Скачок уплотнения головной

При сверхзвуковой скорости полета индуктивное сопротивление является по своей природе в основном волновым. Пусть, например, крыло сделано в виде тонкой пластинки (рис. 2.11). В сверхзвуковом потоке равнодействующая сил давления и индуктивное сопротивление получаются так же, как показано на рис. 2.20. Но в данном случае потеря энергии потока связана со скачками уплотнения (головного внизу и хвостового сверху). Правда, и при сверхзвуковой скорости часть индуктивного сопротивления связана с образованием вихрей, но эта часть сравнительно невелика. [c.62]

Используя показание р динамического отверстия D за скачком уплотнения (головной волной), показанным на рис. 45а пунктиром, и измеряя каким-нибудь другим путем Рг, найдем их отношение р о рг- Это отношение в силу (75) и (79) связано с искомым числом Mj набегающего потока формулой Релея [c.197]

Скачок уплотнения головной 29 (1) Скорость динамическая (скорость трения) 149 (1) [c.328]

В качестве простого примера обтекания тела гиперзвуковым потоком и для обнаружения дальнейших характерных свойств гиперзвуковых течений рассмотрим уже изученное ранее (в 14) сверхзвуковое обтекание плоской пластины под углом атаки а. Если угол атаки не превосходит предельного для данного числа М значения, то с одной стороны пластины от ее передней кромки отходит (рис. 3.23.3) центрированная волна разрежения, а с другой стороны — скачок уплотнения. Головная волна, отделяющая область возмущенного движения от набегающего однородного потока, присоединена к передней кромке пластины О и состоит из поверхности слабого разрыва — переднего фронта волны разрежения и скачка уплотнения. Область зависимости течения вблизи пластины на головной волне ограничена ее участками ОА и ОВ, [c.403]

На рис. 10.2 показан головной скачок уплотнения ОА перед конусом ОВС. На переднем участке скачок имеет прямолинейную образующую, а начиная с точки А он заметно искривляется. Объясните, чем обусловлена такая форма скачка уплотнения. [c.475]

Рассмотрите схему расположения скачков уплотнения и слабых волн возмущения, а также характер распределения коэффициента давления около тела вращения с конической головной частью, обтекаемого без угла атаки сверхзвуковым потоком, при условии, что половина угла конуса при его вершине меньше критического. [c.479]

Рассмотрим схему обтекания тела вращения (рис. 10.37) сверхзвуковым невязким потоком газа. Перед таким телом возникает головной конический (присоединенный) скачок уплотнения, простирающийся до места его пересечения (точка К) с прямолинейной волной слабых возмущений (характеристикой), выходящей из точки А сопряжения конуса с цилиндром. За точкой К вследствие взаимодействия с другими волнами, выходящими из той же точки А (и ее окрестности), скачок начнет искривляться. Линии возмущений, отразившись от скачка уплотнения, достигают цилиндрической части корпуса. Результатом этого является выравнивание давления на поверхности тела до значения р-о в набегающем потоке. [c.509]

Анализ характера распределения коэффициента давления р = (р— Poo) q< позволяет установить в общих чертах форму головных частей соответствующих тел вращения. Рассмотрим рис. 10.12, а. Прямоугольная эпюра распределения р на участке 1—2 указывает на то, что обтекаемая поверхность представляет собой заостренный конус (рис. 10.39, а). Скачок уплотнения присоединен к его вершине и имеет также коническую форму. Резкое падение давления на участке 2—3 происходит в зоне расширения потока в области АКС сопряжения конического и цилиндрического [c.513]

Тонкая игла перед тупым телом. Такая игла, вызывая отрыв потока, способствует снижению сопротивления и теплопередачи при больших сверхзвуковых скоростях. Рассмотрим механизм этого явления. Отсоединенный почти прямой скачок уплотнения перед затупленным телом (рис. 1.12.4,а) может изменить свою форму, если перед таким телом установить тонкую иглу (рис. 1.12.4,6). Поток может оторваться на игле и образовать область течения клинообразного или конусообразного типа (в зависимости от того, является ли тело плоским или цилиндрическим). Под влиянием такого отрывного течения изменится форма головного скачка уплотнения от почти прямого до косого, что обусловит снижение лобового сопротивления и теплопередачи в точке полного торможения затупленной поверхности. Однако в контактной области скачка и поверхности иглы могут возникать высокие местные тепловые потоки, что несколько снижает эффективность использования иглы. [c.106]

