Срыв сверхзвукового потока

Если сверхзвуковой поток должен обтекать тупой угол, для которого б > бпр, то после поворота около вершины угла поток отрывается и следует не по стенке, а по лучу, соответствующему б = бпр-, между лучом и стенкой образуется область вакуума. Это явление можно назвать срывом сверхзвукового потока. [c.169]

Срыв сверхзвукового потока 124 [c.735]

Сопло Лаваля предназначено для получения сверхзвукового потока. Оно состоит из сужающейся и расширяющейся частей. Во избежание срыва пограничного слоя конусность расширяющейся части (диффузора) должна быть не более 8 12 В самом узком сечении сопла скорость может достигать звуковой, и тогда эго сечение называется критическим. На рис. 5.5 представлено сопло Лаваля, изменение его живого сечения и массовой скорости т по длине j и из- [c.73]

Если полет осуществляется при сверхзвуковых скоростях, то картина обтекания выдвинутого интерцептора меняется (рис. 1.9.9,а). Перед интерцептором и за ним происходит срыв потока, образуются застойные зоны. Внешний поток движется около этих зон подобно потоку около непроницаемых клиньев, образуя систему ударных волн и волн разрежения. График распределения давления, изображенный на рис. 1.9.9,6, показывает. [c.80]

Рассмотрим особенности работы инжектора при переменном противодавлении. При пониженных рд в выходном участке камеры смешения отмечается участок повышения давления, а в горле и диффузоре давление падает, а затем возрастает в системе скачков. Это означает, что поток в горле и во входном участке диффузора сверхзвуковой. По мере повышения рд область скачкообразного изменения давлений смещается против потока, а давление в камере смешения и в горле сохраняется неизменным (при сверхзвуковых скоростях возмущения не распространяются против потока). Вплоть до предельного противодавления рд. р параметры в камере сохраняются неизменными, но при рд > рд. р наступают режимы с интенсивным изменением структуры потока в камере смешения (срыв). Скачок, перемещающийся внутрь камеры, вызывает увеличение интенсивности пульсаций и соответственно расходов пара и жидкости. [c.136]

Кромочный поток капель за НЛ. С выходных кромок пленка стекает локально струйками и разбивается на капли. При небольшой начальной влажности и дозвуковых скоростях пара сбегание струек в кромочный след сопровождают пульсации. С набухающей на кромке пленки отделяются язычки влаги, меняющие свое местоположение. Эти язычки вытягиваются на 2—3 мм, после чего отделяются капли радиусом 0,1—0,2 мм [21]. Этот характер стекания пленки сохраняется также при околозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях пара. При небольших дозвуковых скоростях возможны срывы кусков пленки, которые затем дробятся на некотором расстоянии от кромки. В зоне вторичных концевых течений пленка срывается вблизи концов лопаток при стабильном положении язычков. Непосредственно после срыва с НЛ куски пленки и капли двигаются с очень небольшой скоростью и сразу же начинают дробиться и разгоняться потоком пара. [c.233]

Акустическая нагрузка в полете. В полете на дозвуковых скоростях вследствие образования спутного потока акустические нагрузки от реактивной струи резко уменьшаются. На режимах сверхзвукового полета действие их прекращается вовсе, так как генерируемые струей звуковые волны имеют меньшую скорость распространения, чем скорость движения самолета, и поэтому не достигают его поверхности. Однако с увеличением скорости полета увеличивается уровень акустических нагрузок, вызванных турбулентностью потока, обтекающего самолет. В пограничном слое уровни этих нагрузок составляют 140—145 дб. При наличии срыва, например, на треугольном крыле или с плохо обтекаемых частей конструкции они могут возрасти до 160—162 дб. [c.91]

Низкочастотная нестационарность потока возникает вследствие неустойчивой работы сверхзвукового входного воздухозаборника, турбулентности атмосферы, вибрационного горения в камере сгорания. Снижение скорости потока в процессе колебаний вызывает местное увеличение углов атаки и срыв потока со спинки. Граница устойчивости при этом смещается в сторону увеличения расхода воздуха, а запас устойчивости работы компрессора уменьшается. Снижаются также и tik вследствие увеличения гидравлических потерь при нерасчетном обтекании лопаток. [c.133]

