Скачок уплотнения косой прямой

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]

Итак, вторая особенность сверхзвукового потока заключается в том, что его торможение носит скачкообразный, ударный характер, т. е. происходит с образованием скачков уплотнения — либо прямых, превращающих сверхзвуковой поток в дозвуковой, либо более слабых, косых, за которыми поток может остаться сверхзвуковым. До встречи со скачком поток остается невозмущенным. [c.28]

Кроме того, при высоких скоростях большое значение имеет эффект сжимаемости газа, а при достаточно высоких скоростях течения происходит взаимодействие между скачком уплотнения и пограничным слоем. В общих чертах механизм отрыва потока такого рода рассматривается в гл. 1. В данной главе рассматриваются современные исследования отрыва потока, вызванного скачком уплотнения, и возникновения отрыва сжимаемой среды. Как будет показано ниже, в прошлом проблема волнового отрыва была связана в основном с косыми скачками уплотнения случай прямого скачка будет рассмотрен в разд. 2.4. [c.230]

Скачки уплотнения 412 Прямые скачки уплотнения (414). Косые скачки уплотнения (415). [c.10]

Фиг. 15. 11 и 15. 12 показывают, что полный напор рг о за прямым скачком уплотнения меньше, чем полный напор рг о перед ним. Вообще, как показывают расчеты и опыты, полный напор за любым скачком уплотнения (косым, криволинейным) уменьшается сравнительно с полным напором перед ним. Это обстоятельство хорошо иллюстрирует вывод, сделанный выше, о том, что при ударном сжатии тепло, полученное в результате преобразования части механической энергии, уже не может быть полностью преобразовано в кинетическую энергию без дополнительных затрат механической работы. [c.355]

Скачок уплотнения см. Ударный фронт. Прямой скачок уплотнения, Косые скачки уплотнения Скорости реакций 308—316 [c.550]

Различают прямые и косые скачки уплотнения. В прямом скачке уплотнения угол между плоскостью ударной волны и направлением скорости газа до и после скачка прямой в косом скачке этот угол от личается от прямого. [c.173]

Различают прямые и косые скачки уплотнения. Скачок уплотнения называется прямым, если вектор скорости ортогонален поверхности скачка. При переходе через прямой скачок направление вектора скорости не меняется, линия тока проходит через точку скачка гладко. [c.99]

Отрыв потока от обтекаемой поверхности встречается во многих отраслях техники, В большинстве случаев отрыв потока явление нежелательное, так как приводит к увеличению сопротивления тел, перемещающихся в среде, уменьшает подъемную силу крыла, увеличивает сопротивление движению газа или жидкости в трубопроводах, ухудшает характеристики диффузорных устройств и др. Наряду с этим есть примеры положительного влияния отрывных течений на характеристики летательных аппаратов. К этим случаям относится установка иглы перед плохообтекаемым телом, перемещающимся в сверхзвуковом потоке. Отрывное течение, вызываемое иглой, приводит к образованию перед телом косых скачков уплотнения вместо прямого, что уменьшает сопротивление тела. [c.378]

Л 2—косые скачки уплотнения <5—прямой скачок уплотнения [c.17]

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]

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]

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]

Рис. 6.35. Зависимость критического отношения давления от числа Мо при турбулентном пограничном слое 1 — нерасчетное истечение из сопла, 2 — обтекание тупого угла, 3 — падающий извне скачок уплотнения, 4 — отношение давлений в прямом скачке, 5 — отношение давлений в косом скачке при а = 60°, 6 — отношение давлений в косом скачке при а = 30°

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]

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]

Описанные выше сверхзвуковые диффузоры, в которых основная система скачков уплотнения расположена перед входным отверстием (перед обечайкой), относят к категории диффузоров с внешним сжатием (несмотря на наличие дополнительного сжатия во внутреннем канале). Если в таком диффузоре все скачки пересекаются на кромке А обечайки (рис. 8.40), то, как уже отмечалось, система скачков не нарушает внешнего обтекания обечайки. Однако внутренняя стенка обечайки должна быть ориентирована по направлению потока в замыкающем прямом скачке, которое тем сильнее отклонено от направления набегающего невозмущенного потока, чем больше косых скачков имеется на центральном теле диффузора. [c.471]

При малых углах атаки ударная волна состоит из двух ветвей — одна расположена перед решеткой, а вторая входит в межлопаточный канал и представляет собой по существу косой скачок уплотнения. По мере увеличения угла атаки ударная волна выпрямляется, одновременно перемещаясь вверх по потоку. При наибольшем угле атаки ударная волна близка к прямому скачку, расположенному на заметном расстоянии от передней кромки профиля. [c.98]

