Маха волны сверхзвуковое

Проследим за появлением и развитием ударных волн при постепенном увеличении числа Маха Мь Сверхзвуковая область в газовом потоке появляется впервые при некотором значении Ml < 1 в виде области, прилегающей к поверхности обтекаемого тела. В этой области появляется по крайней мере одна ударная волна — обычно замыкающая сверхзвуковую область. По мере увеличения М, эта область расширяется, а вместе с ней удлиняется и ударная волна, существование которой при Mj = 1 было доказано (для плоского случая) в 120 тем самым была доказана необходимость первого появления ударной волны уже при М < 1. Как только Mj начинает превышать единицу, появляется еще одна ударная волна — головная волна, пересекающая весь бесконечно широкий натекающий поток газа. При Мь в точности равном единице, все течение впереди тела является дозвуковым. Поэтому при М) > 1, но сколь угодно близком к единице, сверхзвуковая часть натекающего потока, а с нею и головная ударная волна находятся сколь угодно далеко впереди тела. По мере дальнейшего увеличения Mj головная волна постепенно приближается к телу. [c.641]

Сжимаемые жидкости. Влияние сжимаемости жидкой среды на сопротивление является важнейшим вопросом для газовой динамики и должно учитываться, когда относительная скорость потока приближается к скорости звука или превосходит ее. В этом случае энергия от тела уносится упругими волнами . При высоких дозвуковых и околозвуковых скоростях сопротивление зависит как от числа Рейнольдса, так и от числа Маха. При сверхзвуковых скоростях обычно допустимо пренебрегать силами вязкости и считать, что сопротивление является функцией геометрии тела и числа Маха, т. е, [c.394]

Рассмотрим обтекание неподвижного профиля плоским установившимся потоком идеального газа, однородным на бесконечности. Как было указано выше, существует единственное дозвуковое обтекание при Моо из некоторого интервала О Моо < М, причем при приближении М к М максимум местного числа Маха стремится к единице. Экспериментальные наблюдения показывают, что при дальнейшем увеличении Мсо вблизи препятствия развиваются местные сверхзвуковые зоны и, наконец, при некотором критическом значении числа Маха в сверхзвуковых зонах возникают ударные волны. Число Маха Муд., при котором впервые возникают ударные волны, определяется не вполне однозначно, однако всегда М < Муд, < 1. [c.165]

В случае плоского безвихревого изэнтропического течения характеристики состоят из двух семейств простых волн Маха. В сверхзвуковом потоке малые возмущения распространяются вдоль этих линий, принадлежащих к семействам I и П и расположенных под углом 1 к направлению потока (рис. 6.5). [c.180]

Эффекты, сходные с излучением Вавилова — Черенкова, хорошо известны в области волновых явлений. Если, например, судно движется по поверхности спокойной воды (озера) со скоростью, превышающей скорость распространения волн на поверхности воды, то возникающие под носом судна волны, отставая от него, образуют плоский конус волн, угол раскрытия которого зависит от соотношения скорости судна и скорости поверхностных волн. При движении снаряда или самолета со сверхзвуковой скоростью возникает звуковое излучение ( вой ), законы распространения которого также связаны с образованием так называемого конуса Маха . Явления эти осложняются нелинейностью аэродинамических уравнений. В 1904 г. Зоммерфельд рассчитал электродинамическое (оптическое) излучение подобного рода, которое должно возникать при движении заряда со скоростью, превышающей скорость света. Однако через несколько месяцев после появления работы Зоммерфельда создание теории относительности сделало бессмысленным рассмотрение движения заряда со скоростью, превышающей скорость света в пустоте, и расчеты Зоммерфельда казались лишенными интереса. Физическая возможность появления свечения Вавилова — Черенкова связана с движением электрона со скоростью, превышающей фазовую скорость световой волны в среде, что не стоит ни в каком противоречии с теорией относительности. [c.764]

