Скачки уплотнения в сжатом слое

Авдуевский и Медведев [27] экспериментально исследовали обтекание конусов при числах Маха 2,1, 3,6 и 6,0 в интервале чисел Рейнольдса от 10 до 10 . Полууглы при вершине конусов составляли 5, 10, 15. и 30°. На фотографиях, полученных с помощью высокоскоростной съемки, видно формирование вихрей на подветренной стороне конуса при наличии внутренних скачков уплотнения в сжатом слое. [c.130]

Скачки уплотнения в сжатом слое внутренние 130 (1) [c.328]

В работе приведены продольные и поперечные распределения вариаций продольной массовой скорости в нескольких бочках . Установлена асимметрия сигнала относительно линии г = О и показано, что в опыте идентифицируется спиральная мода с двумя локальными максимумами (уэи) в поперечном направлении, один из которых близок к безразмерному г 1, что и дает расчет, а другой, лежащий ближе к оси и, очевидно, связанный с близостью висячего скачка уплотнения в сжатом слое, далее вниз по потоку вырождается. [c.132]

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]

Поэтому при продувке таких решеток в аэродинамических трубах следует предусматривать соответствующую визуализацию течения с волнами разрежения и сжатия. Визуализация ударных волн легче всего осуществляется методом теневой фотографии, а для получения картины течения, имеющего зоны градиентов плотности и взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем, предпочтительнее использовать шлирен-ме-тоды. [c.106]

Все последующие скачки возникают или отражаются в местах взаимодействия пограничного слоя со скачком (при перепаде давлений на скачке выше критического , см. 6 гл. VI). В результате этого взаимодействия потери давления увеличиваются, а скачки уплотнения деформируются и смещаются. Если последнее обстоятельство не учтено при выборе формы центрального тела диффузора с внешним сжатием, то не будет обеспечено пересечение всех скачков на кромке обечайки (рис. 8.47), из-за чего нарушится и внешнее обтекание диффузора. Следует принять во [c.476]

Условия теплоотдачи значительно изменяются, если поток газа движется с большой скоростью. При движении потока с большой скоростью частицы газа достаточно резко затормаживаются у стенки за счет трения. При этом может происходить удар частиц и возникает местное уплотнение газа, так называемый скачок уплотнения. Сжатие и трение газа сопровождаются выделением тепла в пограничном слое (рис. 3-8). Кроме того, в этом случае становится существенным изменение плотности с давлением (см. подробнее 3-8). [c.135]

В реальном воздухозаборнике возникает пограничный слой на стенках, быстро нарастающий по длине канала. Если бы профиль канала в сверхзвуковой части имел изломы для образования косых скачков уплотнения, то при их взаимодействии с пог- g раничным слоем был бы возможен отрыв потока от стенок канала и нарушение расчетной схемы течения. Для сохранения расчетной картины течения воздухозаборники с внутренним сжатием должны иметь плавный контур (т. е. иметь изэнтропическое торможение сверхзвукового потока) и перфорированные стенки для отвода пограничного слоя. [c.264]

Высокое давление в точке О передается через дозвуковой слой вверх по течению в направлении О А. В силу непрерывности давления на поверхности раздела, в сверхзвуковой области, прилегающей к линии Д-10, давление тоже должно постепенно возрастать, т.е. линия А 0 должна искривляться вогнутостью от стенки. Искривление обтекаемой линии приводит к образованию в сверхзвуковом потоке волны сжатия, которая развивается в отраженный скачок уплотнения. [c.69]

Разделяющая линия контакта имеет в точке падения скачка О излом с вогнутым углом в сторону дозвуковой области, так что для дозвукового потока точка О есть точка торможения с нулевой скоростью и максимальным давлением газа в ней. Простая волна сжатия, образующаяся в сверхзвуковом потоке перед падающим скачком уплотнения вследствие передачи вперед повышения давления через дозвуковую область, преломляется при прохождении скачка и дает начало отраженному скачку, который у точки О взаимодействует с выходящей из этой же точки центрированной волной разрежения. Падающий скачок отражается в этой точке от границы как от свободной поверхности с давлением на ней, равным давлению торможения дозвукового течения. При этом взаимодействии бесконечно слабый отраженный скачок возникает уже в точке О и, постепенно усиливаясь, приобретает в бесконечности интенсивность, соответствующую отражению от твердой стенки без дозвукового слоя на ней. [c.82]

СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ (ударная волна)—тонкий слой сильно сжатого (уплотненного) воздуха, в котором происходит резкое (скачком) изменение его параметров. [c.226]

Горячий внешний след за тупым телом образован сжатым и разогретым в ударном слое газом, прошедшим через почти нормальный к потоку участок головного скачка уплотнения. Внутренний след образован турбулентным течением, возникающим в области с наибольшим градиентом скорости, и смыкающимся с ним свободным вязким слоем, сходящим с поверхности тела. Линия нулевого значения скорости, на которой касательная составляющая скорости равна нулю, начинается в точке отрыва на теле и поворачивает обратно в горловине следа, поскольку при выравнивании потока давление возрастает. Газ над линией нулевой скорости в дальнейшем образует внутренний след. Вблизи горловины турбулентность, существующая в узкой области, окру- [c.29]

Фиг. 24. Влияние числа Маха на приращение давления в точке отрыва турбулентного пограничного слоя при обтекании уступов, углов сжатия и при взаимодействии с падающим скачком уплотнения [7].

