Скачок конический уплотнения

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]

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]

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]

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]

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]

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]

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]

Конический скачок уплотнения [c.340]

В отличие от плоского косого скачка, в котором направление вектора скорости непосредственно за скачком уплотнения было известно — оно совпадало с направлением щеки клина,— в случае конического скачка такое упрощающее решение задачи условие уже не имеет места, оно должно быть [c.341]

Аналогично определялись параметры в области справа от точки С. Первая внешняя программа позволяла определить газодинамические функции между поверхностью гладкого контура, продолженного вправо за точку С, и поверхностью головной ударной волны. Одновременно с этим по внутренней программе проводился расчет параметров течения в области между коническим стабилизатором и присоединенным скачком уплотнения СК. Параметры набегающего потока перед присоединенной ударной волной определяются квадратичной интерполяцией по результатам расчетов по внешней программе. Вопросы, связанные со взаимодействием головной и внутренней ударных волн и расчетом течения за поверхностью их пересечения, не рассматриваются. [c.77]

Очевидно, что с уменьшением угла Р потери в скачке снижаются, а в случае прямого скачка они оказываются максимальными. При этом потери сильно увеличиваются с увеличением безразмерной скорости перед скачком, поэтому в аэродинамике больших скоростей при появлении интенсивных плоских скачков стараются обеспечить торможение с помощью одного или нескольких косых скачков, обладающих меньшими потерями. Исходя из этих соображений, В. П. Куркин [31] предложил газоструйный излучатель, в котором плоский скачок уплотнения заменен косым. Для преобразования плоского скачка в косой в осесимметричном потоке обычно используется конус с углом 20 при вершине, поэтому излучатель с косым скачком уплотнения по своей конструкции отличается от обычного свистка Гартмана лишь введением струи конического препятствия по оси (рис. 39). [c.57]

На самом деле от звукового хлопка страдают люди, оставшиеся на земле. Когда твердое тело движется в воздухе, непосредственно впереди этого тела возникает повышенное давление. При скорости тела, меньшей скорости звука, это давление остается малым и только дает начало звуковым волнам, отходящим от тела (рис. 28). Но если скорость тела относительно окружающего воздуха больше скорости звука, звуковые волны не успевают отходить от тела и давление накапливается впереди тела, образуя скачок уплотнения (ударная волна) конической формы. Конус расширяется, и ударная волна в конце концов достигает [c.123]

Отсоединенный скачок уплотнения перед тупым телом (фиг. 48, а), может изменить свою форму, если перед таким телом установить тонкую иглу. Скачок уплотнения становится косым и присоединенным к носку иглы (фиг. 48, б). Между косым скачком уплотнения и иглой возникает отрывное течение клинообразного или конического типа в зависимости от того, является затупленное тело двумерным или осесимметричным [51]. [c.58]

В случае почти установившегося конического течения при отрыве на изломе поверхности иглы или в какой-либо другой точке ее поверхности угол конической области отрыва при М = 1,96 возрастает с ростом угла конического скачка уплотнения (фиг. 37), причем измеренные значения согласуются с теоретическими, приведенными в таблице Копала [57], хотя измеренные значения [c.229]

Фиг. 37. Соотношение между углом конического скачка уплотнения и углом конической области отрыва [46].

Интересно отметить, что все границы на фиг. 49 сходятся ж значению угла отхода конического скачка уплотнения. Пульсирующее течение возникает при углах конуса, больших, чем [c.240]

С углом при вершине, меньшим 30°, это приращение давления не достаточно велико, чтобы вызвать отрыв. Таким образом, при обтекании тонких тел не следует ожидать отрыва потока. В случае В вязкий слой присоединяется на конической поверхности тела. При установившемся отрывном течении интенсивность скачка уплотнения, требуемая для поддержания этого течения, намного меньше требуемой для первоначального отрыва. Таким образом, точка отрыва перемещается вверх по потоку, а угол отрыва уменьшается до тех пор, пока не будут достигнуты условия равновесия между ростом давления и способностью пограничного слоя противостоять ему. Равновесие при отрыве не зави- [c.241]

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]

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]

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]

Основной особенностью сверхзвукового обтекания заостренных тел вращения является образование вблизи лобовой части тела поверхности разрыва, при известных условиях имеющей форму присоединенного конического скачка уплотнения. Как об этом можно заключить из рис. 144, представляющего картины плоского (слева) обтекания клина и пространственного (справа) обтекания конуса, течение газа за коническим скачком принципиально отли- чается от течения за плоским скачком уплотнения тем, что в случае пространственного растекания газа линии тока криволинейны. [c.340]

В данной заметке рассматривается случай L = —AD. Оказывается, что в этом случае функция Ф X = 0) дает решение Буземана [4] для течения сжатия в осесимметричном сопле, когда однородный поток после прохождения конической поверхности слабого разрыва сжимается, а затем, пройдя через конический скачок уплотнения, снова переходит в однородный прямолинейный поток. Покажем, что, выбирая специальным образом функцию X, можно получить некоторые обобщения этого решения. Уравнение для X при этом будет гиперболического типа, а поверхности слабого разрыва (г = О, Ф = onst) будет соответствовать линия параболичности (1.2). Для удобства будем в дальнейшем полагать г О, А" < 0. [c.135]