Приведенные на рис. 10.21 фотографии сверхзвукового обтекания в аэродинамической трубе ромбовидных профилей разной толщины при нулевом угле атаки подтверждают описанную выше картину течения. На каждой из этих фотографий отчетливо видны скачки уплотнения у носка профиля, пучки волн Маха у верхнего и нижнего выпуклых углов профиля п волны Маха, отходящие от неровностей на стенках аэродинамической трубы, по наклону которых можно судить о скорости потока в трубе. [c.42]

В разобранных выше случаях обтекания профилей сверхзвуковым потоком мы не рассматривали возможное взаимодействие между отходящими от профиля скачками и волнами Маха. Для установления этого взаимодействия необходимо рассмотреть значительную часть поля течения (рис. 10.24 и 10.25). Волны Маха, падая на косые скачки, искривляют и ослабляют их. На [c.46]

В общем случае обтекания тела предположение Ньютона, разумеется, не оправдывается в связи с тем, что возмущение, вызванное телом в потоке, распространяется на большое расстояние от тела и постепенно с удалением от тела ослабляется, т. е. соседние струйки газа имеют разные направления и величины скоростей. Однако при обтекании тела с большой сверхзвуковой скоростью закон Ньютона становится справедливым, так как в этом случае ударная волна располагается близко к поверхности тела и все струйки до ударной волны имеют одинаковые направление и величину скорости (невозмущенного потока), а за ударной волной движутся в тонком слое между нею и телом и приобретают скорости, параллельные поверхности тела. Чем больше число Маха и тоньше тело, тем ближе к действительности теория Ньютона. Вместе с тем следует отметить, что даже в пре- [c.118]

Метод характеристик применяется для расчета сверхзвуковых течений, при этом используются физические закономерности распространения в сверхзвуковом потоке слабых волн разрежения и сжатия, волн Маха. [c.273]

Скачки уплотнения возникают при торможении сверхзвуковых потоков в газе какими-либо преградами. Возмущения сжатия, вызываемые отдельными точками преграды, распространяясь со скоростью звука, в сверхзвуковом потоке не могут выходить за пределы соответствующих конических поверхностей, образованных волнами Маха (см. рис. 4.2). Поэтому в ограниченном пространстве перед [c.107]

Плоский сверхзвуковой поток, обтекающий поверхность, которая образует с направлением невозмущенного течения тупой угол, больший 180 , называется течением Прандтля—Майера. Огибая угол, поток расширяется и, следовательно, скорость его увеличивается, а давление и плотность уменьшаются. При этом центрированной волной разрежения веером разрежения) называется совокупность бесконечного множества линий Маха, выходящих из точки поверхности, обтекаемой сверхзвуковым потоком, рассматриваемым как течение Прандтля — Майера (рис. 7.15). Этот веер разрежения ограничен линией Маха ОА [угол ее наклона [c.184]

Интересно отметить, что при малых числах Маха набегающего потока при обтекании конуса возможен случай, когда звуковая зона возникает на поверхности конуса при сверхзвуковых параметрах на ударной волне в результате поджатия течения к поверхности конуса. [c.62]

Течение между поверхностью тела и ударной волной дозвуковое, но по мере движения вдоль тела поток вновь разгоняется и по прохождении так называемой звуковой линии становится сверхзвуковым. Заметим, что после перехода через скачок в течение газа вдоль поверхности тела редко достигаются первоначальные значения чисел Маха, имевшие место в набегающем гиперзвуковом потоке, однако в отличие от обычных сверхзвуковых течений мы имеем здесь дело с высокотемпературным 28 газом. В этом плане течение за ударной волной близко по своим пара- [c.28]

В соответствии с характеристиками веществ рассматривают С. капельной жидкости, газа, плазмы. В особый класс выделяются двухфазные С., напр, газовые, содержащие жидкие или твёрдые частицы, или С, жидкости, заполненные пузырьками газа. Для С. сжимаемых газов существенным является отношение скорости газа на срезе сопла к скорости распространения звуковых волн а, т. е. Маха число M = v ja. В зависимости от значения Л/ различают С. дозвуковые (М< ) и сверхзвуковые (М> ). Аналогичная классификация в зависимости от числа М проводится и для скорости среды, в к-рую вытекает С. [c.12]