Заметим, что при появлении на стреловидном крыле местной сверхзвуковой зоны течения, замыкаемой скачком уплотнения, последний является косым скачком, фронт которого приблизительно параллелен передней скошенной кромке крыла. Поэтому волновое сопротивление стреловидного крыла меньше, чем у прямого крыла. [c.102]

Сверхзвуковые потоки тормозятся, как известно, в сужающихся каналах. Поэтому для непрерывного торможения сверхзвукового потока может быть использован канал той же конфигурации, что и сопло Лаваля, называемый в этом случае сверхзвуковым диффузором. Действительно, в сужающемся канале скорость сверхзвукового потока уменьшается, и если горло надлежащим образом рассчитано, то в нем устанавливается критическая скорость. Тогда в расширяющейся части происходит дальнейшее торможение дозвукового потока. Такой диффузор называется идеальным, однако он представляет собой только принципиальную теоретическую схему, реализовать которую на практике не удается. Трудность состоит в том, что сверхзвуковой поток в сужающемся канале является неустойчивым и под влиянием даже малых возмущений насыщается скачками уплотнений. В зависимости от формы сужающейся части система прямых и косых скачков может быть более или менее сложной, но во всех случаях является источником особых, так называемых волновых потерь энергии. Поэтому возникает задача управления системой скачков с целью сведения потерь к минимуму. Этого удается добиться приданием стенкам сужения особой формы, при которой в горле устанавливается скорость, близкая к критической. Таким образом, суммарные потери в сверхзвуковом диффузоре включают в себя помимо потерь вязкостного происхождения также волновые потери, связанные с образованием скачков уплотнения. Достаточно подробное изложение современных результатов исследования газовых диффузоров можно найти в [8]. [c.431]

Параметры газа за косым скачком уплотнения можно рассматривать такими же, как их соответствующие значения за прямым скачком. При каком условии это возможно [c.101]

Чем отличается прямой скачок уплотнения от косого с точки зрения характера изменения скорости за ним [c.105]

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]

Из уравнения энергии следует, что так же, как и в прямом скачке, в косом скачке уплотнения параметры заторможенного потока не меняются, т. е. величины заторможенных скоростей и температур, а также их критических значений до и после скачка оди--каковы. [c.191]

В косом скачке уплотнения, так же как и в прямом, возникают гидравлические потерн. [c.126]

Из рис. 4.1.1, б видно, что поверхности скачков уплотнення могут быть ориентированы по направлению нормали к вектору скорости набегающего потока (угол наклона скачка 0с = я/2) или наклонены под некоторым углом, отличным от прямого (0о<л/2). В первом случае скачок уплотнения называется прямым, а во втором — косым. Очевидно, присоединенный криволинейный скачок можно рассматривать как совокупность косых скачков, а отсоединенный скачок — состоящим -из прямого скачка и системы косых скачков. [c.152]

Система скачков уплотнения. Итак, если в полете с большим числом Мн перед входным отверстием диффузора ВРД возникает прямой скачок уплотнения, то потери полного давления воздушного потока оказываются так велики, что эффективная работа двигателя невозможна. Газовой динамикой разработан метод замены прямого скачка системой из нескольких более слабых косых скачков уплотнения (см. п. 16.2). При этом потери полного давления сильно снижаются. Например, при Ян=2 (Мн 3,2) Tii. i 0,28, а для системы из трех косых скачков и одного слабого прямого (Тзк.с+11.с= 0,8 (см. рис. 12.4). Замена прямых скачков уплотнения косыми приводит к снижению лобового сопротивления тел при сверхзвуковых полетах и т. д. Поэтому теория косых скачков уплотнения имеет большое практическое значение. [c.225]

Двухтактные двигатели характеризуются наличием выпускных органов в виде окон или клапанов, конфигурация которых иногда приближается к конфигурации насадков, имеющих слолаюе очертание. В надкритической области истечения следует ожидать возникновения и в органах газораспределения скачков уплотнения как прямых, так и косых. Особое внимание должно быть уделено влиянию геометрических параметров выпускной системы на образование указанных скачков уплотнения. [c.99]

Неподвижную ударную волну часто называют скачкой уплотнения. Если неподвижная ударная волна перпендикулярна к направлению потока, то ювор.чт о прямом скачке уплотнения если ке она наклонна к направлению движения, то говорят о косом скачке уплот11ення. [c.456]

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]

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]

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]