Интересно отметить, что излучатель с косым скачком уплотнения может работать при очень низких перепадах давления, в частности модель Куркина испытывалась при = ати. Наши измерения, проведенные на несколько видоизмененной конструкции излучателя (ГСИ-1), показанной на рис. 42, в которой эллиптический корпус заменен круглым и использована система для естественного выброса отработанного газа (об этом подробно см. в гл. 6), показали, что изменение излучендя в зависимости от давления воздуха не является линейной функцией. На рис. 43 приведена запись величины звукового давления по оси излучения при медленном изменении давления Ро в сопле. Выборочные измерения мощности излучения для нескольких значений Р показали, что устойчивое излучение начинается при 0,6 ати, т. е. при давлении ниже критического. Границей между двумя режимами генерации, соответствующими околозвуковому и сверхзвуковому течениям, служит давление 1,5 ати, причем эта граница в зависимости от настройки несколько смещается. При работе излучателя во второй области генерации, например при Р = 2,5 ати, акустическая мощность приблизительно в пять раз больше, чем при Р(,=0,д ати, но к.п.д. излучателя немного выше при втором режиме работы. Начало генерации в излучателе ГСИ-1 (разработанном в сотрудничестве с Научно-исследовательским технологическим институтом) при перемещении рассекателя соответствовало полностью введенному в сопло рассекателю, т. е. когда излучатель работал в режиме стержневого свистка. Здесь следует отметить общность процессов, происходящих в излучателях с коническим рассекателем и со стержнем (об этом см. в гл. 5). Стержень в излучателе, по-видимому, можно представить как своеобразный вырожденный конус с углом 0 = 0°. [c.62]

Аренс, Спиглер, Отрыв потока в перерасширепных ракетных соплах с коническим сверхзвуковым участком при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем. Ракетная техника и космонавтика, Xs 3 (1963). [c.290]

Характеристики потока можно изменить путем изменения длины и диаметра иглы. При использовании короткой иглы поток отрывается на ее конце. Отрыв этого типа называется концевым . При использовании длинной иглы точка отрыва смещается вниз по потоку к излому поверхности иглы и остается там при дальнейшем изменении длины в некотором интервале значений. Отрыв такого типа называется затянутым отрывом . Для простоты рассмотрим характеристики потока при нулевом угле атаки, т. е. при наличии сопротивления и отсутствии подъемной силы. С увеличением длины иглы угол отрыва уменьшается. Соответственно уменьшается и сопротивление. Это продолжается до тех пор, пока точка отрыва не начнет перемещаться вдоль иглы, что приводит к возрастанию угла отрыва и, следовательно, сопротивления. Нетрудно понять, что существует некоторая длина иглы, при которой сопротивление становится минимальным. Хант [481 назвал ев критической. Мы будем называть эту длину критической длиной, соответствующей минимуму сопротивления . Далее можно допустить, что при некотором значении длины иглы происходит скачкообразное перемещение точки отрыва с конца иглы в точку, соответствующую затянутому отрыву, или наоборот. Эта длина также была названа критической в работах [50, 51]. Здесь и в дальнейшем такая критическая длина будет называться критической длиной, соответствующей скачкообразному перемещению точки отрыва . При такой критической длине иглы случайным образом возникают отрывы потока обоих типов (концевой и затянутый отрывы), поэтому такое явление было названо неоднозначностью течения 152]. Критическая длина, соответствующая минимуму сопротивления, получена для наиболее длинной, конически заостренной иглы, когда отрыв происходит на конце конического заострения. С увеличением длины иглы точка отрыва не остается фиксированной, однако она устанавливается в некотором смещенном положении. Такое смещение точки отрыва сопровождается изменением формы скачка уплотнения с соответствующей деформацией области отрыва [53]. Если оторвавшийся [c.221]

Скачок уплотнения всегда начинается вблизи иалона поверхности. Фоторегистрацня при М = 10 позволила установить, что в зависимости от длины иглы и угла конуса в случае цилиндра с конической носовой частью и выступающей иглой существуют пять различных режимов течения (фиг. 49). [c.240]

Что касается тупоносых полуконусов, треугольной пластины со скругленной вершиной и эллиптического цилиндра, то мы не имеем сведений о течении в подветренной области этих тел, а следовательно, не можем утверждать, что и для них определяющими являются внутренние скачки уплотнения. Отметим, однако, что расчетным путем обнаружено наличие внутренних скачков вследствие разрыва кривизны при переходе от сферического затупления к конической поверхности [14], но влияние этого разрыва слабее, чем в случае острых кромок. Возможно, что результаты работы [19, 20] обусловлены ослаблением или устранением внутренних скачков. [c.289]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...