Рассмотрим картину течения перед затупленным телом с центральной иглой. Если длина такой иглы не превышает расстояния до криволинейного отошедшего скачка уплотнения (рис. 6.1.1,а), то ее влияние распространяется лишь на течение за этим скачком и оказывается несущественным. Выдвижение острия иглы 9 за пределы криволинейного скачка уплотнения (рис. 6.1.1,6) приводит к перестройке структуры возмущенного потока, которая характеризуется новой системой скачков уплотнения. Это обусловлено отрывом потока от поверхности иглы, который обычно происходит вблизи основания конического острия (излома). Такой отрыв вызывается большим положительным градиентом давления в пограничном слое на поверхности иглы, обусловленным торможением потока перед телом. В результате отрыва возникает застойная зона 1 с возвратным течением. Оторвавшийся пограничный слой смешивается в зоне 2 с внешним возмущенным течением и присоединяется к обтекаемой затупленной поверхности в области 3. Разделяющие линии тока 8 в зоне смешения образуют поверхность, близкую к конической, пересекающуюся с головной частью в точках Л и 5. В месте присоединения сверхзвуковой поток претерпевает поворот, который [c.383]

В режиме А течение обусловлено относительно малыми углами р к (до-критическими), при которых перед головным конусом возникает присоединенный конический скачок уплотнения. Давление за ним оказывается сравнительно небольшим, и оно незначительно сказывается на давлении в пограничном слое на поверхности иглы. При этом продольный градиент давления невелик и отрыва не происходит. [c.385]

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]

При обтекании управляющей поверхности 1 (рис. 6.6.14,а) взаимодействие головного скачка уплотнения 3 с пограничным слоем приводит к отрыву основного потока с образованием застойной зоны 5 и скачка уплотнения 4, вызванного отрывом. За счет отсоса газа из застойной зоны можно добиться безотрывного обтекания управляющей поверхности 1. В этом случае скачок 3 будет присоединенным (рис. 6.6.14,6). [c.431]

Принято считать, что эрозию вызывают только сравнительно крупные капли. Однако, как показывают экспериментальные исследования, значительной эрозии подвержены элементы турбин и другое оборудование при больших скоростях потока и очень малых размерах капель м). Так, в частности, детальные исследования алюминиевых клиньев, установленных за соплом Лаваля, показывают значительный износ входного участка клина при числе М>2,5 и размерах капель йк 0 м. На рис. 8.17 представлен относительный унос массы алюминиевого образца в зависимости от расстояния б между образцом и срезом сопла и угла клина р. Влага образовывалась в сопле Лаваля в результате спонтанной конденсации пара. Начальная влага перед соплом отсутствовала. Влажность потока составляла примерно 4 %, а размер частиц м. Функция Ат (б) имеет максимум (кривая 1). Такой характер изменения Дто объясняется, по-видимому, влиянием скачков уплотнения, образующихся на срезе сопла и вызывающих значительное испарение капелек влаги. Кривая 2 на рис. 8.17 отражает влияние угла клина. При небольших р интенсивность головного скачка уплотнения мала угол контакта капель с поверхностью клина также невелик — соответственно незначительный износ образца. При больших углах p,>4 f наблюдается уменьшение уноса металла из-за роста интенсивности скачка уплотнения и увеличения доли испарившейся влаги [154]. [c.289]

Визуальные наблюдения показывают, что головной скачок уплотнения, возникающий при обтекании затупленного тела, частично сепарирует крупнодисперсную жидкую фазу. Крупные капли как бы наталкиваются на фронт скачка и частично обтекают его, следуя за пространственной формой головного скачка. Следует также подчеркнуть, что потеря давления полного торможения на нейтральной линии тока за головным скачком увеличивается в зоне влажного пара и растет с ростом влажности. [c.194]

Для получения высоких значений КПД ступени при M i>l,3. .. 1,35 необходимо переходить к другим схемам течения в решетке рабочего колеса, например к схеме, изображенной на рис. 2.45. Ее отличительные особенности а) отрицательная кривизна начального участка спинки, обеспечивающая торможение (а не разгон) потока на начальном участке в системе воли сжатия б) наличие косого скачка уплотнения вместо прямого скачка (головной волны) в схеме [c.96]

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]

Уменьшение протяженности пологих ветвей характеристик при увеличении Мн объясняется тем, что на больших Мн движение головной волны против потока практически сразу же приводит к разрушению косых скачков уплотнения и к разделению струи входящего во внутренний канал воздуха на зоны с различным уров- [c.291]

На рис. 5.27, б показано обтекание тела с тупой выходной кромкой. Обтекание головной части тела происходит точно так же, как пояснено выше. В точках А, В возникают центрированные волны разрежения. Верхний и нижний потоки встречаются в точке С. Поскольку потоки не могут пересекаться, то появляются скачки уплотнения СО, СЕ и наблюдается течение внутри вогнутого угла. Интенсивность волн разрежения, возникающих в точках Л, В, и, следовательно, положение точки С определяются. [c.123]

