Скачок уплотнения угол наклона

Обратимся к ударной поляре. Как было установлено ранее, если угол излома стенки и совпадающий с ним угол поворота вектора скорости потока меньше предельного для данных условий в набегающем потоке (эти условия характеризуются двумя безразмерными параметрами — числом Маха и величиной 7), то возможны два положения скачка уплотнения, при которых угол поворота потока будет одним и тем же. Больший угол наклона скачка соответствует более сильному изменению состояния газа в скачке, меньший угол наклона — более слабому. [c.298]

Будем исходить из того, что область определения решения в плоскости годографа однолистна. Используя известное свойство взаимного расположения характеристик и скачка уплотнения (угол Маха до скачка меньше угла наклона скачка, а за скачком — наоборот, гл. 8, 6), получим, что каждая из кривых 1,2 в плоскости годографа пересекается характеристиками не более одного раза кривые 1, 2 лежат по одну сторону от характеристики /i = О в разных квадрантах точки 0. Без ограничения общности будем считать, что на этих кривых /i < О (рис. 9.21). [c.284]

Принципиальная схема плоского диффузора с двумя скачками уплотнения изображена на рис. 8.39. Для того чтобы получить первый косой скачок с нужным углом наклона а, следует устроить клинообразный выступ, отклоняющий поток на угол ш, который для заданного значения Мн подбирается по рис. 3.12. Наличие клина не нарушает внешнего обтекания диффузора, если расстояние ОС выбрано из условия встречи фронта скачка ОА с кромкой входного отверстия. Площадь входного отверстия диффузора должна быть рассчитана так, чтобы скорость потока в нем равнялась скорости за прямым скачком. В этом случае прямой скачок помещается в плоскости СА и не влияет на внешнее обтекание диффузора. [c.468]

При скорости полета ниже расчетной и неизменной форме диффузора, как уже говорилось, углы наклона скачков уплотнения станут больше. Например, если М = 2,5, то для описанного диффузора, получим угол наклона первого скачка i = [c.479]

Определите угол наклона присоединенного скачка уплотнения 0с в плоском сверхзвуковом потоке, если заданы отношение плотностей рг/р1 = 10 и угол наклона преграды Рс = 30°. [c.101]

Как изменяется угол наклона присоединенного скачка уплотнения 6с при увеличении угла Рс клина [c.104]

Известны угол наклона косого скачка уплотнения 0с = 55°, угол поворота потока за этим скачком Рс = 45°, а также высота полета Я = 10 км. Определите число Мх перед скачком, а также соответствующие параметры непосредственно за ним. [c.106]

По условию возникающий скачок уплотнения является присоединенным, поэтому следует выбрать меньший угол из двух полученных значений, т. е. принять, что в заданном потоке реализуется скачок с углом наклона 0с1 = 33°50. Второй, больший по величине угол 0с2 = 86°10 имеет место в случае отсоединенного скачка и соответствует той точке на скачке, где наклон вектора скорости непосредственно за ним Рс = 30° (рис. 4.16). [c.111]

Определим угол наклона скачка уплотнения АдА (см. рис. 4.7) и отношение плотностей Р2/Р1, используя уравнения (4.21) и (4.33Т Подставляя в них значения М( = 5 = 15° к = 1,4, получаем [c.115]

Решая эти уравнения, находим угол наклона отраженного скачка 0с о = 29,32°, а также отношение плотностей рз/р2 = 2,243. Соответствующий угол отражения скачка уплотнения ЕАВ = 0 = 0с о — Рнл = 14,32°. [c.115]

Для определения давления в форкамере трубы рд (см. рис. 4.9) сначала необходимо найти угол наклона Од скачка уплотнения АВ А В ) по уравнению [c.116]

Угол наклона присоединенного скачка уплотнения 6д при увеличении угла рс клина возрастает. Это следует непосредственно из графика ударной поляры, приведенного на рис. 4.21. Согласно это.му графику, при Эс2 > O i угол Рс2 > P i- [c.121]

Температура за скачком уплотнения в диссоциированном газе меньше по сравнению с ее значением в случае постоянных теплоемкостей. Это объясняется затратами энергии газа на тепловую диссоциацию его молекул. Диссоциация газа в скачке уплотнения сопровождается поглощением энергии, обусловливает некоторое снижение температуры и, как следствие, увеличение плотности. Эта большая податливость газа к сжатию уменьшает пространство между скачком и обтекаемой поверхностью, уменьшая тем самым угол наклона скачка. [c.125]

