ПОИСК Статьи Рисунки Таблицы О применении пневматического насадка в сверхзвуковом потоке из "Прикладная газовая динамика. Ч.1" Разложим вектор скорости на две составляюш ие, из которых одна нормальна (w ), а другая параллельна (w,) фронту скачка (рис. 3.9). [c.127] Давление в скачке уплотнения возрастает (/ 1 Рн), откуда следует усло1Вие (31), согласно которому нормальная составляющая скорости в скачке уменьшается. [c.128] разумеется, получить и такие формулы, которые связывают изменение давления в косом скачке непосредственно с абсолютной скоростью набегающего потока. [c.130] Увеличение угла скачка до прямого (а = 90°) приводит к известному соотношению (16) для прямого скачка. [c.131] При одной и той же скорости набегающего потока косой скачок, как это следует из (45), всегда бывает слабее прямого. [c.132] Иитенсивность косого скачка уплотнения изменяется с изменением угла наклона его фронта к направлению набегающего потока. В предельном случае, когда косой скачок переходит в прямой (а = 90°), увеличение давления получается максимальным. При этом равенство (45) переходит в равенство (20), известное из теории прямого скачка уплотнения. [c.132] фронт очень слабого косого скачка уплотнения располагается по отношенню к набегающему потоку под углом о о. который определяется равенством (46). Сильные возмущения, как было показано выше, распространяются со сверхзвуковой скоростью, в связи с чем фронт сильного скачка образует с набегающим потоком больший угол, чем характеристика а ао. [c.133] Но еслп известен угол между скоростью за скачком п фронтом последнего, то угол отклонения потока определяется соотношением (30). [c.134] Мы указали способ определения угла, на который отклоняется поток в скачке, когда положенпе фронта известно. Если, наоборот, задано онределенное отклонение сверхзвукового потока, то в тех случаях, когда в результате отклонения величина скорости должна уменьшиться (например, прп сверхзвуковом обтекании клипа, изображенного па рис. 3.7, а), возникает косой скачок уплотнения при этом по формулам (30) п (50) может быть вычислен угол а, под которым расположится фронт скачка по отношению к потоку. [c.134] На рис. 3.12 представлены кривые а = /(со), соответствующие различным значениям числа М набегающего потока, построенные для воздуха к = 1,4). Как видим, каждому значению числа М отвечает некоторое предельное отклонение потока ( в = Ютах). Так, при М = 2 поток может быть отклонен не более чем на угол omai = 23°, при М = 3 — на Штах = 34°, при М = = 4 — на Штах = 39°. Даже прп бесконечно большой скорости (М = оо) поток можно отклонить максимум на угол Штах = 46°. Наличие такого ограничения в отклопепип потока после скачков уплотнения является вполне естественным фактом, ибо как прп бесконечно слабом скачке, т. е. когда угол а равен углу распространения слабых возмущений, а образующая конуса возмущения является характеристикой, так и при наиболее сильном — прямом скачке угол отклонения потока становится равным нулю, следовательно, кривые (о = /(а) имеют максимумы. [c.134] На кривых рис. 3.12 видно также, что одному и тому н е отклонению потока отвечают два положения фронта скачка. Косой скачок с большим углом наклона (верхнее значение на кривой а (со)) называют сильным скачком, косой скачок с меньшим углом наклона — слабым скачком. Опыты показывают, что из двух возможных положений плоского косого скачка более устойчивым является то, при котором угол между направлением потока и фронтом скачка меньше. Таким образом, на рис. 3.12 более важны нижние ветви кривых, лежащие под точками максимумов. Нижнее пересечение каждой из кривых а = /((о) с осью ординат соответствует перерождению скачка в слабую волну, а получающийся при этом угол ао представляет собой угол слабых возмущений. [c.134] Случай, когда образуется прямой скачок, является напболео простым, так как при этом сразу получается дозвуковое течение. После косого скачка поток замедляется, но, как мы видели, может оставаться сверхзвуковым. В таком случае последующее торможение должно сопровождаться вторым скачком, который может быть как прямым, так и косым. В последнем случае может понадобиться еще один скачок. Итак, полное торможение сверхзвукового потока требует либо одного прямого скачка, либо системы пз нескольких косых скачков, обычно завершаемой слабым прямым скачком. Можио представить себе такую систему скачков, в которой потери меньше, нежели в одном прямом скачке ). [c.137] Зависимость зтла а между фронтом скачка и направлением потока от полуугла при вершине конуса ( он) для случая К = = 2(Ма = 3,16) приведена на рис. 3.17 (сплошная). Здесь же нанесена кривая а = /(Икл), дающая углы отклонения потока непосредственно за скачком (штриховая), т. е. отвечающая плоскому потоку (обтеканию клина). Как видим, при одинаковых уг-лах конуса и клина на конусе скачок получается слабее (более наклонным). [c.138] Если боковые отверстия 2 находятся на расстоянии, равном на менее 4—6 диаметрам насадка от переднего его края, то, как показывает опыт, давление в трубке 2 равно статическому давлению набегающего потока р ). Таким образом, величины Рх и Рв измеряются непосредственно на манометрах, присоединенных соответственно к трубкам 1 м. 2 насадка. [c.142] Заметим, что, например, в аэродинамической трубе всегда известна именно температура торможения, т. е. температура всасываемого в трубу воздуха. [c.142] Вернуться к основной статье