Скачок уплотнения волна 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]

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]

При стоячей ударной волне для анализа прямого скачка уплотнения используется такая же система уравнений, как и при одномерном течении в сопле с распреде.дением частиц по размерам, за исключением уравнения неразрывности, которое заменяется соотношением [c.336]

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]

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]

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]

Скачок уплотнения прямой 447 Скорость волны гидравлического удара 212 [c.458]

На рис. 4.12 показана схема отсоединенного криволинейного скачка уплотнения. Каков характер изменения угла наклона рс вектора скорости вдоль скачка в направлении от точки А (прямой скачок) до точки В (волна Маха) [c.104]

К —на участке прямого скачка уплотнения L — в месте максимального угла его наклона N — на волне Маха [c.104]

Скорость летательного аппарата относительно частиц воздуха, через которые прошла ударная волна, такая же, как за прямым скачком уплотнения У ), при условии, что набегающий поток движется со скоростью летательного аппарата. Скорость определяется по формуле [c.110]

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]

УДАРНАЯ ВОЛНА. ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ [c.301]

Ударная волна. Прямой скачок уплотнения [c.301]

Рассмотрим сначала случай распространения волны сжатия в одномерном потоке скачок уплотнения называется в таком случае прямым. [c.301]

Рис. 2.31. Фронт ударной волны перед телом, движущимся со сверхзвуковой скоростью. Прямой скачок уплотнения

При переходе газа через ударную волну энтальпия торможения сохраняется неизменной, хотя температура газа может меняться во много раз. Параметры за прямым скачком уплотнения связаны с характеристиками набегающего потока следующими соотнощениями [c.33]

Отклонение потока от первоначального направления при обтекании тела с 6 > 0л не может произойти путем скачка уплотнения, исходящего из носовой точки О тела, а этот скачок будет находиться впереди носовой части тела, на некотором расстоянии от точки О. При этом скачок уплотнения (ударная волна) представляет собой не прямую, а кривую линию, вдоль которой местный [c.525]

Вдоль этой ударной волны, вообще говоря, существуют состояния, соответствующие всем точкам верхней части петли ударной поляры. Физическую реальность имеют только точки, находящиеся на дуге Точка А соответствует прямому скачку уплотнения. После скачка уплотнения в окрестности носовой точки всегда образуется некоторая дозвуковая область. [c.525]

Этот тип ударной волны отнесен к нормальной ударной волне или к так называемому прямому скачку уплотнения. [c.26]

В лаборатории турбомашин МЭИ введены в эксплуатацию различные стенды влажного пара, ориентированные на экспериментальное изучение следующих основных задач I) механизма конденсации в равновесных и неравновесных течениях влажного пара при больших скоростях и, в частности, скачковой конденсации 2) механизма и скорости распространения возмущений в двухфазной среде и условий перехода через скорость звука 3) основных свойств дозвуковых и сверхзвуковых течений в каналах различной формы с подробным изучением волн разрежения и скачков уплотнения в эту группу включаются исследования основных энергетических и расходных характеристик сопл, диффузоров и других каналов 4) двухфазного пограничного слоя и пленок, образующихся на поверхностях различных форм 5) течений влажного пара в решетках турбин (плоских, прямых и кольцевых) с подробным изучением структуры потока, углов выхода, коэффициентов расхода и потерь энергии 6) структуры потока и потерь энергии в турбинных ступенях, работающих на влажном паре, с подробным изучением оптимальных условий сепарации влаги из проточной части и явлений эрозии. [c.388]

Явление разрывного (скачкообразного) изменения параметров газового потока при переходе через некоторую поверхность называется ударной волной. Если поверхность разрыва представляет собой неподвижную плоскость, нормальную к скорости равномерного потока газа, то такое явление называется прямым скачком уплотнения. Скачки уплотнения могут возникать только в сверхзвуковом потоке газа, они сопровождаются уменьшением скорости и возрастанием давления, плотности и темпера- [c.63]

В сверхзвуковых газовых потоках (М > 1) перед трубкой образуется отошедшая ударная волна, фронт которой перед приемным отверстием можно рассматривать как прямой скачок уплотнения (см. п. 1.11.4). Для определения чисел М используется соотношение [c.383]

Неподвижную ударную волну, плоскость которой перпендикулярна к направлению потока, будем называть прямым скачком уплотнения. Невозмущенный газ в новом рассмотрении уже не неподвижен, а подходит к скачку уплотнения слева направо (рис. 36) со скоростью == 0, а за скачком движется со скоростью Уа = 0 — У при этом, очевидно, У > давление, плотность и температура в этой галилеевой системе сохраняют свои прежние значения. Условимся в дальнейшем обозначать индексом 1 величины перед скачком, индексом 2 — после скачка. [c.124]

