Скачок конический

Если отдельные скачки будут становиться все мельче и мельче, круги эти будут расположены все гуще и гуще. При этом все шаровые импульсы сжатия образуют сплошную коническую поверхность, которая является фронтом ударной волны. Эта волна движется вместе с пулей и с ее скоростью. Таким образом, хотя отдельные импульсы сжатия распространяются с меньшей скоростью, но ударная волна движется с такой же скоростью, с какой движется пуля. Так как за время движения пули от точки 1 до точки 8 со скоростью v шаровой импульс, распространяясь со скоростью q, проходит путь d, то угол 2а раствора конуса определяется выражением sin а = q/v. [c.584]

При сверхзвуковой скорости потока сужение камеры смешения приводит к уменьшению скорости течения и к снижению потерь полного давления в прямом скачке, если он возникает вблизи выходного сечения камеры (см. 7), или в системе скачков, переводящих поток в дозвуковой. В результате как при Дозвуковых, так и при сверхзвуковых скоростях отмечается возрастание полного давления смеси, в ряде случаев составляющее до 15—20 %. В связи с этим эжекторы с камерой смешения переменной площади, чаще всего с конической сужающейся камерой, находят применение в технике. [c.513]

При достаточно низком противодавлении на критическом режиме поток смеси может остаться сверхзвуковым и на выходе из диффузора. Это может представлять интерес в тех случаях, когда используется скоростной напор потока смеси или возникающая при истечении реактивная сила полное давление смеси при этом будет значительно выше, чем при < 1. Однако в обычных схемах работы эжектора требуется получить возможно большее статическое давление газа на выходе из эжектора. Для этого сверхзвуковой поток, полученный на выходе из камеры смешения при критических режимах работы эжектора, необходимо перевести в дозвуковой. Принципиально здесь возможно применение сверхзвукового диффузора, где торможение будет происходить без скачков или в системе скачков с небольшими потерями. Обычно, однако, в эжекторах применяются конические диффузоры дозвукового типа, в которых сверхзвуковой поток тормозится с образованием скачка уплотнения. Если считать скачок уплотнения прямым, то легко видеть, что минимальные потери полного давления в нем будут тогда, когда скачок располагается непосредственно перед входным сечением диффузора, т. е. возникает в сверхзвуковом потоке с приведенной скоростью Я,з. [c.532]

При М>0,85 на цилиндрической части насадка с полусферической головкой появляются местные сверхзвуковые зоны со скачками уплотнения, расположенными впереди приемных отверстий, которые вносят искажения в результаты измерения статического давления. Для уменьшения этих искажений при измерении высокоскоростных потоков (М>0,85) приемные отверстия насадка смещают вниз по потоку, а также используют насадки с удлиненной головкой конической или оживальной формы (спрофилированной дугами окружности). В последнем случае длина насадка оказывается меньшей по сравнению с головкой конической формы. [c.198]

Для измерения давления р о насадок должен иметь затупленную форму головки, а диаметр приемного отверстия должен быть значительно меньше наружного диаметра насадка с тем, чтобы это отверстие целиком находилось за прямым скачком уплотнения. Для измерения статического давления р, как было показано выше, необходимо использовать насадок с заостренной конической или оживальной головкой. Поэтому в сверхзвуковых потоках полное и статическое давления обычно измеряют различными насадками. При раздельном измерении полного и статического давлений в какой-либо точке потока необходимо устанавливать насадки так, чтобы в этой точке находился носик насадка полного давления и через нее же проходила плоскость расположения отверстий статического давления. [c.199]

Скачки уплотнения возникают при торможении сверхзвуковых потоков в газе какими-либо преградами. Возмущения сжатия, вызываемые отдельными точками преграды, распространяясь со скоростью звука, в сверхзвуковом потоке не могут выходить за пределы соответствующих конических поверхностей, образованных волнами Маха (см. рис. 4.2). Поэтому в ограниченном пространстве перед [c.107]

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]

