Волна головная ударная (скачок уплотнения)

Волна головная ударная (скачок уплотнения) 12, 32 (1) [c.324]

Схема взаимодействия вдуваемого газа с пространственным осесимметричным потоком показана на рис. 6.2.1. Эта схема соответствует картине течения в вертикальной (меридиональной) плоскости симметрии. Струя газа 1 отрывается от острых кромок отверстия, достигает поверхности раздела 9 с основным потоком, разворачивается и обтекает поверхность головной части 2. Внутри струи возникает застойная зона 7 тороидальной формы с возвратным течением, ограниченная разделяющими линиями тока 5. Струя смешивается как с набегающим потоком, так и с газом, циркулирующим в застойной зоне, образуя соответствующие области смещения 10 и 11. В зоне присоединения струи к обтекаемой поверхности (в окрестностях точек пересечения разделяющих линий тока с телом) возникает криволинейный скачок уплотнения 3, который, пересекаясь с головной ударной волной 4 перед поверхностью раздела, образует точки тройной конфигурации 12 0т этих точек начинаются поверхности тангенциального разрыва 14 и результирующего скачка 13. За [c.395]

Наличие потенциалов продольного и поперечного обтекания позволяет путем простого сложения решений получить обтекание тонкого тела при любом угле атаки а, а затем и вычислить коэффициенты подъемной силы и сопротивления. Опуская вычисления ), укажем лишь, что коэффициент подъемной силы оказывается равным Су = 2а, а к коэффициенту сопротивления в продольном обтекании, который может быть вычислен по (171), от поперечного обтекания присоединяется еще член i = называемый коэффициентом индуктивного сопротивления. Эти результаты, выражающие независимость коэффициентов с,, и j. от формы тела, имеют весьма приближенный характер и не могут конкурировать с более точными теориями, отличающимися от только что изложенной теории Кармана в первую очередь тем, что в них принимается во внимание наличие головной ударной волны на носовой части тела, а в случае тела вращения с заостренным носком — наличие конического присоединенного скачка уплотнения (см. далее 72). [c.332]

Аналогично определялись параметры в области справа от точки С. Первая внешняя программа позволяла определить газодинамические функции между поверхностью гладкого контура, продолженного вправо за точку С, и поверхностью головной ударной волны. Одновременно с этим по внутренней программе проводился расчет параметров течения в области между коническим стабилизатором и присоединенным скачком уплотнения СК. Параметры набегающего потока перед присоединенной ударной волной определяются квадратичной интерполяцией по результатам расчетов по внешней программе. Вопросы, связанные со взаимодействием головной и внутренней ударных волн и расчетом течения за поверхностью их пересечения, не рассматриваются. [c.77]

Решение ищется в области, ограниченной поверхностью тела и головной ударной волной. На поверхности головного скачка уплотнения [c.94]

Образователи ударных волн. Полет самолета со сверхзвуковой скоростью сопровождается своеобразным хлопком, который является следствием образования скачков уплотнения и волн разрежения перед носком фюзеляжа, фонарем кабины самолета, в местах стыка крыла и оперения с фюзеляжем. Основные мощные ударные волны образуются носовой частью самолета и крылом (они в полете первыми встречают частицы воздуха) и затем хвостовым оперением. Такие ударные волны называются соответственно головной и хвостовой (рис. 1.5, а). Промежуточные ударные волны или догоняют головную волну и сливаются с ней, или отстают и сливаются с хвостовой. [c.13]

Температура Та может определяться в любой точке изоэнтропического потока над поверхностью тела. Обычно считается удобным принимать ее равной температуре непосредственно в кормовой части передней кромки скачка уплотнения. Однако в случае, когда пограничный слой начинает развиваться от критической точки с отсоединенной головной ударной волной, в качестве Та удобно принимать температуру торможения. За начальную ско-236 [c.236]

В той части области В плоскости У оТ, где Л > О, контуры с выпуклым главным изломом не могут быть близки к оптимальным. Вместо них естественно исследовать конфигурации с изломом, обтекаемым с образованием слабого скачка ио. При Л > О он отражается от головной ударной волны ггю также слабым скачком уплотнения, как показано на рис. 1, е. Па ней и далее слабые скачки даны жирными линиями. Если перепад давления на (1уо равен [р] = Ар+ — Ар , [c.474]

Перейдем к описанию режимов сверхзвукового обтекания конуса с фронтом медленного горения в потоке за головным скачком уплотнения. Как и в случае клина, допустим, что ударная волна не воспламеняет газ и не превращается в детонационную волну. Сгорание газа происходит во фронте, который распространяется по сжатому ударной волной газу с заданной нормальной скоростью [/дг. [c.50]

Здесь величины Уп, Пх и т. д. вычисляются (с заменой / на Р) так же, как и в (4.2.5). Соотношения (4.2.6) для внутренних скачков уплотнения не содержат каких-либо заданных пара метров задачи, но в соотношения на головной ударной волне войдут безразмерные условия обтекания (4.2.1) [c.114]