Так как в рассматриваемом случае речь идет о слабом возмущении, то эту линию называют границей слабых, или звуковых, возмущений, слабой волной, характеристикой или линией Маха. При этом имеется в виду, что слабые возмущения распространяются со скоростью звука (гл. 1). На рис. 5.1 представлены две схемы сверхзвукового течения. Обтекание выпуклого угла (рис. 5.1,а) сопровождается расширением потока, умень шением давления на величину dp и возрастанием скорости на d . При обтекании вогнутого угла давление растет, а скорость падает. Следовательно, в первом случае характеристика является слабой волной разрежения, а во втором — слабой волной сжатия. [c.109]

Пример центрированной волны разрежения максимальной интенсивности приведен на рис. 5.5. Особенность таких волн состоит в том, что все характеристики (волны Маха) исходят из угловой точки, являющейся очагом возмущения сверхзвукового потока. Другой пример показан на рис. 5.7. Здесь перед волной скорость сверхзвуковая (Xi>l) за [c.116]

Пусть теперь источник возмущения движется со сверхзвуковой скоростью vi, > а. Возмущения, создаваемые за время t источником А,распространяются по сфере на расстояние at. За тоже время точка а переместится на расстояние и-, t, т.е. обгонит образовавшую его звуковую волну и будет все время источником зарождения новых сферических волн. Меняя время /, получим, что огибающей сферу радиусом Л, = af, является поверхность конуса Маха с углом [c.103]

При сверхзвуковой скорости потока газа волны возмущений также имеют вид окружностей, но в силу условия и> а область их распространения ограничивается прямыми AM и AN (для осесимметричного потока — поверхностью конуса), называемыми линиями возмущения или линиями Маха. Эти прямые образуют с вектором скорости угол Маха, определяемый формулой [c.69]

Угол р называется углом Маха, а линия, образуемая огибающей волн давления, — волной Маха. Существенная разница между дозвуковым и сверхзвуковым слу-354 [c.354]

На рис. 106 приведены кривые зависимости этого оптимального отношения от числа М набегающего потока для п — 1, 2, 3, 4. Нижняя кривая п = — 1) соответствует расположению на входе обычной ударной волны. График на рис. 106 показывает, что применение иглы позволяет и при больших числах Маха улучшить восстановление полного давления, в то время как сверхзвуковой диффузор, описанный в 31, дает реальные результаты лишь при числах Маха полета, не превышающих 1,6—1,8. Сводку практических данных по воздухозаборникам на скоростных самолетах можно найти в руководствах по прикладной аэродинамике ). [c.242]

Задача о сверхзвуковом обтекании тонких тел вращения при очень больших числах Маха в том случае, когда головная волна отходит от острого носика тела, вследствие слишком большого значения угла при вершине, либо наличия затупления носика, представляет значительные трудности. Так же, как и в плоском случае, отошедший скачок имеет вблизи оси симметрии потока почти плоский участок, соответствующий прямому скачку, и соседние с ним участки сильного разрыва, за которыми поток является дозвуковым. Движение в области между головной волной и поверхностью обтекаемого тела имеет в связи с этим смешанный до-, сверх- и трансзвуковой характер. [c.349]

Диапазон скоростей потоков, доступных для исследования с помощью высокочастотного дугового анемометра, лежит в пределах от нескольких метров в секунду до сверхзвуковых скоростей с числами Маха до 3,0. Основной трудностью при использовании анемометра в сверхзвуковых потоках является обеспечение механической прочности электродов, образующих разрядный промежуток. Следует также учитывать искажения, которые вносит наличие ударной волны перед разрядом. Частотный диапазон высокочастотного дугового анемометра — до сотен килогерц. [c.270]

Физический механизм генерации шума при Л/>1 грубо можно представить следующим образом. Отдельные вихри или турбулентные неоднородности, переносящиеся потоком со сверхзвуковой скоростью, должны излучать волны Маха аналогично тому, как такие волны излучаются твердыми телами, движущимися со сверхзвуковыми скоростями. Эти случайные вихревые волны Маха создают шум, который должен обладать определенной направленностью, так что пространственное распределение такого шума должно об- [c.409]