При проектировании системы, обтекаемой потоком с большой сверхзвуковой скоростью, необходимо обратить внимание на снижение волнового сопротивления. Поэтому хорошо обтекаемые тела выполняются с заостренной входной кромкой и малым углом раствора, чтобы избежать образования криволинейного головного скачка уплотнений. Сверхзвуковые диффузоры, например, выполняются так, чтобы торможение потока происходило не в одном криволинейном скачке, а в серии более слабых косых скачков с меньшими потерями. [c.188]

Учитывая, что увеличение площади поперечного сечения струи воздуха, текущего через межлопаточный жанал, сопровождается уменьшением его скорости, -мы подразумевали тем самым, что поток воздуха является дозвуковым. В некоторых случаях скорость воздуха, набегающего, например, на лопатки -рабочего колеса (в относительном движении), может оказаться больше местной скорости звука а. При течение через расширяющийся межлопаточный канал рабочего колеса -должно -было бы сопровождаться не у.меньшением, а увеличением скорости. Но, как показывают исследования таких ступеней, в этом случае перед каждой лопаткой решетки обычно возникает скачок уплотнения (головная волна). Пройдя через систему этих головных волн, воздушный поток становится уже дозвуковым. Дальнейшее его течение в расширяющемся межлопаточном канале проходит так же, как и в случае Подробнее течение воздуха на входе в колесо рассмотрено для этого случая ниже, в подразд. 2. 3. [c.41]

Рассмотрим теперь некоторые особенности течения воздуха через решетку рабочего колеса при Ma,i>l. Для большинства трансзвуковых ступеней характерно наличие дозвукового потока на выходе из колеса (Мш2<1), т. е. торможение потока в рабочем колесе с переходом через скорость звука. Типичная для этого случая схема течения воздуха в решетке колеса показана на рис. 2.44. Как известно, при обтекании сверхзвуковым потоком изолированного профиля, имеющего хотя бы незначительное скругление передней кромки, перед ним возникает криволинейный скачок уплотнения — головная волна. Аналогичная картина имеет место при обтекании свемзвуковым набегающим потоком компрессорной решетки рассматриваемого типа. Перед каждой лопаткой возникает головная волна AB . На участке АВ фронт волны почти перпендикулярен вектору скорости, т. е. этот участок можно рассматривать как прямой скачок уплотнения. На участке ВС скачок становится косым, интенсивность его ослабевает по мере удаления от вызвавшего его профиля и на некотором расстоянии оказывается исчезающе малой. В области, лежащей за прямым скачком, скорость становится дозвуковой и уменьшается до нуля в передней критической точке К. Затем на спинке профи- [c.95]

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]

I—ГОЛОВНОЙ скапок уплотнения 2—падающая волна — характеристика первого семейства 3 — отраженная волна — характеристика второго семейства 4 — криволинейный участок скачка уплотнения [c.140]

Торможение потока перед крылом может оказать существенное влияние на интерференцию между крылом и корпусом при сверхзвуковых скоростях полета. В этом случае торможение потока вызывается головным скачком уплотнения. На примере формулы для коэффициента нормальной силы комбинации корпус — — крыло Сцт.кр = Сут + (Кт + Ккр)Сукт> 1, где fei — коэффициент торможения потока. [c.611]

Взаимодействие струи с потоком порождает многочисленные скачки уплотнения в плоскости, перпендикулярной обтекаемой поверхности и проходящей через середину отверстия (рис. 4.9.1,а). Непосредственно перед ним возникает косой скачок А5, идущий от окрестности точки отрыва, а перед верхней частью границы струи — криволинейный скачок DB. Встречаясь в точке В, эти скачки образуют тройную конфигурацию, за которой находится система волн разрежения G. Скачок в виде диска, характерный для недорасширенных круглых струй, искривляется и занимает положение DE. В окрестности точки присоединения возникает хвостовой скачок уплотнения F. Эти скачки образуют сложную пространственную конфигурацию. На рис. 4.9.1,6 видны границы головного 4 и хвостового 6 скачков уплотнения, представляющие собой линии, где потоки, идущие вдоль обтекаемой поверхности, встречаются (линии стекания ). Эти линии являются одновременно границами передней и задней застойных зон. На рис. 4.9.1,6 нанесена также линия, на которой потоки, идущие сверху вниз к обтекаемой поверхности из области повышенного давления за скачком АВ, у стенки сопла растекаются в разные стороны (линия растекания 5). Линии V, 2, 3 являются следами П-образных вихрей. [c.339]

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]

Определить адиабатную температуру стенки, коэффициент теплоотдачи и плотность теплового потока в сечении д = 1 м головной части летательного аппарата, имеющей форму острого конуса с полууглом при вершине 20 , при полете с нулевым углом атаки. Параметры внешнего потока у поверхности голов1юй части за косым скачком уплотнения следующие Mi = 3,51 Tj = 423 К (ij [c.258]