Среди всевозможных течений в сверхзвуковом диффузоре выделим два основных предельных случая. В первом из них набегающий сверхзвуковой поток переходит в дозвуковой еще до входа в диффузор, пройдя сквозь отсоединенную ударную волну (см. далее гл. VI, 52) или через скачок уплотнения, сидящий во входном сечении диффузора. Поскольку поток за прямым скачком всегда дозвуковой, то в этом случае сверхзвуковой диффузор работает как дозвуковой. Положение скачка при этом не является устойчивым по отношению к малым возмущениям потока и рассматривается лишь как удобный образ для противопоставления его второму, оптимальному с точки зрения решения задачи о восстановлении давления случаю, когда скачок уплотнения, пройдя сквозь сужающийся участок (/, II), займет положение в сечении II) или в непосредственной близости за этим сечением. [c.138]

Интегрирование уравнений динамики вязкого газа представляет значительные математические трудности. Простейшим примером такого интегрирования является решение одномерной задачи о переходе безграничного сверхзвукового потока в дозвуковой. Этот переходный процесс протекает в тонкой, но конечной по величине области, которая должна при более глубоком рассмотрении явления заменить принятую в динамике идеального газа упрощенную схему прямого скачка уплотнения или ударной волны, представляющих плоскости разрыва динамических и термодинамических характеристик потока. Как сейчас будет показано, размеры этой переходной области очень малы и, во всяком случае, сравнимы с длиной свободного пробега молекулы. [c.642]

Ударную волну, фронт которой сохраняет постоянное положе ние относительно движущегося в воздухе тела, называют скачком уплотнения. На рис. 1.07 показан прямой скачок уплотнения фронт ударной волны перпендикулярен к направлению движения тела. [c.20]

Но если перед самым телом и образовался прямой скачок уплотнения, то по мере удаления в стороны (вверх, вниз, вправо, влево) ударная волна ослабевает и ее фронт все более и более отклоняется назад, т. е. скачок становится все более косым (рис. 1.09). [c.22]

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]

Это утверждение имеет общий характер и не связано с предполагаемой в (122,1—2) полнтропностью газа (и даже с его термодинамической идеальностью). Действительно, при наличии ударной волны энтропия газа в точке О So > S), между тем как в ее отсутствие энтропия была бы равна Si. Тепловая же функция в обоих случаях равна гг/,, = м,-f ц,/2, так как при пересечении линией тока прямого скачка уплотнения величина w а /2 не меняется. Но из термодинамического тождества dw — Т ds - dplp следует, что производная [c.640]

Далее рассчитываем параметры воздуха непосредственно за прямой частью ударной волны с учетом диссоциации. Для этого принимаем в первом приближении отношение скоростей за скачком уплотнения и перед ним V2IV00 = 0,15 (это отношение несколько меньше V /Vao = 0,17 за прямым скачком уплотнения без учета физикохимических превращений воздуха). По этому значению Уа/ оо определяем давление [c.704]

Изучение природы скачков давления представляет большой практический интерес. Различают прямые н косые скачки уплотнения. В и р я м о м скачке уплотнения угол между плоскостью ударной волны н направлением скорости газа до н после скачка прямой в к о с о м скачке у п л о т н е н и я этот угол отличается от прямого. Сжатие газа в скачке является процессом необратимым, протекающим с возрастанием энтропии, что всегда приводит к необратимым потерям энергии. Поэтому при проектировании реактивных двигателей, сверхзвуковых дис1зфузоров, газовых турбин и сверхзвуковых летательных аппаратов необходимо уметь определять состояние газа при течении сквозь скачок уплотнения. [c.245]

Прямой скачок уплотнения. Поверхность, при прохождении через которую давление, плотность, скорость и температура газа меняются скачком, называется ударной волной. Ударная волна, скорость распространения которой по частицам газа равнг ред ударной волной, называется скачком уплотнения. [c.522]

О тела, а этот скачок будет на.чодиться впереди носовой части тела, на некотором расстоянии от точки О. При этом скачок уплотнения (ударная волна) представляет собой не прямую, а кривую линию, вдоль которой местный угол jJ [c.696]

