Конус возмущения

Таким образом, в сверхзвуковом потоке исходящее из некоторой точки возмущение распространяется только вниз по течению внутри конуса с углом раствора тем меньшим, чем меньше отношение с/у. На всей области потока вне этого конуса возмущение в точке О не отразится вовсе. [c.442]

По этой причине в сверхзвуковом потоке влияние концов крыла наблюдается только на части поверхности, в областях, ограниченных конусами возмущения, проведенными через передние кромки концевых сечений. [c.213]

Область интегрирования а располагается на крыле в зоне пересечения крыла с обратным конусом возмущения Маха, вершина которого находится в рассматриваемой точке. Теперь рассмотрим неустановившееся обтекание. Пусть на всей несущей поверхности одновременно возникают источники с переменной интенсивностью у х, 2, t). Элементарный потенциал от таких источников в точке Р с координатами Х , (/1, 2 [c.357]

За пределами конусов возмущения сверхзвуковой поток остается невозмущенным, поэтому добавочный потенциал в этой области, включая границу конуса, равен нулю, т. е. граничное условие [c.365]

С. т. газа имеет ряд качеств, отличий от дозвуковых течений. Т. к. слабое возмущение в газе распространяется со скоростью звука, то влияние слабого изменения давления, вызываемого помещённым в равномерный сверхзвуковой поток источником возмущений (напр., телом), не может распространяться вверх ш потоку, а сносится вниз по потоку со скоростью к > в, оставаясь внутри т. н. конуса возмущений OD или конуса Маха (рис. 1). В свою очередь, на данную точку [c.428]

Таким образом на поверхности конуса возмущения энтропийной функции и полной энергии не являются постоянными и определяются непосредственно через функции с индексами О и а вне зависимости от их значений на ударной волне. [c.87]

Если в струе, движущейся со скоростью, меньшей скорости звука (дозвуковое течение), возникшие возмущения могут распространяться в любом направлении (их скорость равна скорости звука), то в сверхзвуковом потоке возмущения могут двигаться либо по потоку, либо в некоторых направлениях, определяемых конусом возмущений (конусом Маха). Синус половинного угла при вершине этого конуса определяется отношением скорости звука к скорости потока. Распространение возмущений под углами, превышающими угол Маха, невозможно, так как возмущения сносятся потоком. Поэтому движение газа при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях существенно различно. [c.11]

Изотермическая и адиабатическая скорости звука. Конус возмущений при сверхзвуковом движении источника возмущения. [c.158]

Число М и его связь с углом конуса возмущений [c.158]

Определяемый уравнением (18) конус будем называть конусом возмущений, а угол а —углом возмущений. В случае плоского движения газа роль конуса возмущений будут играть две пересекающиеся прямые—линии возмущений. [c.163]

Если, например, источником возмущений служит самолет, летящий в воздухе со сверхзвуковой скоростью, то в области вне конуса возмущений звукоулавливатель 3 (рис. 33) не обнаружит самолета, как бы близко к самолету ни был расположен звукоулавливатель. В области вне конуса возмущений воздух будет иметь невозмущенные давление и плотность. [c.163]

На рис. 34 и 35 показаны схематически конусы возмущения, вызванные носиком и пояском летящего снаряда при двух различных числах М. [c.164]

Важно заметить, что если крыло конечного размаха находится в сверхзвуковом потоке, то влияние каждой точки поверхности крыла бу-, дет сказываться только внутри конуса возмущений с вершиной в этой точке, а все крыло будет находиться внутри огибающей поверхности конусов с вершинами на передней кромке. Полный угол раствора конусов равен 2[Х1, где [c.466]

Новые оси (фиг. 19.22) будут совпадать в плоскости (/=0 с образующими конуса возмущений М (фиг. 19.22), который отсекает на поверхности крыла площадь о [c.469]

Область, в которую проникают возмущения от точечного источника, движущегося в газе со сверхзвуковой скоростью, называется конусом возмущений или конусом Маха. Угол оо между образующей этого конуса и направлением скорости потока называется углом воз- [c.154]