На рис. 5.47 показано также изменение статического давления в диффузоре аппарата при различных положениях регулирующего клапана, расположенного за ПВИ (другими словами, при разных сопротивлениях системы, по которой эта смесь транспортируется). С увеличением сопротивления, создаваемого клапаном, давление растет до определенного, предельного значения (кривая 3). Дальнейшее прикрытие клапана приводит к срыву в работе ПВИ. Доказательством того, что в конце камеры смешения поток сверхзвуковой, служит отсутствие расслоения кривых давления в этой зоне. [c.476]

В [24] в клапане использован также развитой входной участок, однако удлиненный носик клапана здесь отсутствует (рис. 4.2,а). При такой форме золотника в нижней его части происходит срыв потока, сопровождаемый пульсациями. С целью устранения срывных явлений клапан выполняется полым с перфорацией (рис. 4.2,6). Соединение всех отверстий через полость В выравнивает давление по образующим золотника. При сверхзвуковых скоростях потока перфорация гасит скачки уплотнения и волны разрежения. Это способствует созданию безотрывного течения пара через клапан. [c.157]

Если отрыв потока нежелателен в инженерных приложениях, его условились называть срывом . Напомним, что срывом на крыловом профиле называют отрыв потока, ухудшающий характеристики профиля вследствие резкого возрастания сопротивления и падения подъемной силы. Однако на практике отрыв потока не всегда нежелателен. Например, благодаря взаимодействию отрывного течения, создаваемого иглой, установленной перед тупым телом, при сверхзвуковых скоростях полета с отошедшим головным скачком уплотнения лобовое сопротивление сильно уменьшается. Следовательно, необходимо новое определение понятия срыва как явления в течении, которое приводит к накоплению значительных количеств заторможенной жидкости и часто связано с появлением нестационарности [35]. Нестационарность возникает из-за периодических выплескиваний накопившейся застойной жидкости, а так как возможность вытекания исключена, накопление жидкости продолжается. В трехмерном течении существует компонента скорости, перпендикулярная направлению основного потока. Накопленная жидкость может выплескиваться в этом направлении. Поэтому в несимметричном течении, т. е. в трехмерном течении, срывы встречаются редко. Однако в строго двумерном течении вытекание по нормали к направлению основного потока исключено и возможно накопление значительного количества заторможенной жидкости с периодическим выплескиванием другими словами, возникает срыв. На практике двумерные течения встречаются весьма редко и чаще всего наблюдается осесимметричное течение. В противоположность строгому определению отрыва потока определение срыва следует считать довольно субъективным, так как его существование связано с геометрией поля течения и характеристиками жидкости. [c.46]

Воздухозаборники двигателей расположены под наплывами, что обеспечивает их эффективную работу при больших углах атаки. Подобное расположение воздухозаборников вызывает неравномерность поля скоростей и турбулентность потока воздуха в канале воздухозаборника вследствие засасывания пограничного слоя. На самолете-F/A-18 пограничный слой отводится вверх через щели между наплывом и фюзеляжем. Вертикальный отсекатель, выступающий перед воздухозаборником почти на 1 м, отводит пограничный слой фюзеляжа, направляя его вверх и вниз от воздухозаборника. Непосредственно перед воздухозаборником отсекатель имеет перфорированную поверхность через отверстия перфорации засасывается и отводится собственный пограничный слой отсекателя. Верхняя часть губы воздухозаборника находится на некотором расстоянии от наплыва, что обеспечивает отвод пограничного слоя нижней поверхности наплыва. Для того чтобы предотвратить срыв потока в воздухозаборнике при больших углах атаки, нижняя кромка губы отогнута внутрь, что способствует появлению подсасывающих сил при дозвуковых скоростях, Поверхность вертикального отсекателя составляет угол 5° с направлением невозмущенного потока воздуха я обеспечивает предварительное сжатие воздуха при сверхзвуковых скоростях. Однако эффективность нерегулируемых воздухозаборников самолета F/A-18 резко снижается при числах М>2, [c.95]

