Косые скачки уплотнения

Косые скачки уплотнения [c.126]

Характерной особенностью прямого скачка уплотнения, как можно было заметить, является то, что, пересекая его фронт, газовый поток не меняет своего направления, причем фронт прямого скачка располагается нормально к направлению потока. Помимо прямых скачков уплотнения, встречаются и так называемые косые скачки уплотнения. Фронт косого скачка располагается [c.126]

Рис. 3.6. Схема косого скачка уплотнения

Рис. 3.7. Образование косого скачка уплотнения при обтекании клина

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ [c.127]

Рис. 3,8. Теневая фотография косого скачка уплотнения при сверхзвуковом обтекании конуса

Рис. 3.10. Расчетная схема косого скачка уплотнения

Приведенные соображения показывают, что косой скачок уплотнения сводится к прямому скачку, который сносится вместе с потоком газа вбок со скоростью Wt. В отличие от прямого скачка в косом скачке претерпевает разрыв (скачкообразное уменьшение) не полная скорость газового потока, а только ее составляющая, нормальная к фронту скачка. В самом деле, согласно уравнению неразрывности, [c.128]

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 120 [c.129]

Отсюда отношение значений статического давления за и перед косым скачком уплотнения равно [c.130]

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 131 [c.131]

Используя эти соотношения, a также (37), выведем расчетную формулу для приведенной скорости за косым скачком уплотнения [c.131]

Увеличение давления в косом скачке уплотнения можно также представить в функции числа М набегающего потока и угла а, который образует скорость Wh с фронтом скачка. Подставим в уравнение импульсов [c.131]

Итак, фронт очень слабого косого скачка уплотнения располагается по отношению к набегающему потоку под углом о о. который определяется равенством (46). Сильные возмущения, как было показано выше, распространяются со сверхзвуковой скоростью, в связи с чем фронт сильного скачка образует с набегающим потоком больший угол, чем характеристика а > ао. [c.133]

Диапазон изменения угла а для косого скачка уплотнения определяется, таким образом, следующими пределами [c.133]

Подставив выражение (45) в уравнение ударной адиабаты (18), получим равенство, связывающее отношение pi/p в случае косого скачка уплотнения с числом М набегающего потока и углом наклона скачка [c.133]

Взаимодействие однородных сверхзвуковых потоков удобно исследовать, используя зависимости давления от угла поворота потока. Это связано с тем, что на тангенциальном разрыве, разделяющем две области течения после взаимодействия, значения давления и направления потоков непрерывны. Для косого скачка уплотнения эта зависимость имеет вид ) [c.178]

Здесь 0 — угол поворота потока. Mi, pi — число Маха п давление в набегающем потоке, р — давление за косым скачком уплотнения. [c.178]

Графически эти зависимости для фиксированного значения Mt представлены на рис 4.24. Значения р/ри расположенные выше p/pi — 1, представляют так называемую ударную поляру для косого скачка уплотнения. Как известно, при данном значении угла поворота 0 существует два решения для р1р, соответству-юш ие слабому и сильному скачкам уплотнения. При решении газодинамических задач обычно выбирается меньшее значение р р, отвечающее слабому скачку. Значения р р, расположенные ниже р р = 1, получены для течения Прандтля — [c.179]

Рис. 4.24. Зависимость давления от угла поворота потока в косом скачке уплотнения и течении Прандтля — Майера

При встрече газов, следующих непосредственно за фронтом детонационной волны, с остроносым препятствием может возникнуть вместо прямого косой скачок уплотнения. В последнем случае повышение давления при торможении газов оказывается меньшим. [c.233]

Величина критического перепада для турбулентного пограничного слоя при Мо<1,2 больше отношения давления в прямом скачке уплотнения (рпс. 6.35) и отрыв не может возникнуть. На рис. 6.35 приведены также значения отношения давления в косых скачках уплотнения с углами наклона а => 60° и 30° относительно скорости набегающего потока, подсчитанные но формуле (45) гл. III. Эти значения при Мо< 1,4 (а = 60°) и Мо<3 (а = 30°) оказываются меньше критического отношения давления, и отрыв турбулентного пограничного слоя не возникает. [c.348]

Применяя диффузоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остается сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно за последним косым скачком поместить прямой скачок или особый участок криволинейной ударной волны, элементами которой являются сильные косые скачки, переводящие поток в дозвуковой. [c.464]

Обозначим приведенную скорость невозмущенного потока через Ян, приведенную скорость за косым скачком через ki и приведенную скорость за прямым скачком через К = 1/Яь Как было установлено выше, косой скачок уплотнения представляет собой прямой скачок в отношении нормальных к его фронту составляющих скорости. Поэтому расчет первого косого скачка системы можно произвести по формулам для прямого скачка. Формулы (38), (40) и (43) гл. III дают возможность рассчитать изменение полного давления в косом скачке уплотнения. [c.465]