BOM направлении сверхзвуковым потоком с числом М<,о = 3. Определите приближенные значения коэффициентов давления на переднем конусе, а также на хвостовой конической поверхности вблизи точки А излома контура угол скачка 0с положение линий слабых возмущений, ограничивающих область расширения сверхзвукового потока около точки А. [c.480]

I — скачок уплотнения 2—конус 3 — промежуточная коническая поверхность [c.484]

Рассмотрим характер обтекания сверхзвуковым потоком под углом атаки а = о острого конуса с половинным углом (З, при вершине. В этом случае перед конусом возникает скачок уплотнения в виде конической поверхности с соответствующим углом 0с (рис. 10.19). Сверхзвуковое течение, образующееся между поверхностями конуса и скачка, является по своему характеру коническим. Это означает, что параметры потока (плотность р, температура Т, давление р и скорость V) остаются постоянными вдоль прямых, проведенных из вершины конуса (в том числе совпадающих с поверхностью конуса и скачка уплотнения). [c.485]

Расчет обтекания конической поверхности обычно начинают с определения параметров газа за косым скачком уплотнения по известным Mi = M и 9с (см. гл. 4). [c.489]

Схема течения около затупленного конического тела изображена на рис. 10.25. Перед телом 1 образуется отошедшая ударная волна 2 с переменной интенсивностью в различных точках ее поверхности. Эта интенсивность наибольшая в окрестности точки О полного торможения. Можно считать, что здесь волна представляет собой прямой скачок уплотнения. Переход частиц газа через такой сильный скачок сопровождается значительными потерями полного напора и повышением энтропии. В результате поверхность тела как бы покрывается слоем 3 некоторой толщины, в котором газ обладает высокой энтропией. В этом слое, называемом высокоэнтропийным, скорость газа меньше, чем при прочих равных условиях на поверхности острого конуса, где нет такого интенсивного скачка и газ тормозится слабее (рис. 10.25). [c.492]

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]

Участки поверхности сопла и дефлектора, на которые действует возмущенный поток, имеют сложные очертания, что обусловлено влиянием краевых эффектов. Для точного их воспроизведения следует использовать экспериментальные данные, полученные по дренажным испытаниям, а также наблюдениям за следом течения на поверхности сопла и дефлектора. В первом приближении можно считать, что рассматриваемые поверхности ограничены коническими скачками уплотнения с прямолинейными образующими А А и ВВ и с осями симметрии, расположенными соответственно на стенках сопла и дефлектора. [c.329]

Боковыми границами зоны отрыва являются линии пересечения внутренней поверхности сопла с конической поверхностью, образующей которой служит прямая линия передней ножки Х-образного скачка, а осью симметрии — касательная к поверхности сопла в точке отрыва. [c.348]

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]

При дальнейшем выдвижении иглы (рис. 6.1.1, б) угол р 1, под которым происходит отрыв потока, постепенно уменьшается, скачок уплотнения становится коническим и давление за ним снижается. При этих условиях продольный градиент давления в пограничном слое на поверхности иглы [c.384]

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]

Газ под давлением ро/ подается из сопла, выходное отверстие которого имеет диаметр dj. Струя, расширяясь, приобретает бочкообразную форму 2, как это показано на рис. 6.2.3. Ее длина на участке от среза сопла до прямого скачка измеряется величиной /с- На участке между поверхностью раздела диаметром dj и ударной волной газ поворачивается и достигает сечения 5 в виде кольца шириной б Течение в направлении касательной к поверхности раздела рассматривается здесь равномерным. За сечением 5 газ ускоряется и движется вдоль конической части поверхности раздела с наклоном а, достигая сферического носка тела, на котором он испытывает дополнительный поворот на угол е. [c.397]

На рис. 6.5.5 приведен спектр обтекания конуса при нулевом угле атаки и некоторой интенсивности вду-ва. Из рисунка видно, что скачки уплотнения почти прямолинейны. Это подтверждает предположение о конической форме разделяющей поверхности тока. [c.415]

