвх, смогла пройти через горло. В этом случае скорость воздуха в горле станет сверхзвуковой, так как новое меньшее сужение сверхзвукового участка канала будет недостаточным, чтобы затормозить поток до скорости звука. Переход к дозвуковой скорости будет теперь осуществляться в интенсивном скачке уплотнения, который появится за горлом. Далее нужно вновь уменьшить площадь горла до ее расчетного значения и тем самым устранить сильный скачок внутри воздухозаборника, только после этого будет достигнута расчетная схема течения. Это требует создания быстродействующих автоматических систем изменения площади горла при запуске и связано со значительным усложнением конструкции воздухозаборника. [c.266]

В сверхзвуковых течениях газа, сопровождающихся уменьшением скорости, легко возникают так называемые сильные разрывы — ударные волны или скачки уплотнения. При пересечении потоком поверхности разрыва давление, температура и плотность возрастают, а скорость падает, причем эти изменения происходят резко, скачком. Поверхность разрыва, перемещающуюся в пространстве, называют ударной волной, а неподвижную ударную волну — скачком уплотнения. [c.122]

Сверхзвуковая неизобарическая турбулентная струя представляет собой сложный газодинамический объект и характеризуется сильной пространственной неоднородностью полей скоростей и давлений, которая обусловлена наличием системы скачков уплотнения и сдвиговых слоев с большими градиентами скорости. Сильная пространственная неоднородность способствует развитию неустойчивости, приводящей к интенсивным пульсациям скорости и давления, а формирование цепи обратной связи - к развитию автоколебаний, в результате которых в спектрах пульсаций появляются интенсивные дискретные составляющие. [c.178]

Расчеты показали, что внутри теплового пятна осуществляется сильный разогрев газа. Это приводит к значительному уменьшению плотности в следе. Газ, втекая в область тепловыделения, нагревается и расширяется. Появляется поршневой эффект, источник тепла расталкивает газ в стороны и на периферии образуется висячий скачок уплотнения. [c.415]

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]

При наличии скачков уплотнения пограничный слой обычно оказывает более сильное влияние на внешний поток, в некоторых случаях существенно изменяя картину всего течения. Дело в том, что в скачке уплотнения изменения скорости и температуры по направлению нормали к франту скачка, которое обычно мало отличается от направления потока, велики по сравнению с изменениями этих величин вдоль скачка. В пограничном слое изменения скорости и температуры в направлении потока обычно незначительны, в то время как изменения этих величин поперек пограничного слоя велики. Следовательно, в области взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем скоройть и температура существенно изменяюкся как вдоль, так и поперек потока. Поэтому основные допущения теории пограничного слоя в этом случае перестают быть справедливыми и теоретическое исследование области взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем представляет Ч резвычайно сложную задачу. Экспериментальные исследования этой области течения тоже являются не простым делом, однако полученные данные позволяют представить физическую картину взаимодействия и определить некоторые количественные закономерности. [c.339]

При движении тел в воздухе с большими скоростями образуются скачкй уплотнения, в которых газ сильно нагревается, ионизируется и становится проводником. Проводимость воздуха за скачком уплотнения (рис. XV. 1) сильно растет в интервале чисел М = lO-f-16. [c.399]

В обш ем случае система уравнений (8.30) имеет несколько решений. При наличии принятой по условию баротропии изменение всех характеристик движения вдоль линий тока непрерывно (условием о баротропии появление скачков уплотнения исключается). В некоторых случаях, в частности, при больших сверхзвуковых скоростях обтекания, предположение о баротропии слишком сильно, так как в рамках теории идеального газа нельзя построить теоретически непрерывных обтеканий в этих случаях теорема Жуковского не верна, и поэтому мы ограничиваемся только непрерывными баротропными и, в частности, адиабатическими движениями в указанной выше области. [c.86]

Как уже указывалось выше, сопла Лаваля при работе со сверхкритическими скоростями при повышении противодавления или прп понижении начальных параметров пара работают с большими потерями, чем суживающиеся.В результате полу-чаюш,ихся скачков уплотнения к. п. д. их сильно падает. Определим теперь, какие изменения получит рассматриваемое нами выше сопло Лаваля (см. фиг. 20). При этом допустим [c.90]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Наличие вязкости приводит к тому, что вследствие резкого возрастания давления в направлении течения вблизи пересечения скачка со стенкой может произойти отрыв пограничного слоя, сильно видоизменяющий картину течения. Помимо этого, действие вязкости проявляется в наличии зоны дозвуковых скоростей вблизи стенки, по которой возмущения, несмотря на сверхзвуковой характер течения во внешней его части, могут передаваться вверх по потоку и тем самым изменять картину течения и при отсутствии отрыва пограничного слоя. Ввиду солжности явления взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем и сравнительно небольшого количества опытных данных теория его пока отсутствует. [c.53]

В результате проведения итерации был найден режим течения в канале генератора с учетом радиационных процессов. Температура и давление представлены на рис. 5. Кривые 2 и 5 соответствуют селективным стенкам, а кривые 3 и 6 — черным. Видно, что влияние излучения на газодинамические параметры наиболее сильно в случае черных стенок. Отсутствие смегцения скачка уплотнения в случае селективных стенок связано с тем, что задача регналась численно с гна-гом 1 м. [c.232]

Следует отметить, что ни на интервале (хв ни на участке слева за второй ударной волной или за особенностью типа узла не может быть енде одного сильного разрыва. Нетрудно проверить по (1.6), что он оказался бы недопустимым скачком разрежения, так как скачку уплотнения соответствует переход величины 1 — из области 1 — < О в область 1 — > 0. [c.616]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...