Излучение высокочастотной области шума происходит в направлении, отличном от направления максимума излучения для дозвуковых струй. Если для дозвуковых струй это направление составляет угол с осью струи в - 30°, то для сверхзвуковых струй этот угол с увеличением М все более приближается к углу - 90°. Последнее обстоятельство находится в согласии с представлением об излучении высокочастотной области спектра сверхзвуковой струи вихревыми волнами Маха (см. гл. И, 4). [c.421]

Изменение направления и величины скорости на самой ударной волне определяется ударной полярой, причем и здесь осуществляется решение, отвечающее слабой ветви поляры ). Соответственно, для каждого значения числа Маха натекающего потока Mi=tJi/ i существует определенное предельное значение угла полураствора конуса Хтах, за которым такое обтекание становится невозможным и ударная волна отсоединяется от вершины конуса. Поскольку за ударной волной происходит дополнительный поворот течения, значения тах для обтекания конуса превышают (при одинаковых Mi) значения (тах для плоского СЛу-чая (обтекания клина). Непосредственно за ударной волной движение газа обычно сверхзвуковое, но может быть и дозвуковым (при X, близких к Хта>) - Сверхзвуковое за ударной волной течение по мере приближения к поверхности конуса может стать дозвуковым, и тогда на определенной конической поверхности скорость проходит через звуковое значение. [c.594]

Таким образом, при сверхзвуковом обтекании тела перед ним возникает ударная волна ее называют головной. П ри обтекании тела с тупым передним концом эта волна не соприкасается с самим телом. Спереди от ударной волны поток однороден, а позади нее движение меняется, и поток огибает обтекаемое тело (рис. 127, а). Поверхность ударной волны уходит на бесконечность, причем вдали от тела, где интенсивность волны мала, она пересекает направление набегаюидего потока под углом, близким к углу Маха. Характерной чертой обтекания тела с тупым концом является существование дозвуковой области течения за ударной волной — позади наиболее выдающейся вперед части ее поверхности эта область простирается до обтекаемого тела и, таким образом, ограничена поверхностью разрыва, поверхностью тела и боковой звуковой поверхностью (пунктирные линии на рис. 127, а). [c.638]

Рис. 10.55, К определению критической густоты решетки пластин при обтекании ее потоком со сверхзвуковой осевой составляющей скорости, а) Густая решетка bit > (Ь/ )кр, i > 0), решетка критической густоты (b/t) = = (Ь/Окр, i > о, в) редкая решетка bit) < ( /0кр, i > 0, г) интерференция между волнами в течении за срезом редкой решетки ( = —10°, Mi = = 2,6). Штриховые линии — волны Маха, сипошные линии — скачки

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]

Число Маха Ма = Wq/ является мерой сжимаемости газа при больших скоростях течения. При достаточно малых значениях числа Маха изменение плотнбсти газа настолько мало, что газ можно рассматривать как несжимаемую жидкость. При Ма > 1 поток газа существенно отличается от потока газа при Ма < 1 в сверхзвуковом потоке газа возможно образование ударных волн, в дозвуковом потоке ударные волны никогда не образуются. Равным образом существенные отличия имеют трансзвуковой (Ма [c.369]

Измерения скорости жидкой фазы в конце камеры с.мсшсния и диффузоре [761 показывают, что скорость потока в двухфазной зоне (равная скорости жидкости из-за малого скольжения) на всех режимах больше равновесной (термодинамической) скорости звука йи но существенно меньше замороженной скорости звука af. Следовательно, по отношению к й поток является сверхзвуковым, и поэтому должны проявляться эффекты, характерные для сверхзвукового режима течения. В этих условиях при повышении давления Рд в диффузоре появляется полностью размытая ударная волна, перемещающаяся по мере увеличения Рд к горлу диффузора. Ее интенсивность при этом увеличивается и возрастает число Маха Mi, рассчитанное по значению равновесной скорости звука ai. Вдоль камеры смешения, начиная с сечения структурного перехода, Mi немонотонно возрастает, так что в горле диффузора имеется максимум Mi, связанный с устойчивостью положения скачка в горле диффузора 18]. Из опытов также следует, что при повышении значений Рд давление в камере смешения не изменяется, т. е. течение в конце камеры смешения и диффузоре остается сверхзвуковым и по отношению к возмущениям, возникающим в диффузоре конденсирующего инжектора. [c.129]