Рассмотрим теперь некоторые особенности течения воздуха через решетку рабочего колеса при Ma,i>l. Для большинства трансзвуковых ступеней характерно наличие дозвукового потока на выходе из колеса (Мш2<1), т. е. торможение потока в рабочем колесе с переходом через скорость звука. Типичная для этого случая схема течения воздуха в решетке колеса показана на рис. 2.44. Как известно, при обтекании сверхзвуковым потоком изолированного профиля, имеющего хотя бы незначительное скругление передней кромки, перед ним возникает криволинейный скачок уплотнения — головная волна. Аналогичная картина имеет место при обтекании свемзвуковым набегающим потоком компрессорной решетки рассматриваемого типа. Перед каждой лопаткой возникает головная волна AB . На участке АВ фронт волны почти перпендикулярен вектору скорости, т. е. этот участок можно рассматривать как прямой скачок уплотнения. На участке ВС скачок становится косым, интенсивность его ослабевает по мере удаления от вызвавшего его профиля и на некотором расстоянии оказывается исчезающе малой. В области, лежащей за прямым скачком, скорость становится дозвуковой и уменьшается до нуля в передней критической точке К. Затем на спинке профи- [c.95]

Рассмотрим более подробно обтекание решетки тонких телесных профилей сверхзвуковым потоком, когда нормальная составляющая скорости меньше скорости звука (рис. 5.33). На тонких передних кро.мках возникают косые скачки уплотнений, а на выпуклой поверхности лопаток — волны разрежения. Скачки н волны расположены перед фронтом н, следовательно, возмущают поток перед решеткой. Скачки уплотнения интерферируют с волнами разрежения, и возмущения затухают при отдалении от решетки, так как иначе поток не мог бы быть периодическим. Характеристики каждой волны разрежения интерферируют с соседними скачками уплотнения, и скачки вырождаются в волны сжатия. Следовательно, в каждой волне разрежения имеется одна характеристика, которая уходит в бесконечность перед решеткой, не пересекаясь со скачками (допустим характеристика АВ на рис. 5.33). При достаточно слабых скачках течение можно считать изоэнтропийным и тогда характеристика А В будет прямой. Поскольку вдоль прямой характеристики все параметры потока постоянны, то, очевидно, что значение скорости и угла натекания потока в бесконечности соответствует их значению на характеристике АВ. Этим объясняется так называемое направляющее свойство решетки в сверхзвуковом потоке заданной скорости потока в бесконечности ).i соответствует только один угол натекания Pi, при котором течение всюду сверхзвуковое н безотрывное. [c.130]

Ударная поляра — это кривая, представляющая собой геометрическое место точек — концов векторов скорости— за скачками уплотнения различной интенсивности (и формы). Каждая ударная поляра строится для определенной заданной скорости набегающего потока. Обратимся к предельным значениям V2 по уравнению (5.27). Легко видеть, что V2—0 при Ui= i и 2 i= . Первый случай соответствует бесскачковому процессу косой скачок уплотнения переходит в волну слабого возмущения (характеристику). Касательные к гипоциссоиде в точке Q расположены под углом ai=ar sin (1/Mi) к нормали, проведенной через точку Q. Значение ai фиксируется также проведением нормали к касательной из начала координат. Заметим, что точка Q является одновременно точкой диаграммы характеристик и ударная поляра здесь переходит в эпициклоиду. Угол косого скачка р, отвечающего точке Е , определяется проведением секущей Qfj и нормали к ней из точки О. Второй случай (u2 i= ) характеризует переход косого скачка в прямой, угол которого р=90°. Этот случай на гипоциссоиде характеризует точка Р. [c.129]

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]

Прямые скачки уплотнения в газах. Выше было показано, что непрерывное двил<ение сжимаемой жидкости, в котором удовлетворяются условия неразрывности и адиабатичности и уравнение количества движения для невязкой жидкости, является изэнтропическим. Замечено, однако, что при движении реальных жидкостей в трубах могут происходить резкие изменения давления, плотности, температуры и скорости, конечные по величине. Такие разрывы параметров течения, называемые ударными волнами, не могут быть объяснены IB рамках теории изэнтропичеокого движения. Рассмотрим одномерный контрольный объем, включающий в себя стационарный разрыв (скачок уплотнения), нормальный к направлению движения потока (рис. 14-23). Характеристики течения до скачка уплотнения обозначим индексом 1, а течения за скачком уплот- [c.363]

Прямые скачки уплотнения в капельных жидкостях. Так как капельные жидкости сжимаемы (хотя и в значительно меньшей степени, чем газы), то и в них могут возникать ударные волны. Эти волны могут образоваться при подводном взрыве, а в трубопроводе — при выходе из строя насоса ли при внезапном закрытии задвижки. В последнем случае явление, называемое гидравлическим ударом, я вляется эквивалентом прямой волны сжатия в газе. При бесконечно большом объеме жидкости или в случае абсолютно жестких стенок трубопровода скорость распространения малых возмущений давления с выражается через модуль о бъемной упругости жидкости Е-1, (см. табл. 1-2, 1-3 1-5) формулой (1-Юб) с= -Ев/р. Значения и р в капельных жидкостях очень мало меняются в широком диапазоне давлений, поэтому скорость распространения волны давления практически постоянна. При ударе в газе картина совсем [c.367]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...