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]

Рассмотрим характер распределения давлений и определим значение и направление действующих сил на отдельных участках гондолы. На головном участке гондолы вх—М давление превышает атмосферное вследствие торможения воздушного потока в системе скачков уплотнения, создаваемой воздухозаборником. Скорость потока здесь может либо оставаться сверхзвуковой, если у передней кромки образуется присоединенный косой скачок уплотнения, либо может стать меньшей скорости звука, если перед входом в двигатель образуется головная волна (как на рис. 8.1). Вдоль поверхности головного участка гондолы в таком случае происходит разгон потока (до М>1) и снижение давления, но оно остается по всей ее длине больше атмосферного. Это создает на головном участке гондолы равнодействующую силу давлений Хгол, действующую в сторону, противоположную направлению полета. [c.243]

При идеальном обтекании, когда отсутствуют трение, скачки уплотнения и срывы потока, подсасывающая сила (определяемая путем интегрирования сил давления по внешней поверхности головной части гондолы, начиная от критической точки К) в точности равна по значению и противоположна по направлению силе дополнительного сопротивления, которое образуется на поверхности свободной струи Н—вх из-за повышения на ней давления вследствие торможения набегающего потока. Следовательно, при идеальном обтекании Хдоп+Рподс = 0. [c.249]

Режим работы водухозаборника, при котором возникает сверхзвуковая зона и скачок уплотнения за горлом, принято называть сверхкриттеским режим, соответствующий расположению скачка в горле, — критическим, а режим с головной волной на входе и дозвуковыми скоростями в канале — докритическим. Практический интерес для воздухозаборников внутреннего сжатия представляют сверхкритические режимы, так как только на этих режимах они могут работать устойчиво и с высокими значениями коэффициента авх- [c.267]

При еш,е большем прикрытии дросселя повышение противодавления начинает передаваться по дозвуковому потоку к системе скачков уплотнения и приводит к появлению (перемещению) головной волны перед плоскостью входа. Воздухозаборник переходит на докритические режимы работы. Головная волна по лмере увеличения степени дросселирования начинает отходить от плоскости входа, перемещаясь навстречу набегающему потоку (из положения 3 в положение 4). Следовательно, начинает снижаться расход воздуха через воздухозаборник. При этом уменьшается площадь Fh входящей струи тока, а следовательно, и коэффициент расхода ф. Коэффициент же лобового сопротивления начинает возрастать, что обусловлено появлением (или увеличением) дополнительного сопротивления из-за снижения коэффициента расхода и возрастанием сопротивления обечайки, так как на ее внешнюю поверхность начинает действовать более высокое давление за головной волной. Коэфффициент Овх при переходе на докритические режимы изменяется мало. Он вначале обычно несколько увеличивается, так как с уменьшением расхода воздуха через воздухозаборник снижаются скорости воздуха в его внутреннем канале и потери от трения. Но при дальнейшем дросселировании головная волна удаляется от плоскости входа настолько значительно, что начинает разрушать систему косых скачков и коэффициент ствх может начать снижаться. [c.283]

Переполнение канала воздухозаборника сжатым воздухом вначале приводит к образованию головной волны перед обечайкой. Эта головная волна, перемещаясь против потока, все больше разрушает систему косых скачков уплотнения. Поток за головной волной становится резко неравномерным. Причина возникновения этой неравномерности состоит в том, что в тех струях тока, которые проходят только через головную волну, создаются более высо- [c.287]

Рассмотрим обтекание сверхзвуковым потоком тонкой пластины, поставленной под малым углом атаки (рис. 5.28), как пример обтекания крыла. Сверху при обтекании передней кромки образуется центрированная волна разрежения, так как можно считать, что поток обтекает выпуклый угол. Снизу от передней кромки идет косой скачок уплотнения, так как поток обтекает вогнутый угол. Давление над пластиной (область 2) меньше, чем иод ней (область 3). Потоки, идущие над пластиной и под ней, должны после прохождения задней кромки иметь общую границу (штрихпунктирная линия). Следовательно, по обе стороны этой границы (области 4 и 5) скорости должны быть параллельны, а статические давления равны. Из этих двух условий рассчитывается интенсивность волны разрежения и скачка уплотнения, идущих от задней кромки пластины. Скорости в областях 4 и 5, строго говоря, не равны, так как потери в потоках, текущих над и иод пластиной, не одинаковы. Потери в хвостовом екачке уплотнения, который расположен после волны разрежения, больше, чем в головном, так как Яа > /.3. Следовательно, скорость потока в области 4 меньше, чем в области 5. Пунктирная линия изображает вихревую линию разрыва поля скоростей. [c.124]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...