М. всех трёх типов являются препятствием для сверхзвукового и сверхадьвеновского СВ, и перед ними возникает бесстолкноаит. ударная волна. Если небесное тело не имеет ни собств. магн. поля, ни ионосферы, то заряж. частицы СВ беспрепятственно достигают поверхности тела и рекомбинируют на ней. В результате позади тела возникает полость, ограниченная Маха конусом. Так взаимодействуют с СВ Луна и, вероятно, большинство астероидов. [c.15]

Поток С. В. является сверхзвуковым по отношению к скоростям тех типов волн, к-рые обеспечивают эфф. нередачу энергии в С, в. (альвеновские, звуковые и магнитозвуковые волны). Альвеновское и звуковое Маха число С. в. на орбите Земли яг 7. При обтекании С. в. препятствий, способных аффективно отклонять его (магн. поля Меркурия, Земли, Юпитера, Сатурна или проводящие ионосферы Венеры и, по-видимому, Марса), образуется отошедшая головная ударная волна. С. в. тормозится и разогревается на фронте ударной волны, что позволяет ему обтекать препятствие. При этом в С. в. формируется полость — магнитосфера (собственная или индуцированная), форма и размеры к-рой определяются балансом давления магн, поля планеты и давления обтекающего потока плазмы (см. Магнитосфера Земли, Магнитосферы планет). В случае взапмодействпя С. в. с непроводящим телом (напр.. Луна) ударная во.чна не возникает. Поток плазмы поглощается поверхностью, а за телом образуется полость, постепенно заполняемая плазмой С. в. [c.587]

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]

Возможная схема сверхзвукового потока с торможением показана на рис. 3.12. В такой решетке от точки Л до 5 на стороне разрежения контур профиля совпадет с расчетной свободной линией тока на этом участке работа не подводится. Точка В соответствует первой волне Маха. Участок ВС профилируется таким образом, чтобы создать серию слабых волн сжатия, фокусирующихся вблизи передней кромки профиля соседней лопатки. На этом участке происходит предварительное сжатие воздуха. От точки С до D контур на стороне разрежения проектируется так, чтобы обеспечить направление течения, соответствующее условию отсутствия отражения отно(Гительно сильного замыкающего скачка. Поток за этим скачком дозвуковой, и эффективный контур лопатки на участке от точки D до f (до задней кромки профиля) проектируется так, чтобы обеспечить соответствующий угол выхода потока. Контур на стороне давления от точки А до точки Е выполняется по свободной линии тока, а затем плавно выводится к точке F. Применение решеток подобного типа и другие мероприятия по снижению волновых потерь могут обеспечить достаточно высокие КПД сверхзвуковой ступени при Mj = = 1,5. .. 1,6. [c.76]

При сверхкритических перепадах давления в плавно суживающихся соплах переход от критической скорости вблизи выходного сечения к сверхзвуковой происходит в свободной струе за соплом. В этом случае кромка выходного сечения AAi (рис. 8.11,а) является источником возмущения звукового потока. За выходным сечением струя встречает давление среды ра<р, и, следовательно, в точках Л и Л1 давление меняется от р до Ра- В результате от кромки сопла распространяется волна разрежения AA Bi и А АВ. Первая граница ЛЛ, представляет собой характеристику, угол которой 01=90° последние по потоку характеристики ЛВ, и А В должны проходить в свободной струе под углом a2=ar sin I/M2 (М2 — число Маха, соответствующее еа= Ра(Ро)- Все промежуточные характеристики, а также ABi и AiB, являются криволинейными, так как волны разрежения из точек Л и Л1 в пределах струн пересекаются. Характеристики, попадая на свободную границу АВ и А В, вдоль которой давление постоянно, отражаются от нее с обратным знаком, и волна разрежения переходит в волну сжатия. В результате пересечения волн разрежения в струе образуется конус (клин) разрежения АОА (рис. 8.11,а), основание которого расположено в выходном сечении сопла, и конус сн атия DBB. В пределах конуса разрежения давление становится ниже давления среды ра- В пределах [c.220]