На прямолинейный скачок уплотнения с углом 0с = 30° падают в точках Д и Я рядом расположенные волны разрежения [характеристики 7 семейства (рис. 5.9)]. Вычислите скорость за скачком на участке ЗН и определите соответствующее изменение угла наклона скачка. В точке В с координатой //д = 10, находящейся на пересечении характеристик второго семейства ЗВ и первого семейства ВН хи — хд = 0,5), скорость Уд == 950 м/с, угол отклонения потока 3д = 11° скорость набегающего потока = 1020 м/с температура = 288 К к = = J,l v = 1,4. [c.143]

Передняя (верхняя) площадка О А. Определим по углу рд = 26,57° и М о = 5 угол наклона скачка уплотнения 6 . Сначала из рис. 4.33 [191 найдем приближенную величину 6 = 37,67° и вычислим отношение плотностей по (7.20) Рс/р = = 3,912. По этой величине уточним угол наклона скачка [см. (7.19)1 tg9 = = 0,7785 6 = 37,9°. Затем выполним следующее приближение Рс/роо = 3,921 tg 0 = 0,7752 = 37,78.° [c.201]

Как изменяется угол 0(. наклона скачка уплотнения перед острым конусом при увеличении числа полета [c.476]

Угол наклона скачка уплотнения с подъемом на высоту уменьшается. Это можно объяснить следующим образом. При полете конуса с гиперзвуковой скоростью за скачком уплотнения вследствие сильного разогрева газа происходит диссоциация. Этот процесс зависит также от давления, которое с высотой понижается. Известно, что понижение давления приводит к увеличению степени диссоциации воздуха, а это, в свою очередь, уменьшает угол скачка Эс- О характере уменьшения можно судить по графикам (рис. 10.23), где сплошными линиями изображены кривые. полученные с учетом диссоциации. [c.491]

Зная рг/pi и Mi, найдем угол наклона скачка уплотнения [15] [c.427]

Скачок уплотнения, фронт которого не перпендикулярен к потоку, называется косым скачком (рис. 12.2). Он имеет место, например, при обтекании сверхзвуковым потоком газа клиновидного тела. На рис. 12.2 в - угол раствора обтекаемого клина 0 - угол наклона косого скачка. В косом скачке тангенциальная к фронту скачка составляющая скорости остается неизменной [c.185]

Угол наклона скачка уплотнения всегда больше угла возмущения. [c.524]

При предельном переходе к бесконечно-малым уплотнениям газа косой скачок уплотнения вырождается в волну возмущения, угол наклона которой а к направлению потока называется углом возмущения и определяется формулой [c.695]

Известно [8], что при небольшой интенсивности скачков и при условии, что источниками возмущения являются только обтекаемая линия тока (в нашем случае — поверхность раздела между дозвуковым и сверхзвуковым потоками) и подходящие к ней из бесконечности скачки уплотнения, течение в сверхзвуковой области можно приближенно (с точностью до членов второго порядка относительно интенсивности скачков включительно) представить в виде простых волн (течений Прандтля-Майера), отделенных друг от друга скачками уплотнения. В [8] дается аналитический метод расчета таких течений, включающий и определение формы скачков. В течении Прандтля-Майера все характеристики потока — давление, плотность, величина скорости и угол ее наклона к некоторому фиксированному направлению — могут быть выражены через одну из них независимо от конкретного вида течения, если известны условия в какой-либо точке, например, в бесконечности. В частности, можно указать связь между давлением и углом наклона вектора скорости на той линии тока сверхзвукового течения, которая отделяет его от дозвукового слоя (в задаче 2 эта связь различна до и после падающего скачка). [c.57]

Давление и угол наклона вектора скорости остаются непрерывными при переходе через линию раздела. Поэтому давление дозвукового потока и, принимая во внимание интеграл Бернулли и связь между давлением и плотностью, его скорость на линии раздела определенным (заранее известным) образом связаны с углом наклона вектора скорости. Если дозвуковой поток ограничен, помимо линии раздела, прямолинейными стенками (как в рассматриваемых нами задачах) или свободными поверхностями, то, применяя преобразование Чаплыгина, задачу об определении течения в дозвуковом слое можно свести к граничной задаче для уравнения относительно функции тока в известной области, аналогично тому, как это делается при решении задач о газовых струях. Таким образом течение в дозвуковом слое можно рассчитать независимо ог течения во внешнем потоке, используя только условия на бесконечности и на обтекаемой стенке. После того как дозвуковое течение определено и, в частности, найдена форма линии раздела, сверхзвуковой поток во внешней области и возникающие в нем скачки уплотнения рассчитываются, как в задаче об обтекании заданной линии тока, решение которой изложено в [8]. [c.57]