Если скорость потока равна скорости звука или больше ее, то возмущения, возникающие в потоке, не могут проникнуть навстречу потоку. Область распространения возмущений тем уже, чем больше отношение скорости потока к скорости звука. До тех пор пока частица газа не пересечет поверхность конуса возмущений, воз- [c.155]

Это показывает, что рассматриваемые возмущения однородного потока сосредоточены внутри конуса (185) который носит наименование конуса возмущений (в иностранной литературе — конус Маха). Угол раствора этого конуса 2а раве удвоенному углу возмущения (углу Маха), подобно тому, как это имело место в плоском сверхзвуковом потоке. [c.418]

На рис. 8.6.1 границами сверхзвукового участка являются точки Е, Е, в которых касательная к контуру совпадает с образующими конусов возмущения. Рассмотрим потенциал скоростей в некоторой 332 [c.332]

Обтекание тела воздушным потоком, скорость которого превышает скорость звука в воздухе, имеет ряд специфических особенностей. Рассмотрим вначале обтекание сильно вытянутого вдоль потока тела, напоминающего иглу (рис. 4.35). В непосредственной близости перед острием в т. О возникает возмущение плотности воздуха Ар > 0. Это возмущение в неподвижном воздухе распространялось бы в виде сферических волн, радиус которых R увеличивался бы со временем по закону R = t. В сверхзвуковом потоке эти возмущения будут сноситься потоком и оставаться внутри конуса возмущений — конуса Маха с углом [c.86]

При уменьшении скорости потока угол х увеличивается и при М = 1 становится равным 90°. Это означает, что конус возмущений превращается в плоскость, а сигналы, посланные источником возмущений, достигают любой точки, расположенной сзади источника. [c.265]

На рис. 3.12 представлены кривые а = /(со), соответствующие различным значениям числа М набегающего потока, построенные для воздуха к = 1,4). Как видим, каждому значению числа М отвечает некоторое предельное отклонение потока (<в = Ютах). Так, при М = 2 поток может быть отклонен не более чем на угол omai = 23°, при М = 3 — на Штах = 34°, при М = = 4 — на Штах = 39°. Даже при бесконечно большой скорости (М = оо) ноток можно отклонить максимум на угол Штах = 46°. Наличие такого ограничения в отклопенип потока после скачков уплотнения является вполне естественным фактом, ибо как при бесконечно слабом скачке, т. е. когда угол а равен углу распространения слабых возмущений, а образующая конуса возмущения является характеристикой, так и при наиболее сильном — прямом скачке угол отклонения потока становится равным нулю, следовательно, кривые (о = /(а) имеют максимумы. [c.134]

При сверхзвуковом же обтекании возмущающее действие концевого сечения крыла распространяется только внутри конуса слабых возмущений с вершиной в передней кромке концевого сечения. Это приводит к существенному уменьшению индуктивного сопротив.лення, которое, вообще говоря, может быть сведено к нулю, если концы крыла срезать так, чтобы конусы возмущений, исходящие из передних кромок концевых сечений, не заключали внутри себя элементов крыла. В этом случае при сверхзвуковой скорости полета все сеченпя крыла будут обтекаться так же, как крыло бесконечного размаха. [c.100]

При определении аэродинамических характеристик крыльев необходимо учитывать особенности их сверхзвукового обтекания, заключающиеся в том, что малые возмущения распространяются только по потоку и в пределах конуса возмущений (конуса Маха с полууглом при вершине ц = = ar sin ). [c.213]

При сверхзвуковых передних кромках выполняется условие ро < <(л/2 — у) иР" этом линии Маха располагаются на поверхности треугольного крыла за этими кромками (рис. 8.11, а). Для треугольного крыла поверхность разбивается на две области (/ и //) с различными характерами обтекания (рис. 8.11, а). Обтекание части крыла, лежащей вне конуса возмущения (область /), совпадает с обтеканием плоского крыла бесконечного размаха со скольжением (угол ско,льже-ния равен углу стреловидности у). Давление в этой области постоянно. В области // поток конический здесь давление постоянно вдоль лучей, исходящих из вершины крыла. [c.221]

В сверхзвуковом потоке влияние концов крыла наблюдается только на той части поверхности, которая нахэдится в области, ограниченной конусами возмущения, проведенными через передние кромки концевых сечений (рис. 8.24). [c.236]