Газ, двигаясь вдоль линии тока, охлаждается, вследствие чего плотность его увеличивается на величину = Кр и-Это внутреннее сжатие газа генерирует волны разрежения, которые взаимодействуют с поверхностью тела и скачком уплотнения, чем и обусловлено появление адиабатической составляющей решения. Так как даже при бесконечном уплотнении газа угол скачка уплотнения не может уменьшиться более, чем на малую величину о, то давление и другие связанные с наклоном скачка величины не могут существенно измениться даже при значительном охлаждении газа. Приведенный выше численный пример показывает, что даже при малых х относительное изменение полной энтальпии для тупых клиньев в несколько раз больше относительного изменения давления. Отметим, что мы здесь рассмотрели высвечивание ударного слоя, вследствие чего газ уплотнялся. В случае положительного притока тепла лучистой энергии, например, за счет излучения границ, газ будет расширяться, причем изменение параметров газа будет находиться в таких же отношениях, как при уплотнении. [c.672]

Использование отсоса пограничного слоя и сочетание скачков уплотнения и слабых волн сжатия (рис. 16.9, в) дает возможность частично использовать изоэнтропное сжатие газа и увеличить а. [c.323]

Для перераспределения энергии газа, сжатого и нагретого в сильном скачке уплотнения, по различным степеням свободы требуется обычно очень много соударений молекул. Поэтому ширина слоя Ах, в к-ром происходит переход из начального в конечное термодинамически равновесное состояние, т. е. ширина фронта У. в., в реальных газах обычно гораздо больше ширины вязкого скачка и определяется временем релаксации наиболее медленного из процессов возбуждения колебаний, диссоциации, ионизации и т. д. Распределения [c.779]

Предельным случаем является торможение потока вдоль плавной вогнутой стенки, в каждой точке которой поток испытывает отклонение на малый угол d6 (рис. 5.16,6). При этом у стенки образуется волна сжатия, состоящая из бесчисленного множества слабых волн уплотнения. Движение газа через такую волну сжатия совершается при постоянной энтропии. Однако плавное изоэнтропийное торможение здесь может происходить только в слое газа, прилегающем к стенке. В результате пересечения характеристик уплотнения на некотором расстоянии от стенки, зависящем от скорости набегающего потока, возникает криволинейный скачок переменной интенсивности. Поток за скачком вихревой, так как скорости в разных точках за линией ВК различны. [c.137]

При этом у стенки образуется волна сжатия, состоящая из бесчисленного множества характеристик уплотнения. Движение газа через такую волну сжатия совершается при постоянной энтропии. Однако плавное изоэнтропическое торможение здесь может происходить только в слое газа, прилегающем к стенке. В результате пересечения характеристик уплотнения на некотором расстоянии от стенки, зависящем от скорости набегающего потока, возникает криволинейный скачок переменной интенсивности. [c.165]

Наличие даже слабого скачка уплотнения приводит к резкому увеличению давления во внешнем потоке. Рост давления передается навстречу потоку по дозвуковой части пограничного слоя. Линии тока отклоняются от стенки, порождая в сверхзвуковой частя пограничного слоя семейство волн сжатия, которые распространяются во внешний поток и оказывают влияние на форму и интенсишность скачка уплотнения вблизи области взаимодействия. Продольный градиент давления в пограничном слое оказывается значительно меньше, чем во внешнем потоке. Если скачок слабый, то движение в пограничном слое происходит под воздействием небольшого положительного градиента давления и отрыв потока не происходит. С увеличением интенсивности скачка уплотнения во внешнем потоке возрастает градиент давления вблизи стенки и возникает отрыв пограничного слоя. При этом увеличивается отклонение линий тока в сверхзвуковой части течения, благодаря чему поддерживается необходимое распределение давления, соответствующее данной интенсивности скачка уплотнения. В зависимости от условий во внешнем потоке (интенсивности скачка уплотнения, местного числа М, ускоренного или замедленного характера течения) и формы обтекаемого тела возможны два случая. В первом случае поток после отрыва присоединяется снова к стенке. Сразу за скачком уплотнения возникают волны разрежения, как при обтекании внешнего тупого угла. В месте присоединения поток направлен под некоторым углом к стенке, поэтому здесь возникает новый скачок уплотнения, который может вызвать иногда новый отрыв пограничного слоя. Таким образом, могут появиться несколько 22 [c.339]