Представляет также интерес торможение газовых потоков. Из выводов 1 и 2 следует, что дозвуковой поток можно затормозить расширяющейся трубой (диффузором), а для сверхзвукового потока эту роль выполнит сужающаяся труба. Опыт показывает, что в последнем случае поток газа неустойчив и в нем легко возникает система косых и прямых скачков уплотнения, в которых и происходит торможение. Скачки уплотнения представляют собой поверхности, при переходе через которые происходит разрыЕ)-ное (скачкообразное) изменение параметров газового потока. Поскольку, как мы увидим ниже, скачки уплотнения сопровождаются потерями энергии, возникает вопрос о таком профилировании трубы, которое обеспечило бы системы скачков с минимальными потерями. Функцию устройства, осуществляющего торможение сверхзвукового потока и преобразование его в дозвуковой, может выполнить труба той же конфигурации, что и сопло Лаваля, которая, однако, в данном случае является сверхзвуковым диффузором. [c.421]

Пусть в сопло указанной конфигурации (рис. 206, а) поступает дозвуковой поток газа. Согласно уравнению Гюгонио в сужающейся (конфузорной) части скорость газа будет возрастать, а давление и плотность падать. Если в минимальном сечении (горле) скорость не достигнет критической, то в расширяющейся (диффузорной) части дозвуковой поток газа будет тормозиться, давление и плотность — возрастать и на выходе установится значение М < 1. Такой режим течения установится, если давление на выходе из сопла (противодавление) больше, чем некоторое граничное Рхгр, при котором в горле сопла устанавливаются критические параметры течения. Если теперь противодавление будет уменьшаться, то так как весь поток дозвуковой, возмущения в виде малых понижений давления будут распространяться вверх по течению, скорость потока во всех сечениях будет возрастать и при значении противодавления в горле будет достигнута звуковая (критическая) скорость и соответствующие ей значения р,,, Т . При этом режиме в диффузорной части происходит торможение потока от значения М = 1 в горле до некоторого Мх <1 — на срезе сопла. Если же противодавление далее уменьшится до значения р < р гр. то уменьшится давление и во всей диффузорной части. Но в горле давление не может сделаться меньшим, чем р, по причинам, которые мы выяснили, изучая истечение через сужающееся сопло. Поэтому на некотором участке диффузорной части, начиная от горла, поток получит возможность расширения и там установится сверхзвуковое течение. Однако, если давление Р1 на срезе недостаточно мало, то вблизи выхода поток будет все еще дозвуковым. Сопряжение сверхзвукового потока за горлом с дозвуковым вблизи выхода происходит в виде скачка уплотнения, который мы будем приближенно считать прямым. При дальнейшем понижении противодавления скачок уплотнения будет перемещаться внутри сопла к его выходному сечению и при некотором расчетном давлении Рхра ч расположится за срезом сопла. При этом значении противодавления на срезе устанавливается скорость, соответствующая расчетному значению числа Мхрасч > 1. При дальнейшем понижении противодавления поток будет на некотором участке вне сопла продолжать расширяться, а переход к дозвуковому режиму и полному торможению будет осуществляться через сложную систему косых скачков уплотнения. [c.453]

Условием того, что соответствующие параметры газа за косым и прямым скачками уплотнения одинаковы, является выполнение соотношения М(нос51пЭо = [c.111]

На участке скорость за скачком дозвуковая, и он искривляется. Участок 5В практически не может применяться для расчета отошедших криволинейных скачков уплотнения, возникающих перед клиньями со сверхкритическнми углами, так как для него не имеется однозначного соответствия между скоростью за скачком и положением точки на поверхности клина. Следовательно, участок 5В описывает совокупность отдельных косых и прямого (точка В) скачков уплотнения, на которые может быть разбит криволинейный скачок. С его помощью можно найти зависимость между скоростью и углом поворота потока за скачком для отдельных струек [c.121]

Так как Р Рт то даооч а таким образом, нормальная составляющая скорости газа при пересечении фронта скачка убывает, а тангенциальная составляющая (81.1) остается неизменной. На основании этого косой скачок уплотнения можно свести к прямому скачку, который перемещается вместе с газом вдоль направления фронта с постоянной скоростью w . [c.307]

При дальнейшем повышении внешнего давления в вытекающей струе возникают, вследствие газового удара, косые скачки уплотнения , а затем мостообразные. При еще более высоком внешнем давлении происходит прямой скачок уплотнения внутри расширяющейся части сопла (рис. 4.36). В сечении, где возникает этот скачок, дявление и плотность газа возрастают на конечную величину, а скорость газа скачкообразно уменьшается, переходя из сверхзвуковой в дозвуко- вую. После прямого, скачка уплотнения скорость течения вдоль сопла убывает, а давление 5 газа возрастает, принимая в вы- ходном сечении сопла значение, равное внешнему давлению. [c.346]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...