Однако при больших углах атаки нарушается плавность обтекания и наступает срыв потока с несущих поверхностей, что может сопровождаться тряской. Кроме того, как известно, на больших сверхзвуковых скоростях полета величина J max ограничивается [c.18]

На дозвуковых скоростях более выгодна форма головной части с закругленным носиком, а на сверхзвуковых — заостренная головная часть. Угол конусности головной части выбирают в пределах 10—45°. Не забывайте, что сильно удлиненная и заостренная головная часть способствует увеличению сопротивления трения, а на дозвуковой скорости — срыву и возмущению потока. [c.47]

Если сверхзвуковой ноток должен обтекать тупой угол, для которого > пр, то после поворота потока около верщииы угла поток отрывается и следует не но стенке, а по лучу, соответствующему о = 8пр между лучом и стенко образуется вакуум. Это явление можно назвать срывом сверхзвукового потока. [c.124]

Первичная влага (уа>0) с ростом числа Масо будет более интенсивно дробиться как в потоке пара, так и при встрече с сопловыми и рабочими лопатками. Процесс дробления сопровождается уносом части влаги потоком пара. Появление первичной влаги приводит к увеличению коэффициента ф для всех значений Ма, однако с увеличением Мзсо коэффициент сепарации влаги падает. При околозвуковых и сверхзвуковых скоростях необходимо учитывать влияние адиабатических скачков уплотнения, воз1П1кающих на входных и выходных кромках, а также в межлопаточ-ных каналах. Скачки приводят к срыву пограничного слоя и пленки с поверхности лонаток, что способствует уменьшению количества сепарируемой влаги. Следует также иметь в виду, что в скачках происходит дробление капель н частичное испарение влаги. [c.172]

При уменьшении чисел М сверхзвукового полета, температуры окружаюшего воздуха и при увеличении числа оборотов ротора двигателя сверхзвуковое течение проникает внутрь нерегулируемого воздухозаборника. Замыкающий прямой скачок смеш,ается назад по потоку, потери во входном устройстве возрастают. При значительном смещении замыкающего прямого скачка назад возможны срывы потока со стенок канала и возникновение высокочастотного автоколебательного процесса, называемого зудом воздухозаборника. [c.244]

Трансзвуковое обтекание (М г 0,81,3) поверхности характеризуется возникновением местных сверхзвуковых течений, связанных с появлением скачков уплотнения на поверхности. Положение скачков уплотнения зависит от геометрии обтекаемого профиля и, в частности, от отклонения органов управления, расположенных на несущей поверхности [37]. При колебаниях отклоне- Скачак s-o иия органов управления перемещается скачок уплотнения и вместе с ннм меняется распределение дав- i леиия по хорде профиля, что в свою очередь воздействует на орган управления. Таким образом, образуется обратная связь перемещение — сила. Фазовое запаздьшание в этом контуре создает предпосылку к потере динамической устойчивости с частотой, близкой к свободной частоте упругих колебаний органа управления. Явление усложняется срывом потока из-под скачка уплотнения (рис. 10). Такого вида вибрации получили название баз (buzz). [c.493]

В работе [L.72] путем направления потока воздуха на диск винта, работающего на режиме висения, имитировалось поле скоростей вихря, взаимодействующего с лопастью. При этом исследовались случаи вихря, параллельного лопасти (что соответствует вертолету продольной схемы), и вихря, перпендикулярного лопасти (случай вертолета одновинтовой схемы). Установлено, что как по спектрам шума, так и по зависимостям от времени такое моделирование хорошо отражает основные черты возникающих в полетах хлопков лопастей. Сделан вывод, что причиной хлопков лопастей является взаимодействие лопастей с концевыми вихрями движущихся перед ними лопастей или винтов. Эксперименты по моделированию хлопков и теория, развитая для оценки шума от них, показали, что уровень звукового давления пропорционален четвертой степени концевой скорости и квадрату интенсивности вихря, т. е. (Q7 )Продолжение исследований [L.58] предполагаемых механизмов возникновения хлопков (нестационарные нагрузки, обусловленные срывом или взаимодействием лопасти с вихрем, а также образование ударных волн в местных сверхзвуковых зонах при больших концевых скоростях или в вихревых зонах) показало, что наиболее вероятным является взаимодействие вихря с лопастью. Поскольку интенсивность Г концевого вихря пропорциональна T/pNQR , энергия шума, вызванного взаимодействием лопасти с вихрем, определялась соотношениями Wв [ QRYT ]/N A. Найдено, что величина Wb хорошо отражает субъективную оценку силы хлопка. Автор продолжил эти исследования [L.61], [c.866]