Рассмотрим подробнее только вариант отражения скачка от поверхности, покрытой турбулентным слоем, при отсутствии отрыва (рис. 7.10). Пограничный слой утолщается перед скачком, так как там возникает положительный градиент давления, вызванный передачей возмущений через дозвуковую часть слоя вверх по потоку. На этой части пограничного слоя, как при обтекании вогнутой стенки, появляются сходящиеся волны сжатия, образующие при слиянии отраженный скачок уплотнений. В том месте, где утолщение слоя заканчи- [c.186]

Взаимодействие пограничного слоя со скачком уплотнения осуществляется следующим образом. Когда падающий скачок уплотнения встречает пограничный слой, он отражается от пограничного слоя в виде волны разрежения, и этот процесс сжатия — расширения поворачивает поток к стенке таким образом рост толщины пограничного слоя ос.иабляется. Вторая серия волн сжатия образуется за точкой встречи скачка уплотнения с пограничным слоем, и после прохождения этих волн сжатия течение [c.36]

В этом разделе предстоит определить, насколько хорошо полученные результаты совпадают с данными для больших скоростей в равновесном сжатом слое, которые показали, что конвективньш нагрев не зависит ни от доли химической энергии, ни от каталитического действия поверхности. Удовлетворительное совпадение настоящих результатов с данными, полученными для равновесных условий, даст дополнительное доказательство каталитических свойств исследованных поверхностей. Однако прежде чем проводить такое сравнение, необходимо оценить, насколько существенны два дополнительных источника нагрева 1) радиационный нагрев от высокотемпературных компонентов сжатого слоя и 2) конвективный нагрев, обусловленный завихренностью, вызванной скачком уплотнения, при малых числах Рейнольдса. [c.381]

Нагрев был рассчитан с помощью данных Пейджа и Арнольда [23] по интенсивности излучения и оценок расстояния отхода скачка уплотнения, сделанных Каатари [24]. Согласно этим расчетам во всех случаях отношение радиационного и конвективного нагрева меньше 0,01. Следовательно, в отличие от исследований в ударных трубах, которые проводились главных образом при высоких плотностях сжатого слоя, нет необходимости вводить поправку на этот источник нагрева. Однако, как было упомянуто выше, в настоящем исследовании, проведенном при низких плотностях сжатого слоя, возникало осложнение в связи с тем, что конвективный нагрев может обусловливаться завихренностью. Влияние завихренности на нагрев явилось предметом обширных аналитических исследований, и было показано, что отношение [c.381]

При отрыве основной ноток отделяется слоем смешения от обла-сти с циркуляционным течением гаяа, заключенной между разделяющей линией тока и поверхностью тела. Слой смешения вызывает некоторое отклонение нотока. За скачком уплотнения, присоединенным к передней кромке, линии тока прямолинейны и параллельны внешней границе слоя смешения. При приближении разделяющей линии тока к точке присоединения образуется система волн сжатия, сливаюпщхся затем в скачок уплотнения, соответствующий присоединению. Чепмен и др. [43] показали экспериментально, что рост статического давления pjpt по толщине зоны присоединения не зависит от числа Рейнольдта, а зависит от числа Маха после присоединения. [c.213]

На фиг. 72 и 73 для примера приведены кривые Хр. м, соответстиуюи ие режимам, при которых сверхзвуковое течение внутри сопла низконапорного газа разрушается вследствие проникновения в него мостообразного скачка уплотнения (см. следующую главу). Из графиков видно, что степень сжатия, которая реально может быть получена при условии )., = ).р, значительно меньше степени сжатия, вычисленной в предиоложе-иии отсутствия пограничных слоев на стенках сопла. [c.191]

На рис. 6.5,1 показана схема продольных вихрей в поперечном сечении, соответствующая первой моде гертлеровской неустойчивости, что отвечает одному слою вихрей, располагающихся в слое сдвига струи. Согласно работе [31], поперечное сечение продольных вихрей может существенно отличаться от круговой формы, но этот вопрос пока не обсуждается и рассматривается простейший случай. Заштрихованная область соответствует ядру потока (в случае сверхзвуковой недорасширенной струи сжатому слою струи, располагающемуся между висячим скачком уплотнения и внутренней границей слоя смешения струи). Область слоя смешения занимают противоположно вращающиеся вихри, что ведет к выносу высоконапорного газа из внутренней части струи при значении азимутального угла Последнее регистрируется приемником полного давления как максимум давления при г = гх в зависимости (см. рис. 6.5, I). Втягивание внутрь слоя [c.168]

А теперь представим, что ракета летит со скоростью звука или быстрей (для воздуха скорость звука при нормальных атмосферных условиях равна 340 м1сек). Частицы воздуха не получают предупреждающего сигнала (ракета догоняет звуковое возмущение) и как бы натыкаются на преграду, создавая значительно большее сопротивление движению ракеты. При этом в воздушном потоке возникают скачки уплотнения — тонкие слои очень сильно сжатого воздуха, в которых происходят резкие изменения температуры, давления и плотности. Используя специальные приемы съемки, скачки можно даже сфотографировать на рисунке 27 изображена фотография скачков уплотие- [c.41]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...