Скачки уплотнения. Ударные волны

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]

СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ (ударная волна)—тонкий слой сильно сжатого (уплотненного) воздуха, в котором происходит резкое (скачком) изменение его параметров. [c.226]

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]

Пусть мы имеем прямой скачок уплотнения (ударную волну), лежащий в плоскости, параллельной плоскости х=0 и движущийся по направлению положительной оси Ох (рис. 57) со скоростью V. Как было пояснено в 19, скорость V больше скорости звука в спокойной среде (7>Са), в которую перемещается скачок уплотнения. Мы рассмотрим случай, когда навстречу этому скачку уплотнения распространяется плоская волна (из х=-Ьсо). Так как в скачке уплотнения имеет место скачок энтропии, то, рассматривая распространение звука в этих условиях, мы должны прибегнуть к общим уравнениям акустики неоднородной и движущейся среды (1.70), (1.71), (1.72) и (1.73). Эти уравнения для одномерной задачи, с которой мы как раз и имеем дело в нашем случае, гласят [c.194]

СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ. УДАРНЫЕ ВОЛНЫ [c.58]

Глава 12 СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ (УДАРНЫЕ ВОЛНЫ) [c.213]

Представляет интерес рассмотреть задачу об условии пересечения всех характеристик простой волны в одной точке (рис. 3. 4). В такой точке параметры жидкости (газа) претерпевают изменения от их невозмущенных значений до максимальных возмущенных, т. е. эта точка является координатой возникающего скачка уплотнения (ударной волны). Если x t, о) — уравнение характеристики, то условие.м [c.117]

При набегании сверхзвукового потока на тело образуется скачок уплотнения, ударная волна. До встречи с фронтом скачка уплотнения сверхзвуковой поток торможения со стороны препятствия не испытывает. Пройдя сквозь фронт скачка, поток мгновенно теряет скорость. Если воздушный поток встречается с препятствием под прямым углом, скачок называют прямым, а если не под прямым, то скачок называют косым скачком уплотнения. [c.76]

Дозвуковая зона — это такая зона скоростей, в которой вблизи летательного аппарата не возникает скоростей потока, равных скорости звука, т. е. скорости только дозвуковые. В этой зоне не появляется скачков уплотнения, ударных волн. [c.78]

При гиперзвуковом обтекании тонких тел скачки уплотнения и волны разряжения образуют малые углы с направлением набегающего потока, ввиду чего наблюдается резкое изменение параметров течения в поперечном к потоку направлении. Кроме того, поперечные составляющие возмущения скорости при переходе через ударные волны намного превосходят возмущение скорости в осевом направлении. [c.46]

Образователи ударных волн. Полет самолета со сверхзвуковой скоростью сопровождается своеобразным хлопком, который является следствием образования скачков уплотнения и волн разрежения перед носком фюзеляжа, фонарем кабины самолета, в местах стыка крыла и оперения с фюзеляжем. Основные мощные ударные волны образуются носовой частью самолета и крылом (они в полете первыми встречают частицы воздуха) и затем хвостовым оперением. Такие ударные волны называются соответственно головной и хвостовой (рис. 1.5, а). Промежуточные ударные волны или догоняют головную волну и сливаются с ней, или отстают и сливаются с хвостовой. [c.13]

Торможение сверхзвукового рабочего газа преградой открытого типа (см. рис. 1.3) сопровождается возникновением в струе пристеночного скачка уплотнения, который может быть как прямым, так и косым, присоединенным к поверхности тела или отошедшим от него. Прямой (центральный) скачок уплотнения располагается перед затупленной осесимметричной преградой или конусом с большим углом раствора Косой скачок отходит от наклонной плоскости (Ф 7 90 ) или присоединен к вершине острого конуса. В любом случае взаимодействие пристеночного скачка уплотнения с волнами в струе приводит к их интерференции и формированию затормаживающей системы волн. Важным элементом этой системы являются ударно-волновые структуры (УВС), которые образуются на линиях пересечения газодинамических разрывов. [c.21]

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]

В случае полета тела со сверхзвуковой скоростью Wa> ао) перед ним возникает ударная волна (скачок уплотнения), вызывающая значительное сопротивление. [c.114]

Если рассматриваемое тело представляет собой летательный аппарат, снабженный воздушно-реактивным двигателем, то в сверхзвуковой струе воздуха, которая тормозится при втекании в двигатель, также происходит скачок уплотнения. Принципиально можно представить себе и плавный переход сверхзвукового потока в дозвуковой, осуществляемый посредством специального обратного сопла, установленного на входе в двигатель. При этом не было бы потерь полного давления. Однако торможение сверхзвукового потока таким способом осуществить в полной мере не удается, в силу чего приходится мириться с существованием ударных волн и наличием соответствующего волнового сопротивления. [c.114]

С усилением скачка уплотнения, т. е. с увеличением скоро-гп распространения ударной волны, температура торможения /исходной смеси Т — Т резко возрастает согласно известному равенству (42) гл. I [c.221]