Графики на рис. 6.5.6 показывают изменение углов наклона конического скачка (а) и разделяющей поверхности тока (б) в зависимости от интенсивности вдува. Угол наклона скачка 0 с определялся по фотографиям, а угол А0 между разделяющей поверхностью и конусом рассчитывался по теории конических течений для экспериментальных значений Моо и 0 с. [c.415]

В качестве примера течения со сложной волновой структурой рассмотрим течение газа в коническом сопле. Контур такого сопла состоит из сопряженных отрезков прямых и дуг окружностей (рис. 6.1). Вследствие разрыва кривизны в точке А сопряжения дуги окружности с прямой в сверхзвуковой области возникает висячий скачок, который может многократно отражаться от оси и стенки сопла. [c.146]

Отсюда ясно, что при увеличении числа Маха полета потери растут очень сильно. Для того чтобы избежать таких больших потерь, диффузор делают с передним острым краем и центральным коническим телом, перед которым возникают косые скачки уплотнения (см. схемы на рис. 47). [c.97]

Трубы стальные Резьба коническая по ГОСТ 6111 -52 Резьба метриче- ская d Й1 (пред. ОТКЛ. no A ) Й2 (Пред. ОТКЛ. по A,) dj (пред. ОТКЛ. по i н h Л. Si Масса, кг [c.285]

На рис. 9. 7 внизу показаны схемы входных устройств с частично изэнтропическим сжатием. Как видно, при обтекании сверхзвуковым потоком специально спрофилированных участков центрального тела или стенок внутреннего канала образуется слабый косой (конический) скачок и за ним серия волн сжатия (они на рис. 9. 7 показаны штриховыми линиями). В волнах сжатия волновые потери отсутствуют, что позволяет затормозить сверхзвуковой поток с малыми обш,ими потерями полного давления. [c.261]

У осесимметричных входных устройств поверхность торможения получают обычно сопряжением нескольких конических поверхностей, образующих в совокупности ступенчатый конус (рис-9.8,6). Скачки уплотнения в этом случае возникают в местах излома образующей ступенчатого конуса. Внутренний канал в сверх- [c.261]

В действительности в сопле создается не прямой скачок, а сложная система косых или криволинейных скачков. Большое значение при этом имеет форма расширяющейся части сопла. При небольших углах расширяющейся части конического сопла возникают слабо криволинейные скачки, близкие по форме к прямым. Около стенок сопла происходит разветвление криволинейного скачка. При больших углах Ус форма скачков в расширяющейся части заметно меняется. Форма и положение скачка в расширяющейся части зависят также и от параметра / . Опыты показывают, что практически всегда скачки вызывают отрыв пограничного слоя в сопле. [c.236]

Взаимодействие ударных поляр в плоскостях, нормальных коническим лучам, проходящим через тройные точки маховской конфигурации ударных волн, полученные в численном решении, при а > 15° качественно изображено на рис. 4. Анализ показал, что величины давления за внутренним скачком (точка К1) и за головным скачком на оси симметрии (точка К2) практически совпадают соответственно с максимальными значениями давления на внешней и основной полярах. Следовательно, в подобных случаях по расчету взаимодействия удар- [c.656]

На рис. 105 показан вход в камеру реактивного двигателя с иглой , разбивающей головную волну на косые конические (см. далее 72) скачки. Напомним, что той же цели служил сверхзвуковой диффузор, теория которого была изложена в 31. [c.242]

Наличие потенциалов продольного и поперечного обтекания позволяет путем простого сложения решений получить обтекание тонкого тела при любом угле атаки а, а затем и вычислить коэффициенты подъемной силы и сопротивления. Опуская вычисления ), укажем лишь, что коэффициент подъемной силы оказывается равным Су = 2а, а к коэффициенту сопротивления в продольном обтекании, который может быть вычислен по (171), от поперечного обтекания присоединяется еще член i = называемый коэффициентом индуктивного сопротивления. Эти результаты, выражающие независимость коэффициентов с,, и j. от формы тела, имеют весьма приближенный характер и не могут конкурировать с более точными теориями, отличающимися от только что изложенной теории Кармана в первую очередь тем, что в них принимается во внимание наличие головной ударной волны на носовой части тела, а в случае тела вращения с заостренным носком — наличие конического присоединенного скачка уплотнения (см. далее 72). [c.332]