Уравнение (14-68) дает угол наклона косого скачка уплотнения при заданном угле 0 и начальном числе Маха Mai. Из графика (рис. 14-29), построенного по уравнению (14-68), видно, что при заданных начальном числе Маха и угле поворота стенки существуют два возможных угла Ps- При меньшем значении р,, течение за косым скачком уплотнения обычно остается сверхзвуковым. При большем угле течение за таким скачком дозвуковое. [c.371]

В качестве примера крыла, т.е. тела, создающего подъемную силу вследствие наклона на небольшой угол относительно направления движения или обтекания, рассмотрим тонкую плоскую пластинку (рис. 254). На переднем ребре пластинки поток разделяется на две части без возникновения обтекания с бесконечной скоростью на той стороне пластинки, где давление повышено, образуется скачок уплотнения, а на подсасывающей стороне — волна разрежения. Интенсивность скачка уплотнения и волны разрежения получается такой, что поток отклоняется от своего первоначального направления на угол, равный углу атаки пластинки. Поскольку в дальнейшем над и под пластинкой направление потока остается постоянным, давление в нем также остается постоянным, и поэтому результирующая аэродинамическая сила приложена к пластинке точно в ее середине. На заднем ребре пластинки давление выравнивается, вследствие чего на подсасывающей стороне [c.402]

Э — толщина потери импульса пограничного слоя угол наклона скачка уплотнения относительно вектора скорости перед скачком угловая координата на сферической носовой части [c.199]

По фотографиям на фиг. 24—29 можно видеть, что во всех случаях линии тока, проходящие вдоль границы области отрыва, отклоняются наружу вблизи излома поверхности, поскольку здесь начинается скачок уплотнения. Этот эффект более заметен в случае полусферического носка, чем плоского, в особенности при ламинарном пограничном слое на игле. Как видно из фиг. 24 и 26, при ламинарном пограничном слое на игле половина угла конического скачка уплотнения, начинающегося вблизи отрыва, составляет приблизительно 25°. Так как этот угол меньше 30,7 (соответствующего М = 1,96), отрыв быстро перемещался вверх по потоку, как только возникала такая картина течения. Однако в случае турбулентного течения соответствующее значение угла скачка уплотнения хорошо согласуется с расчетным, вычисленным по наклону поверхности области отрыва, указывая тем самым на почти стационарное положение точки отрыва. [c.242]

Рассмотрим движение сверхзвукового потока в канале, изображенном на рис. 5.21. Если угол отклонения стенки б < б ,ах при заданном (что устанавливается с помощью диаграммы ударных поляр), то в месте перелома стенки образуется косой скачок уплотнения. Угол наклона скачка и скорость Х.2 находятся по соответствующей ударной поляре. В точке В возникнет отраженный скачок ВС, в котором поток повернет на угол б в обратиукг сторону так, что скорость будет параллельна нижней стенке. На рис. 5.21 изображен вариант, для которого угол поворота [c.119]

Из теории плоского косого скачка находят угол его наклона, обеспечивающий заданный перепад давлений. Затем определяю необходимый угол наклона образующей обтекаемого конуса из условия равенства углов наклона плоского скачка уплотнении и наклона образующей конического фронта уплотнения. Для того чтобы правильно рассчитать характеристики ударной волны от последующей ступени диффузора, необходимо определить параметры состояния потока в межскачковом пространстве. В отличие от скачка первой ступени диффузора скачки уплотнения от второй и последующих его ступеней вследствие малой кривизны их боковых поверхностей можно рассчитывать на основе теории плоскопараллельного потока. Иными словами, угол наклона образующей второй и последующих ступеней диффузора принимают равным углу наклона плоского клина. [c.19]

Из соотношений (24) и (28) следует, что при гииерзвуковых скоростях (Мя > 5) угол наклона (()ронта скачка а близок к углу отклонения потока в скачке со, в связи с чем слой уплотненного газа, расположенный между фронтом скачка и поверхностью тела, оказывается очень тонким (при /с 1 а со). [c.111]

Если заменить поток с постоянными теплоемкостями течением диссоциирующего газа, то критический угол поворота потока за скачком уплотнения (критический угол клина) увеличивается. Причина этого — увеличение плотности диссоциирующего газа и уменьшение угла наклона скачка. Уплотненный газ имеет возможность разворачиваться на больший угол. [c.125]

