Угол наклона косого скачка уплотнения

Известны угол наклона косого скачка уплотнения 0с = 55°, угол поворота потока за этим скачком Рс = 45°, а также высота полета Я = 10 км. Определите число Мх перед скачком, а также соответствующие параметры непосредственно за ним. [c.106]

Уравнение (14-68) дает угол наклона косого скачка уплотнения при заданном угле 0 и начальном числе Маха Mai. Из графика (рис. 14-29), построенного по уравнению (14-68), видно, что при заданных начальном числе Маха и угле поворота стенки существуют два возможных угла Ps- При меньшем значении р,, течение за косым скачком уплотнения обычно остается сверхзвуковым. При большем угле течение за таким скачком дозвуковое. [c.371]

Скачок уплотнения, фронт которого не перпендикулярен к потоку, называется косым скачком (рис. 12.2). Он имеет место, например, при обтекании сверхзвуковым потоком газа клиновидного тела. На рис. 12.2 в - угол раствора обтекаемого клина 0 - угол наклона косого скачка. В косом скачке тангенциальная к фронту скачка составляющая скорости остается неизменной [c.185]

При предельном переходе к бесконечно-малым уплотнениям газа косой скачок уплотнения вырождается в волну возмущения, угол наклона которой а к направлению потока называется углом возмущения и определяется формулой [c.695]

График этого уравнения показан на рис. 10.3 для случая =1,4 (воздух). Из рис. 10.1 видно, что ih i = i i sin 3, следовательно, Aii = Mj sin 3, где р — угол между направлением скорости до скачка и плоскостью скачка. Уравнение (10.11) и график на рис. 10. 3 показывают, что коэффициент восстановления давления тем меньше, чем больше скорость набегающего потока и чем больше угол наклона скачка. Наибольшие потери давления возникают в прямом скачке, когда р = 90°. Торможение потока в косом скачке уплотнения (р< 90°) сопровождается меньшими потерями давления. Напомним, что при изоэнтропическом торможении потери давления отсутствуют. [c.202]

При несвободном взаимодействии [1,2] структура области отрыва и сопутствующая конфигурация ударных волн сохраняют основные черты, характерные для свободного взаимодействия [3-5]. Но угол наклона скачка уплотнения над областью отрыва, величина "плато" давления и градиенты параметров в передней части отрывной области значительно выше. Ограниченные экспериментальные данные указывали также, что фундаментальное свойство отрывных течений турбулентного пограничного слоя -совпадение величин давления плато и давления за косым скачком уплотнения над областью отрыва - сохраняется и при несвободном взаимодействии. [c.57]

У.19. Найти параметры газа за присоединенным косым скачком уплотнения (рг/рь р2/рь 012 1 2/ 1 М2 Уг/ О, а также угол его наклона 0с, если заданы угол клина Рс=30°, число Маха М1 = 5 и показатель адиабаты к=, 2. [c.379]

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]

Принципиальная схема плоскопараллельного диффузора с двумя скачками уплотнения изображена на фиг. 139. 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 фиг. 36. Наличие клина не нарушает внешнего обтекания диффузора, если расстояние ОС выбрано из условия встречи фронта скачка О А с кромкой входного отверстия. [c.303]

Таким образом, угол при вершине звуковой волны равен углу наклона бесконечна слабого скачка уплотнения, возникающего при стремлении угла скоса потока ш к нулю. При увеличении угла скоса потока угол наклона скачка растет, пока, наконец, при некотором предельном значении скоса потока пред не достигнет предельной величины ( пред (см. фиг. 38). При дальнейшем росте ш косой скачок внезапно переходит в прямой. [c.69]

Определив параметры потока в этой области течения (помеченной буквой А на рис. 6.8), следует затем переходить к расчету потока в области В. В этой области поток расширяется не в простых волнах Маха, поэтому для расчета параметров течения необходимо использовать метод характеристик. Расчет течения во всей области В позволяет определить угол потока и число Маха по обе стороны выходной кромки. По этим данным затем из соотношений для скачков уплотнения определяются углы наклона двух косых скачков, присоединенных к выходной кромке (в работе [6.44] предполагается, что выходная кромка бесконечно тонкая). [c.185]

В рамках проведенного исследования было обнаружено влияние числа Рейнольдса на интенсивность и угол наклона косых скачков уплотнения. Характер зависимости Pi и ра1р от начального перегрева и влажности при меньших числах Re качественно сохраняется (рис. 7-11). По мере снижения Re эффективное сечение расши- [c.191]

Нижняя поверхность. Параметры диссоциирующего газа на нижней поверхности такие, как за косым скачком уплотнения, вызванным поворотом потока на угол Рс = а = 0,35 рад = 20°. Такой поворот потока Моо = 3,846 в случае недиссоции-рованного газа вызывает (см. график на рис. I1I.1 [12]) наклон скачка на угол 6с = 33°. Соответствующий угол скачка в диссоциирующем потоке меньше. Примем его величину в первом приближении, равной 30°. Затем подсчитываем (см. решение задачи 4.59) А= 0,6946 рн/роо = 4,041 рн = (Рн/Роо)/ <х. = 3960 Па г = = 11,68-10 м2/с . [c.210]