Особенность метода характеристик состоит в том, что его реализация связана с широким и непосредственным использованием многих важных понятий и определений газовой динамики, таких, как скачки уплотнения, линии возмущения (волны Маха), одномерные или конические течения, изэнтропические (безвихревые) или неизэнтропические (вихревые) потоки газа. [c.138]

На рис. 10.1 изображена яблоковидная кривая — геометрическое место концов векторов скорости / конического течения непосредственно на обтекаемом конусе. Здесь же показаны годографы скорости 7, 2, 3 — геометрические места концов векторов скорости в возмущенной области течения между обтекаемой поверхностью и скачками уплотнения для трех конусов с углами при вершине РкТ- Рк2. Ркз-Проанализировав рисунок, укажите характерные особенности этих трех течений. [c.475]

ОА (рис. 10.22). Если бы конус был бесконечной длины, то скачок продолжался бы за точку А также в виде прямой. Однако конечные размеры конуса — причина искривления скачка начиная с точки А. Это происходит потому, что угловые точки В и С конуса (вернее, каждая точка, лежащая на окружности основания конуса) являются источ)1иками малых возмущений, которые, распросчраняясь в коническом потоке, достигают скачка уплотнения в точках А, А. ...А . Внутри угла, огра- [c.488]

Вследствие большей интенсивности скачка перед клином давление торможения за ним /7,)кл меньше, чем за коническим скачком т, е. рокл < Рок- Приведя выражения для давления [15] [c.507]

Примерное протекание напряжений Oi(z) и 02(1) показано иа рис. 16.25, б, в. В месте перехода от цилиндрическо части сосуда к конической имеется скачок напряжений. Кроме того, в месте перехода возникает моментное напряженное состояние, и потому переходные зоны в оболочках подкрепляются кольцевыми поясами. [c.546]

Далее необходимо определить форму и положение скачка конденсации в расширяющейся части сопла. Опираясь на опытные данные (см. гл. 6), 2ложно утверждать, что до некоторого минимального перегрева Яп-мин за горлом устойчиво существует система двух косых скачков конденсации (в осесимметричном сопле — конический скачок конденсации). Система замыкается двумя волнами разрежения (рис. 8-10). Начиная от точек выхода индуцированных конденсационными скачками волн Маха на стенки сопла (точки /л и т ), необходимо строить участки mN, rtiiNi, NL и N L стенок так, чтобы отраженные волны были частично или полностью погашены. Тогда за точками L я L течение будет равномерным. [c.223]

Обсуждается положение точки Ферри на наветренной стороне У-образного крыла при его симметричном обтекании сверхзвуковым потоком газа. Установлено, что в зависимости от режима обтекания точка Ферри может располагаться как в точке излома поперечного контура У-образного крыла, так и всплывать от поверхности крыла к головной ударной волне в плоскости симметрии течения. Показано, что перестройка структуры конического течения обусловлена при наличии маховской конфигурации ударных волн меныпими потерями полного давления на сфере для линий тока, прогнедгних систему косой-прямой скачки уплотнения в окрестности стенки У-образного крыла, чем для линий тока, прогнедгних мостообразный скачок. [c.654]

Наличие таких режимов обтекания У-образных крыльев свидетельствует о том, что в коническом течении на сфере имеет место аналогия с плоскими сверхзвуковыми течениями газа [8], в которых потери полного давления в прямом скачке превыгпают потери полного давления в системе косой-прямой скачки. Заметим, что в расчетах всплывание точки Ферри наблюдается тогда, когда числа Маха не-возмугценного потока, нормального к коническому лучу, проходягце-му через тройную точку Т маховской конфигурации ударных волн, Мп 1.5. Именно при таких числах М аха согласно данным [8] коэффициент восстановления полного давления в системе косой-прямой скачки превыгпает коэффициент восстановления полного давления в прямом скачке. [c.657]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...