Эти характеристики для сверхзвукового потока являются действительными, и для решения приведенных выше уравнений можно воспользоваться методом характеристик, предложенным Зауером [679]. Условия в околозвуковой области вблизи горла сопла получены путем экстраполяции метода Зауера. По-видимому, с учетом последних исследований, упомянутых в разд. 7.2 и 7.3, можно получить точное решение для этой области. Как и раньше, следует использовать квазинепрерывное представление среды с ограничением, согласно которому характеристики существуют только при М 2 > 1. Сверхзвуковые течения газа с частицами рассматриваются также в работах Крайбела [439], посвященной косому скачку уплотнения, и Моргенталера [553] об угле наклона ударной волны на клине, обтекаемом потоком газа с частицами. В работах [671, 678[ исследован метод характеристик в применении к двухфазному потоку. [c.344]

Таким образом, для определения в косом скачке уплотнения нужно знать ирнведенную скорость Яь Из треугольников скоростей за и перед косым скачком (рпс. 3.9) следует [c.131]

Иитенсивность косого скачка уплотнения изменяется с изменением угла наклона его фронта к направлению набегающего потока. В предельном случае, когда косой скачок переходит в прямой (а = 90°), увеличение давления получается максимальным. При этом равенство (45) переходит в равенство (20), известное из теории прямого скачка уплотнения. [c.132]

Мы указали способ определения угла, на который отклоняется поток в скачке, когда положенпе фронта известно. Если, наоборот, задано онределенное отклоненпе сверхзвукового потока, то в тех случаях, когда в результате отклонения величина скорости должна уменьшиться (например, при сверхзвуковом обтекании клггаа, изображенного па рис. 3.7, а), возникает косой скачок уплотнения при этом по формулам (30) н (50) может быть вычислен угол а, иод которым расположится фронт скачка по отношению к потоку. [c.134]

При сверхзвуковом обтекании клина, у которого угол нри вершине больше, чем допускается по рис. 3.12, образование плоского косого скачка уплотнения невозможно. Опыт показывает, что в этом случае образуется скачок уплотнения с криволинейным фронтом (рис. 3.13), причем поверхность скачка размещается впереди, не соприкасаясь с носиком клина. В центральной своей части скачок получается прямым, но при удаленип от [c.135]

Иногда необходимо вычислить скорость потока после косо скачка уплотнения. Проще всего это сделать, пользуясь треуго [c.136]

На рис. 3.15 приведены кривые зависпмоети числа Mi за скачком уплотнения от положения фронта Mi = /(а) для трех значений числа М в набегающем потоке (М = 2, 3, 4). Как видим, во всех трех случаях при углах наклона фронта а 60° скорость потока после косого скачка уплотнения оказывается сверхзвуко- [c.136]

Для полного построения картины течения необходимо еще уметь определять расстояние Ъ, на которое отходит косой скачок уплотнения навстречу потоку. Согласно имеющимся в настоящее время экспериментальным данным это расстояние пропорционально толщине вытеснения невозмущенного пограничного слоя и увели швается при увеличении интенсивности скачка уплотнения во внешнем потоке. Значения величины Ъ, найденные Г. И. Петровым и его сотрудниками при исследовании обтекания внутреннего тупого угла потоком с числом АЛо = 2,0, в зависимости от интенсивности основного скачка приведены на [c.343]

Для расчета реактивной силы, кроме расхода газа, нужно знать давление на срезе и скорость истечения, которые зависят от потерь как в дозвуковой, так и в сверхзвуковой части сопла. Выше предполагалось, что потери распределяются равномерно по сечению сопла, однако истинная картина течения газа внутри сопла не отвечает этому простейшему предположению. При большой кривизне стенок в области горловины сопла возможен местный отрыв пограничного слоя от стенок, кроме того, в начале расширяюЕцейся части сопла некоторые линии тока сверхзвукового течения сужаются, что приводит к образованию местных косых скачков уплотнения. [c.433]

На режимах истечения из сопла с большим перерасшпрением, когда на срезе сопла устанавливается мостообразный скачок (рис. 8.10), отношение давлений на срезе pjpa может оказаться выше критического для пограничного слоя сопла при его взаимодействии с косым скачком уплотнения аЪ. В этом случае возникает отрыв пограничного слоя от стенки и система скачков смещается внутрь сопла в сечение й, где скорость меньше X, < 1а) и давление перед скачками выше р, > Ра), чем в сечении а при надлежащем уменьшении отношения давлений в косом скачке [c.443]

Аналитические исследования, проведенные Г. И. Петровым и Е. П. Уховым ), а также К. Осва-тичем ), показали, что максимальное отношение полных давлений (минимум потерь) в системе из нескольких плоских косых скачков уплотнения и замыкающего прямого скачка, равное [c.469]

В многоскачковом диффузоре с внешним сжатием угол (о велик и скачок АВ на наружной стороне обечайки (рис. 8.40) оказывается интенсивным. Возможны и такие случаи, когда угол Юн больше предельного со угла поворота потока в плоском косом скачке уплотнения. При этом вместо плоского скачка АВ образуется [c.472]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...