В уравнении (74) оба знака перед корнем отвечают реальным значениям приведенной скорости. Положительный знак соответствует детонационному горению ( i>l), т. е. скорости распространения ударной волны. Отрицательный знак отвечает распространению медленного горения. Следует заметить, что формула (74) также и при отрицательном знаке пригодна для детонации. В этом случае она связывает приведенную скорость непосредственно за фронтом скачка уплотнения (вместо Xi) с величиной [c.224]

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]

Если положительный угол атаки становится настолько большим, что превышает предельный угол поворота потока в косом скачке уплотнения для данного числа М1, то перед решеткой возникает криволинейная ударная волна. [c.85]

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]

Итак, скачок магнитной индукции в газовом потоке, пересекающем линии индукции, обязательно совместится со скачком уплотнения, т. е. мы имеем дело с магнитогазодинамической ударной волной. [c.231]

При обтекании тела без скачков уплотнения и отсоединенных ударных волн температура на внешней границе пограничного слоя принимается равной температуре газа в невозмущенном потоке. В противном случае под Тл надо понимать температуру газа за ударной волной или за скачком уплотнения. [c.384]

Скачки уплотнения, удовлетворяющие условиям (9.59), называют также ударными волнами. [c.316]

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]

Скачок уплотнения (ударная волна) распространяется по газу со сверхзвуковой скоростью, тем большей, чем больше интенсивность скачка, т, е. чем больше повышение давления в нём. При стремлении интенсивности скачка к нулю скорость его распространения приближается к скорости звука. Векторы скорости частицы газа до и после прохождения ею скачка уплотнения и нормаль к элементу скачка уплотнения, сквозь к-рый проходит частица, лежат в одной плоскости. При заданной скорости набегающего потока компоненты скорости газа за скачком в этой плоскости связаны соотношением, геом. интерпретацией к-рого является т, и. ударная поляра, пользуясь к-рой легко определить скорость газа после скачка, если известен угол поворота потока в скачке. [c.429]

Расчет косых скачков уплотнения (ударных волн) конечной силы можно провести аналогично указанным выше выводам. Однако, так как добавление скорости, параллельно волне, изменяет общую энтальпию начального потока, то величина отличается от значения, соответствующего уравнениям прямого сь ачка уплотнения, и ипте1шрстация этих уравнений становится болео сложной. Ввиду этого удобнее написать уравнения количества движения, неразрывности и энергии нопосред-ственпо для косого скачка уплотнения. [c.76]

С летящим телом, рассматривается установившееся движение газа с неподвижными скачками уплотнения — ударными волнами. В этих приложениях вместо теории, основанной на анализе адиабаты Гюгонио, исполь уется теория, основанная на рассматриваемых ниже соотношениях. [c.389]

И еш е. Па аппарате, созданном по концепции Аякс , будет осуш ествляться управление обтеканием поверхности аппарата за счет воздействия направленного излучения бортового лазера и внешнего электромагнитного поля летательного аппарата на пограничный слой и скачки уплотнения ударных волн. Это позволит суш ественно снизить силу сопротивления воздушной среды. [c.512]

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]

Рассмотрим некоторую точку N интегральной кривой, описывающей течение разрежения (рис. 3), и проведем через эту точку ударную поляру, для которой скорость ГК является начальной скоростью. Точка К в плоскости иу, соответствующая скорости газа за скачком уплотнения, должна лежать на пересечении ударной поляры с касательной к интегральной кривой в точке N. Действительно, из условия неразрывности области течения в плоскости ху следует, что направление скачка, определяемое как направление нормали к секущей ММ, должно совпадать с направлением нормали к интегральной кривой в точке А/". Так как Уп < а в точке М, то интегральная кривая, соответствующая течению за скачком уплотнения, обращена выпуклостью к оси и и должна выходить из точки М в направлении ММ. Эта кривая описывает течение сжатия и продолжается, как и кривые, выходящие из точек отрезка РГ детонационной поляры, до точки М", в которой 1/ = 0. Интенсивность скачка уплотнения, замыкающего волну эазрежения, уменьшается до нуля при приближении к точке 7, так как в этой точке ударная поляра касается интегральной кривой. Это следует из того, что ударная поляра и эпициклоида Уп = а имеют в этой точке общую касательную с интегральной кривой. По этой же причине интенсивность скачка уплотнения стремится к нулю и при приближении точки М к точке Ь, лежащей на оси и. Совокупность точек М", соответствующих всем положениям точки М в промежутке интегральной кривой, составляет участок КЬ яблоковидной кривой. [c.31]

Следует отметить, что в слабых ударных волнах, когда скорость волны меньше скорости звука, соответствующей замороженности части степеней свободы, скачок уплотнения в волне отсутствует и в газе с самого начала происходит постепенное возбуждение замедленной части теплоемкости (Я. Б. Зельдович, 1945, 1946). [c.217]

СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ (ударная в о л-н а) — характерная для сверхзвукового течения область, в к-рой происходит резкое увеличение давления, плотности и теми-ры и соответствующее уменьшение скорости течения газа. Для относительно низких темн-р, когда физико-химич. превращениями в газо можно пренебрегать, толщина С. у. имеет порядок средней длипы пробега молекул. Поэтому в большинстве задач газовой динамики толщиной С. у. пренебрегают. О физич. явлениях, происходящих в С. у., см. Ударная волна. [c.545]

Эти характеристики для сверхзвукового потока являются действительными, и для решения приведенных выше уравнений можно воспользоваться методом характеристик, предложенным Зауером [679]. Условия в околозвуковой области вблизи горла сопла получены путем экстраполяции метода Зауера. По-видимому, с учетом последних исследований, упомянутых в разд. 7.2 и 7.3, можно получить точное решение для этой области. Как и раньше, следует использовать квазинепрерывное представление среды с ограничением, согласно которому характеристики существуют только при М 2 > 1. Сверхзвуковые течения газа с частицами рассматриваются также в работах Крайбела [439], посвященной косому скачку уплотнения, и Моргенталера [553] об угле наклона ударной волны на клине, обтекаемом потоком газа с частицами. В работах [671, 678[ исследован метод характеристик в применении к двухфазному потоку. [c.344]

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]

ЛИ некоторую неподвижную поверхность, пересекая которую все элементарные струйки газа одновременно претерпевают скачкообразные изменения скорости движения, плотности, давления и температуры. По этой причине ударную волну называют также скачком уплотнения. Скачки уплотнения удобно на- блюдать в сверхзвуковых аэродинамических трубах при обтекании воздухом неподвижных твердых тел. [c.119]

ОСП симметрии переходпт в косой скачок, который на больп1их расстояниях вырождается в слабую волну. Такая же форма скачка уплотнения наблюдается нри сверхзвуковом обтекании тела, имеющего закругленную носовую часть (рис. 3.14). В криволинейной ударной волне реализуются полностью обе ветви крп- [c.135]

Ударная волна (скачок уплотнения), как известно, распространяется со сверхкритической скоростью (г 1>акр), поэтому скорость газа за фронтом волны всегда ниже критической (u/-2медленном горении, протекает в дозвуковой части газового потока. [c.219]

Сверхзвуковой диффузор с полным внутренним сжатием может быть осуществлен без центрального тела (рис. 8.46). В таком диффузоре косой скачок отходит от кромки обечайки А и пересекается в точке О на оси диффузора со скачком, идущим от противоположной кромки. Поток газа в скачке АО отклоняется от первоначального направления и становится параллельным стенке АС. В точке О линии тока вынуждены возвратиться к первоначальному направлению, в связи с чем возникает отраженный скачок 0D. В точке D поток вновь отклоняется от осевого направления и становится параллельным стенке диффузора это вызывает новый скачок, который отражается от оси диффузора, образуя следующий скачок и т. д. Так как в скачках уплотнения поток тормозится, то предельный угол поворота в каждом последующем скачке меньше, чем в предыдущем. Описанный процесс продолжается до тех пор, пока требуемый угол отклонения потока не оказывается больше предельного (ы > > (Omai) с наступлением этого режима вместо очередного плоского скачка образуется криволинейная ударная волна EF, за которой поток становится дозвуковым. Дальнейшее течение в сужающем канале идет с увеличением скорости, причем в узком сечении скорость должна быть ниже или равна критической в последнем случае за узким сечением может возникнуть дополнительная сверхзвуковая зона, завершаемая скачком уплотнения GH. [c.475]

Во-вторых, если угол атаки i превысит максимальный угол отклонения потока в косом скачке уплотнения тах для заданного числа Ml набегающего потока (см. рис. 3.12) при i > Ютах перед нижней стороной пластинки образуется отошедшая ударная волна. Случай, когда i > omax, может иметь место при не очень больших числах Mi (например для Mi = 1,5 угол пр = = 12 ). Важно отметить, что при М] < 6,4 всегда тах < пр, и поэтому причиной неприменимости изложенной схемы расчета является образование перед пластинкой отделившегося криволинейного скачка уплотнения. При очень больших числах Mi, наоборот, пр < mai и причиной неприменимости расчетной схемы является срыв с верхней стороны пластинки. [c.45]

Грасса ), измерявших ее за ударной волной в ударной аэродинамической трубе начальное давление перед скачком уплотнения составляло 1 мм рт. ст., начальная температура воздуха была близка к 300 К, температура [c.183]

При расчете необходимо контролировать возникновение пересечений характеристик одного семейства, что является признаком появления в потоке ударных волн. При больших градиентах параметров в течении Прандтля — Майера шаг следует выбирать пз условия требуемой точности. При расчете точки пересечения скачка уплотнения и характеристики (рис. 14.3, г) на-бегаюпщй поток предполагается известным и равномерным. Используются известные соотношения на ударной волне. Расчет в точке 3 проводится подбором наклона ударной волны методом последовательных приближений. [c.275]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...