Наличие таких режимов обтекания У-образных крыльев свидетельствует о том, что в коническом течении на сфере имеет место аналогия с плоскими сверхзвуковыми течениями газа [8], в которых потери полного давления в прямом скачке превыгпают потери полного давления в системе косой-прямой скачки. Заметим, что в расчетах всплывание точки Ферри наблюдается тогда, когда числа Маха не-возмугценного потока, нормального к коническому лучу, проходягце-му через тройную точку Т маховской конфигурации ударных волн, Мп 1.5. Именно при таких числах М аха согласно данным [8] коэффициент восстановления полного давления в системе косой-прямой скачки превыгпает коэффициент восстановления полного давления в прямом скачке. [c.657]

Под углом фсл, который называют углом слабых возмущеиий или углом Маха, должны располагаться волны, имеющие скорость распространения, равную скорости звука. Фактически же ударные волны всегда сильнее звуковых и углы ф получаются больше фсл-Итак, фронт косого скачка сохраняет постоянное положение относительно летящего тела. Но если рассматривать какой-либо участок скачка (например, аб на рис. 1.08), то он, двигаясь с мень" шей скоростью, чем тело, и под углом к направлению перемещения тела, непрерывно удаляется от тела назад и в сторону. Ввиду этого фронт косого скачка с течением времени неограниченно удлиняется и действие ударной волны, создаваемой, например, самолетом, летящим быстрее звука, может ощущаться на удалении в несколько километров в виде так называемых хлопков — звуков взрыва, сотрясений оконных стекол, перекрытий и т. п. Чем ниже летит сверхзвуковой самолет, тем ощутимее эти явления на земле, во-первых, из-за того, что самолет, летя в более плотной среде, создает. более значительные скачки давления и плотности, а во-вторых, из-за меньшего удаления самолета от земли. [c.22]

В результате полувековых исследований теория ударных волн оказалась сравнительно тщательно разработанной, хотя сам объект ее оставался, по существу, вполне умозрительным. Техника экспериментального изучения ударных волн была делом XX в. Надо отметить только опыты Э. Маха, выполнившего в80-хгодах XIX в. прекрасные (с учетом аппаратуры того времени) фотографии ударных волн при сверхзвуковом обтекании тел газом [c.81]

Теоретической основой исследования сверхзвуковых течений была теория ударных волн. Однако в ней оставались невыясненными такие важные вопросы, как возникновение ударных волн, их устойчивость, законы распространения, применимость соотношений Югоньо Вызывало сомнение и существование ударных волн, хотя уже имелись блестящие опыты Э. Маха и П. Зальхера, поставлена серия опытов в России и Франции, построена первая ударная труба во Франции, Так, П. Дюгем считал, что никакие ударные волны не могут распространяться в вязкой жидкости (1901) Одновременно с заметкой Дюгема появилась заметка Э. Жуге , посвященная распространению разрывов в жидкости. В ней Жуге впервые ввел в анализ проблемы разрывных течений энтропию. Привлечение энергетических соображений, понятия энтропии, или, как тогда говорили, принципа Клаузиуса , позволило обосновать возможность распространения волн сжатия — ударных волн. На таких же соображениях основано доказательство невозможности распространения волны разрежения в совершенном газе, так как в та- [c.313]

Таким образом, сверхзвуковая струя излучает по крайней мере за счет трех механизмов излучения излучения турбулентностью в том виде, как мы с ним имели дело для дозвуковых струй (лайтхилловский механизм), излучения за счет ячеистой периодической структуры струи и излучения вихревыми волнами Маха. При этом шум низкочастотной области сверхзвуковой струи (частоты ниже [c.421]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...