Для выбора метода расчета рассмотрим общий характер обтекания профиля. Для этого определим течение за скачком уплотнения, возникающим перед клином. Находим угол наклона скачка из уравнения (7.19), полагая отношение плотностей предельной величиной р /роо = 6 и учитывая, чтоРо = 0Д6 рад = 15°. Тогда tg0,o = 0,3356 0 0 = 18,55°. [c.191]

Нижняя поверхность. Параметры диссоциирующего газа на нижней поверхности такие, как за косым скачком уплотнения, вызванным поворотом потока на угол Рс = а = 0,35 рад = 20°. Такой поворот потока Моо = 3,846 в случае недиссоции-рованного газа вызывает (см. график на рис. I1I.1 [12]) наклон скачка на угол 6с = 33°. Соответствующий угол скачка в диссоциирующем потоке меньше. Примем его величину в первом приближении, равной 30°. Затем подсчитываем (см. решение задачи 4.59) А= 0,6946 рн/роо = 4,041 рн = (Рн/Роо)/ <х. = 3960 Па г = = 11,68-10 м2/с . [c.210]

Угол наклона скачка уплотнения 0д перед острым конусом с ростом числа полета уменьшается, что показано на рис. 10.23, где по резулыатам расчетов обтекания острого конуса с углом 4 = 40° построены графики зависимостей 0(.= = 0 (Моо) без учета (7) диссоциации (й = 1,4) и с ее учетом (2). Такой характер изменения угла скачка за счет диссоциации обусловлен дополнительным уплотнением газа у обтекаемой поверхности при росте скорости полета. [c.488]

При обтекании тела вращения, перед которым возникает криволинейный скачок уплотнения, характер течения иной. В связи с тем, что вдоль скачка угол его наклона неодинаковый, различны значения ро и энтропии для соответствующих линий тока. Следовательно, dS/dn ф 0, а значит, и вихрь со 0. Таким образом, поток за криволинейным скачком вихревой (неизэнтропический). [c.513]

Используя таблицы стандартной атмосферы [51J, по заданной высоте Я = 20 км можно найти параметры невозмущенного набегающего потока (см. задачу 12.11), а также его скорость 1 , = Моо<2.о= 590,1 м/с. Определим параметры воздуха в свободном потоке около профиля. На клиновидном носке по значениям Мс = 2 и Kji = o = 4,574 из графика [121 находим угол наклона скачка уплотнения 0с = = 33,9 . Далее вычисляем параметры потока за эти.м скачком, имея в виду, что число Мжя = MooSin0 = 1,116 [c.688]

В рамках проведенного исследования было обнаружено влияние числа Рейнольдса на интенсивность и угол наклона косых скачков уплотнения. Характер зависимости Pi и ра1р от начального перегрева и влажности при меньших числах Re качественно сохраняется (рис. 7-11). По мере снижения Re эффективное сечение расши- [c.191]

Изменение углов наклона косых скачков (одного или нескольких) позволяет при заданном числе М полета изменять расход воздуха через систему скачков уплотнения при сохранении неизменного расположения замыкающего скачка вблизи плоскости входа. Например, при уменьшении угла Ра коэффициент расхода увеличивается (по сравнению с фрасп нерегулируемого воздухозаборника). Это видно из схемы на рис. 9.32. Одновременно увеличивается площадь горла воздухозаборника. Если при уменьшении числа М полета уменьшить угол р2, то это и обеспечит как раз требуемое изменение коэффициента расхода и площади горла (их увеличение) для согласования совместной работы воздухозаборника и двигателя. [c.297]

Таким образом, если при заданных пределах изменения статического давления увеличивать число косых скачков уплотнения рис. 5.16,6) путем увеличения последовательных поворотов стенки, то торможение потока будет более плавным, а суммарные относительные потери кинетической энергии будут уменьшаться. Если при этом каким-либо способом погасить скачок KF, то можно осуществить ступенчатое торможение сверхзвукового пото-к а. Обычно за последним косым скачком располагается прямой скачок, в котором происходит переход к дозвуковой скорости. При этом необходимо определить угол наклона первого скачка (или угол Й), при котором суммарная диссипация энергии минимальна. Расчет выполняется по диаграммам скачков (см. приложение). [c.136]

Если носовая часть тела сильно заострена, то при достаточно большой скорости потока образуются присоединенные косые головные скачки уплотнения (рис. 1.08). Набегая на клиновидное тело (рис. 1.16), поток за головным скачком, отклоняясь, направляется вдоль noBepxHO Teii тела. При этом, как показывают расчеты, угол <р получается больше угла Маха Фсл примерно на величину угла наклона поверхности 8, т. е. З — фсл- [c.29]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...