Головная ударная волна. Из соотношений на скачке уплотнения следует, что образ головной ударной волны, т. е. ударной волны в равномерном набегающем потоке, в плоскостях Л/3 и р/З располагается на заранее известных кривых — ударных полярах . [c.39]

Вторичным скачком уплотнения — скачок уплотнения в области за головной ударной волной. [c.254]

Как отмечалось в 1, при расчете обтекания тел с изломом образующей В. Ф. Ивановым [13] было получено решение с висячим скачком уплотнения в области за головной ударной волной. Это явление и ранее наблюдалось в экспериментах, однако причина его не была достаточно ясна. [c.261]

Мы уже знаем, что при движении в газе тел со скоростью, большей, чем скорость звука (или, что то же самое, при обтекании неподвижных тел сверхзвуковым потоком), образуются скачки уплотнения, или ударные волны. Действительно, сверхзвуковой поток, набегающий, например, на головку снаряда, тормозится в точке разветвления воздушной струи до нулевой относительной скорости. Переход от сверхзвуковой скорости к дозвуковой скорости приводит к появлению ударной волны, которая образуется перед лобовой частью снаряда или пули. Эта ударная волна называется головной или баллистической волной (рис. 163). Головная волна располагается тем ближе к обтекаемому телу, чем больше скорость движения тела. Если скорость самолёта меньше скорости звука, но [c.259]

На головной конической ударной волне должны выполняться основные соотношения для нормальной и касательной составляющих скорости до и после скачка уплотнения. Если через р обозначить угол между осью х и образующей ударной волны, то эти условия запишутся в следующем виде [c.389]

Выясним, в каких условиях возможно образование исходящей из вершины клина О (рис. 101) плоской головной ударной волны ОС, еще иначе именуемой косым скачком уплотнения. [c.302]

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]

Если 0 > 0тах1 ТО, как уже ранее указывалось, наличие прямолинейного присоединенного к вершине угла (клина) О косого скачка уплотнения невозможно. Вверх по течению перед точкой О возникает криволинейная головная ударная волна или отсоединенный скачок уплотнения АС (рис. 104). [c.239]

Пусть на покоящееся осесимметричное затупленное тело заданной формы набегает равномерный сверхзвуковой поток газа (рис. 5.4). При таком обтекании перед телом возникает отошедшая ударная волна. Возмущенная зона за скачком уплотнения состоит из дозвуковой и трансзвуковой областей вблизи головной части тела и сверхзвуковой, расположенной дальше вниз по потоку. Расчет подобных течений обычно проводят в два этапа. Вначале отыскивают ре-Рис. 5.4 шение в дозвуковой и околозвуко- [c.142]

При обтекании сверхзвуковым потоком клина (рис. 3,а) поступат. течение вдоль боковой поверхности клина отделяется от набегающего потока плоским косым скачком уплотнения, идущим от вершины клина (т. н. головная ударная волна), скорость потока за скачком определяется по ударной поляре для клина конечной длины из двух возможных значений скорости осуществляется большее. При углах раскрытия клина, больших нек-рого предельного, подобное простое течение невозможно. Скачок уплотнения становится криволинейным, отходит от вершины клина, превращаясь в отошедшую ударную волну, и за ней появляется область с дозвуковой скоростью те- [c.429]

Обсуждается положение точки Ферри на наветренной стороне У-образного крыла при его симметричном обтекании сверхзвуковым потоком газа. Установлено, что в зависимости от режима обтекания точка Ферри может располагаться как в точке излома поперечного контура У-образного крыла, так и всплывать от поверхности крыла к головной ударной волне в плоскости симметрии течения. Показано, что перестройка структуры конического течения обусловлена при наличии маховской конфигурации ударных волн меныпими потерями полного давления на сфере для линий тока, прогнедгних систему косой-прямой скачки уплотнения в окрестности стенки У-образного крыла, чем для линий тока, прогнедгних мостообразный скачок. [c.654]

Случай О соответствует неустановившемуся пульсирующему течению. Было предположено, что неустойчивость потока связана в большей степени с явлением присоединения, чем с явлением отрыва [59]. В этой области были проведены интенсивные исследования [46, 56]. Хотя значения чисел Маха были различными (М , = 1,96 в работе [46], 6,8 в работе [56] и 10 в работе [59]), результаты наблюдений аналогичны, поэтому здесь излагаются результаты наблюдений Мэйра [46]. Приведены фотографии пульсирующего течения с коротким периодом пульсаций К = 1). Фазы течения представлены в хронологическом порядке, о чем можно судить по перемещению слабого прямого скачка уплотнения в направлении потока. Ниже описано поведение потока в течение одного периода пульсаций [46]. На фиг. 31 перед тупым телом видны две головные ударные волны волна, расположенная выше по течению, движется вниз по потоку и смыкается со второй ударной волной, как это видно на фиг. 35 и 36, где представлены две фазы, непосредственно следующие за фазой, представленной на фиг. 31. [c.243]