В полете на дозвуковых скоростях современный сверхзвуковой самолет-истребитель в отличие от самолетов 40-х годов можно пилотировать с большими углами атаки. При переходе от прямых крыльев к стреловидным и при дальнейшем увеличении угла стреловидности % наклон кривой, характеризующей зависимость коэффициента подъемной силы крыла Су от. угла атаки а, становится более пологим (рис, 1) и критические углы атаки акрит, соответствующие максимальному значению Су и срыву потока с крыла, возрастают. [c.54]

Картина течения в таком канале, приведенная на рис. 3.31,в, хорошо подтверждает сказанное. Сверхзвуковая струя пара, срываясь с острых кромок клапанного седла, экранирует центральную пароводяную часть и далее на значительной длине канала препятствует прямому контакту капель влаги со стенками пароохладителя. Течение имеет устойчивый характер на всех рел>симах, однако при малом открытии клапана, когда перепад давления на клапан большой, а расход пара небольшой, струйная зона из-за отклонения потока в системе волн разряжения на острых кромках седла резко сокращается и контакт охлаждающей воды со стенками наступает при относительно небольшой осевой длине. Для уменьшения длины испарительного участка целесообразно канал за седлом клапана выполнять ступенчатым (рис. 3.33), причем вторая ступень расширения при полном расходешара и примерно 10%-ном относительном расходе охлаждающей воды должна располагаться на расстоянии приблизительно 4—5 калибров выходного размера седла й [т. е. Н1= с1]. [c.131]

Приведенные цифры показывают, как снижается частота излучения с увеличением значения к при А = сопз1. Такое понижение частоты можно легко объяснить перемещением скачка уплотнения по направлению к соплу при повышении противодавления в резонаторе с увеличением параметра к. Однако при дальнейшем увеличении к (в рассматриваемом случае при к" 14лiлi) генерация прекращается. Такой срыв генерации в области малых значений I объясняется тем, что противодавление в резонаторе достигло столь большой величины (при заданном при которой сверхзвуковой режим течения оказывается невозможным и торможение струи происходит без образования скачка. Следует еще отметить, что при к > I давление в глубине резонатора меняется незначительно (см. рис. 50, г и д). Это означает, что в резонаторе образуется зона, где воздух практически неподвижен, т. е. поток оказывается заторможенным почти у наружного края резонатора. Это приводит к тому, что зона тормо- [c.73]

Следует заметить, что отрыв ламинарного потока на круговом конусе приводит к образованию сравнительно устойчивых вихрей, направленных по потоку, в отличие от нерегулярного течения перемешивания со срывом вихрей (бафтинг) при отрыве двумерного потока. Кроме того, распределение давления по поверхности конуса под углом атаки при дозвуковых скоростях не является коническим, как при сверхзвуковых скоростях. [c.127]

Скоростной бафтинг — тряска хво -стового оперения при полете на больших скоростях вследствие возникновения волнового кризиса при сверхзвуковом обтекании крыла и других элементов самолета, расположенных впереди оперения, где происходит срыв потока за скачком уплотнения. [c.56]

Нача-ло возникновения срыва потока на крыле и поведение самолета при распространении срыва ограничивают область эксплуатационных углов атаки и углы ата1ки, соответствующие сваливанию асв (рис. 1.8). Такие углы атаки удается реализовать, как правило, только на дозвуковых скоростях полета. На сверхзвуковых скоростях вследствие большой устойчивости по перегрузке и сравнительно небольшой эффективности стабилизатора обычно не представляется возможным без скольжения 1выйти на режим сваливания. Кроме того, на таких скоростях и малых высотах полета вследствие больших скоростных напоров увеличение угла атаки может быть ограничено по прочности разрешаемой перегрузкой til [c.211]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...