Изменение углов наклона косых скачков (одного или нескольких) позволяет при заданном числе М полета изменять расход воздуха через систему скачков уплотнения при сохранении неизменного расположения замыкающего скачка вблизи плоскости входа. Например, при уменьшении угла Ра коэффициент расхода увеличивается (по сравнению с фрасп нерегулируемого воздухозаборника). Это видно из схемы на рис. 9.32. Одновременно увеличивается площадь горла воздухозаборника. Если при уменьшении числа М полета уменьшить угол р2, то это и обеспечит как раз требуемое изменение коэффициента расхода и площади горла (их увеличение) для согласования совместной работы воздухозаборника и двигателя. [c.297]

Рассмотрим движение сверхзвукового потока в канале, изображенном на рис. 5.21. Если угол отклонения стенки б < б ,ах при заданном (что устанавливается с помощью диаграммы ударных поляр), то в месте перелома стенки образуется косой скачок уплотнения. Угол наклона скачка и скорость Х.2 находятся по соответствующей ударной поляре. В точке В возникнет отраженный скачок ВС, в котором поток повернет на угол б в обратиукг сторону так, что скорость будет параллельна нижней стенке. На рис. 5.21 изображен вариант, для которого угол поворота [c.119]

Таким образом, если при заданных пределах изменения статического давления увеличивать число косых скачков уплотнения рис. 5.16,6) путем увеличения последовательных поворотов стенки, то торможение потока будет более плавным, а суммарные относительные потери кинетической энергии будут уменьшаться. Если при этом каким-либо способом погасить скачок KF, то можно осуществить ступенчатое торможение сверхзвукового пото-к а. Обычно за последним косым скачком располагается прямой скачок, в котором происходит переход к дозвуковой скорости. При этом необходимо определить угол наклона первого скачка (или угол Й), при котором суммарная диссипация энергии минимальна. Расчет выполняется по диаграммам скачков (см. приложение). [c.136]

Для косого скачка уплотнения, возникающего в диссоциирующем и ионизирующем газе, неизвестных параметров девять давление Рг. плотность рг, температура 7 , скорость Уг, энтальпия 2, энтропия скорость звука яь средний молекулярный вес цсрз, угол наклона скачка 0о (или угол отклонения потока Ре)- Следова-тельно, необходимо составить систему из девяти уравнений. Известными в этих уравнениях будут пара.четры до скачка уплотнения давление р, плотность р , скорость У1 и т. д. Вместо скорости Уг после скачка можно определить ее составляющие по нормали Уп2 и по касательной к скачку У - При этом число необходимых уравнений увеличится до десяти. Эта система уравнений будет включать основные уравнения газодинамики (движения, неразрывности, энергии и состояния), ряд кинематических соотношений для скоростей, а также термодинамических зависимостей, характеризующих свойства газа. Рассмотрим каждое уравнение этой системы. [c.155]

Из теории плоского косого скачка находят угол его наклона, обеспечивающий заданный перепад давлений. Затем определяю необходимый угол наклона образующей обтекаемого конуса из условия равенства углов наклона плоского скачка уплотнении и наклона образующей конического фронта уплотнения. Для того чтобы правильно рассчитать характеристики ударной волны от последующей ступени диффузора, необходимо определить параметры состояния потока в межскачковом пространстве. В отличие от скачка первой ступени диффузора скачки уплотнения от второй и последующих его ступеней вследствие малой кривизны их боковых поверхностей можно рассчитывать на основе теории плоскопараллельного потока. Иными словами, угол наклона образующей второй и последующих ступеней диффузора принимают равным углу наклона плоского клина. [c.19]

При "несвободном" взаимодействии по-прежнему имеет место указанное выше свойство отрывных течений - совпадение величин давления за косым скачком уплотнения над областью развитого отрыва и "плато" давления, но с другими уровнями давления [1-3]. Угол наклона 0 косого скачка уплотнения над областью отрьша при М = 3.04 и е° е (36,46) (фиг. 1) вычисляется в соответствии с соотношениями [c.68]

Если носовая часть тела сильно заострена, то при достаточно большой скорости потока образуются присоединенные косые головные скачки уплотнения (рис. 1.08). Набегая на клиновидное тело (рис. 1.16), поток за головным скачком, отклоняясь, направляется вдоль noBepxHO Teii тела. При этом, как показывают расчеты, угол <р получается больше угла Маха Фсл примерно на величину угла наклона поверхности 8, т. е. З — фсл- [c.29]

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]

Рас. ет обтекання нижней стороны профиля (рис, 7.5.2) начинается с определения параметров газа в точке О — непосредственно за скачком уплотнения. Для этой цели прн помощи формулы (4.3.25) вычисляется по значениям М =М и Рг = - -1-Рав угол наклона скачка Осо. Число Мов=Мг в точке О находится из (4.3 19) или (4.3,19 ). Можно принять, что это число будет сохраняться постоянным 8 весьма малой окрестности около точки О на участке контура в виде зл мента прямой ОО. Этому участку соответствует прямолинейный элемент О/ косого скачка. Его д.1ина определяется как расстояние от точки О до точки J. которая лежит иа пересечении скачка с характеристикой первого семейства выходящей из точки О [c.272]

Расчет коэффициента восстановления давления в системе скачков от при заданных числе Мн полета и значениях Рг рассмотрим вначале для случая обтекания ступенчатого клина плоского четырехскачкового (три косых + прям й) диффузора. По приведенным ниже зависимостям из теории двухмерного потока для плоского скачка уплотнения по Мн и Р1 находятся угол наклона первого косого скачка а1 и основные параметры потока (рь М1) за первым скачком, отнесенные к соответствующим параметрам невозмущенного потока [c.70]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...