Согласно выполненным расчетам, множитель в положителен, что и доказывает сделанное выше утверждение о близости к оптимальному контура с отраженным скачком, приходягцим в точку /. Более того, множитель Ху неотрицателен всюду в D, обрагцаясь в нуль лишь на т.е. на линиях, где равен нулю коэффициент отражения. Положительность Ху не только в, но и в D естественна. Действительно, если обтекание выпуклого излома рассматривать в линейном приближении, то нучок волн разрежения на рис. 1, в и г заменится слабым скачком разрежения, отражаюгцимся от головной ударной волны слабым скачком уплотнения в D коэффициент отражения Л < 0). В результате для 5Ах вновь придем к выражению [c.475]

На определенных режимах сверхзвукового обтекания затупленных тел в поле течения за отошедшей ударной волной возникают вторичные (или иначе — внутренние, висячие) скачки уплотнения. Они оказывают существенное влияние на аэродинамические характеристики тел. Расчетным путем эти скачки впервые были обнаружены П. И. Чушкиным [111] при изучении обтекания гладко затупленного клина и конуса В.Ф. Ивановым [13] были построены скачки в области за головной ударной волной при расчете обтекания затупленного конуса с изломом образующей контура. Образование вторичных скачков уплотнения ранее наблюдалось и в экспериментах, однако причины их появления не были тогда достаточно изучены. М. Лайтхиллом, например, высказывалось мнение [90], что причиной образования вторичного скачка является отрыв и последующее прилипание пограничного слоя в окрестности угловой точки (по этому поводу см. 11) были предположения, что появление таких скачков в расчетах связано с заданием грубых начальных данных и т.п. [c.252]

Перед входным отверстием воздушпо-реактивного двигателя с диффузором нросте] 1шего дозвукового тина (фиг. 352) при Мц > 1 получается прямой скачок уплотнения. На фиг. 133, где представлена фотограф]1Я обтекания воздухом полого тела прп значении М = 2, отчётливо виден прямой скачок уплотненпя в центральной части головной ударной волны, как раз перед входным отз ерстием те.ш. [c.677]

Аэродинамические явления, происходящие при полете управляемых снарядов, ракет и высокоскоростных самолетов, определяются тем, что числа Маха полета достигают довольно больших значений, порядка 5-10-20. Течения с такими числами Маха получили название гиперзвуковых. Основной задачей теории гиперзвуковых течений является задача обтекания конечного тела сверхзвуковы.м потоко.м при больших числах Маха, При установившемся гиперзвуковом обтекании перед телом возникает сильный, вообще говоря, отошедший скачок уплотнения (головная ударная волна), отделяющий невозмущепный набегающий поток от области неравномерного течения между скачком и телом, [c.306]

Выпуклость начального участка головной ударной волны перед выпуклым профилем строго доказана пока только для ограниченных [б] при условии, что ударная волна гладкая и граница дозвуковой области не содержит вторичных скачков уплотнения. Кроме того, предполагайтоя, что в случае гладкого профиля критическая точка единственна, а в случае заостренного профиля обтекание происходит с присоединенной ударной волной. [c.20]

Течение в подветренной части около конуса формируется теми частицами газа, которые прошли через толовную ударную волну в передней наветренной части потока. Завихренность потока вызывается кривизной головного скачка уплотнения. Если скачок уплотнения имеет точку перегиба, то газ, прошедший через головной скачок за точкой перегиба, имеет иную завихренность, чем частицы,, которые прошли через ударную волну раньше. В результате в подветренной части затупленного конуса образуется вихревой жгут с противоположной направленностью враихения относительно основного жгута. При увеличении угла атаки в плоскости наветренной образующей возникает вторая точка перегиба и это приводит к дополнительным вихреобразованиям. [c.297]

В нек-рых условиях гиперзвукового полёта на больших высотах (см. Динамика разреженных газов) процессы, происходящие в газе, нельзя считать термодинамически равновесными. Установление термодинамич, равновесия в движущейся частице (т. е. очень малом объёме) газа происходит не мгновенно, а требует определённого времени — т. н. времени релаксации, к-рое различно для разл. процессов. Отступления от термодинамич. равновесия могут заметно влиять на процессы, происходящие в пограничном слое (в частности, на величину тепловых потоков от газа к телу), на структуру скачков уплотнения, на распространение слабых возмущений и др. явления. Так, при сжатии воздуха в головной ударной волне легче всего возбуждаются поступат. степени свободы молекул, определяющие темп-ру воздуха возбуждение колебат. степеней свободы требует большего времени. Поэтому темп-ра воздуха и его излучение в области за ударной волной могут быть намного выше, чем по расчёту, не учитывающему релаксацию колебат. степеней свободы. [c.656]

Кроме прямых, существуют еще косые скач ки уплотнения, при которых поток подходит к ударному фронту под произвольным углом. Такой косой скачок уплотнения представляет собой, например, головная волна снаряда, летящего со сверхзвуковой скоростью (см. рис. 161). [c.250]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...