Уравнение (VIII.6) относится к уравнению гиперболического типа, и его решение может существовать лишь в области, ограниченной конусом возмущения. [c.186]

О потока могут оказывать влияние слабые возмущения, идущие только от источников, расположенных внутря конуса АОВ с вершиной в данной точке и с тем же углом при вершине, что и у конуса возмущений, но обращённого противоположно ему (т. н. конус влияний), [c.428]

При установившемся С. т. вдоль стенки с изломом (рис. 2,а) возмущения, идугцие от всех точек линии излома, ограничены огибающей конусов возмущений — плоскостью, наклонённой К направлению потока под углом р, таким, что втр = а1о. За этой плоскостью поток поворачивается, расширяясь внутри утл. области, образованной пучком плоских фронтов возмущений (характеристик) до тех пор, пока не станет параллельным направлению стенки после излома. Если стенка между двумя прямолинейными участками искривляется непрерывно (рис. 2,6), то поворот потока происходит постепенно в последовательности прямых характеристик, исходящих из каждой точки искривлённого участ- [c.429]

Поверхность конуса возмущений представляет оптическую неоднородность, хотя и слабую по интенсивности, но все же достаточно заметную при исследовании специальными оптическими приборами. Эта оптическая неоднородность (изменение показателя преломления) объясняется изменением плотности воздуха под действием сжатия или раз-Режгния его в звуковой волне. Измеряя углы возмущений, по фотоснимкам обтеканий можно определить соответствующие числа М, зная скорость распространения звука в среде, — и абсолютные скорости потока. [c.163]

Огибающая этих звуковых волн состоит из двух полупрямых ОМ и ОМх, называющихся линиями возмущений (или линиями 7Лаха). В пространстве эти линии образуют так называемый конус возмущений (конус Маха) с углом п. Очевидно, линии возмущений ограничивают область возмущенного (внутри конуса) потока от невозмущенного. Из фиг. 16.2 видно, что для угла конуса возмущений (угол Маха) имеет место следующее соотношение [c.360]

МАХА КОНУС — конич. поверхность, ограничивающая ф)ронт слабых звуковых возмущений, распространяющихся в газовом потоке при сверхзвуковых скоростях наз. также конусом возмущений (см. Газовая дина.иика, Сверхзвуковое течение). [c.162]

При установившемся С. т. вдоль стенки с изломом (рис. 2, а) возмущения, идущие от всех точек линии излома, ограничены огибающей конусов возмущений — плоскостью, наклоненной к направлению потока под углом х, таким, что sin р. = a/ui- Вслед за этой плоскостью поток поворачивается, расширяясь внутри угловой области, образованной пуч- Рпс. 2. Обтекание ком плоских фронтов возмущений сверхзвуковым пото-(характеристик) до тех пор, пока [c.470]

В бурных (сверхкритических) потоках Рг>1 и и>с и поэтому круговые волны возмущения будут сноситься вниз по течению (рис. XXVII.54,в), так как vt> t. Следовательно, семейство окружностей радиусом t, где t — величина переменная, будут все в пределах угла BAD. Угол BAD называется конусом возмущения. [c.586]

При определении аэродинамических характеристик крыльев необходимо учитывать ос< еиностп их сверхзвукового обтекання. Эти особенности обусловлены специфическим свойством сверхзвуковых течений, в которых возмущения pd пpo тpaняют я только вниз по потоку и а пределах конуса возмущений (конуса Маха) с углом при вершине ji =ar sin (I/M ,). [c.297]

Возмущенное течение в таком конусе определяется потенциалом, превышающим вдвое величину (8.2 9), так как вся мощность нсточннка, а ие его половпна, реализуется в потоке, заключенном внутри конуса возмущения. В соответствии [c.301]

Еще один предельный случай соответствует достаточно большим значениям tgxia > 1 (л<г 1. <1). прн которых поверхность конуса возмущений оказывается вблизи корневой хорды. Из формулы (Ь.8.53) следует, что параметр е практически не влияет на коэффициент Су. и вырез или приставка будут изменять подъемную силу крыла почти пропорционально изменению площади пластины. [c.347]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...