Скачок уплотнения косой

В. П. Куркин [8] предложил использовать в газоструйном свистке вместо прямого скачка уплотнения косой, что значительно снижает диссипативные потери механической энергии. Принцип работы газоструйного излучателя звука с косым скачком уплотнения удобно рассмотреть на примере сверхзвукового обтекания клина (фпг. 64). При набегании потока на клин образуются две линии разрыва ОС и 0С образующие с осью потока углы р. Эти линии разрыва и называются косым скачком уплотнения. [c.101]

В. П. Куркин [36] предложил использовать в газоструйной сирене вместо прямого скачка уплотнения косой скачок уплотнения, что значительно снижает диссипативные потери механической энергии. [c.48]

Косые скачки уплотнения [c.126]

Характерной особенностью прямого скачка уплотнения, как можно было заметить, является то, что, пересекая его фронт, газовый поток не меняет своего направления, причем фронт прямого скачка располагается нормально к направлению потока. Помимо прямых скачков уплотнения, встречаются и так называемые косые скачки уплотнения. Фронт косого скачка располагается [c.126]

Рис. 3.6. Схема косого скачка уплотнения

Рис. 3.7. Образование косого скачка уплотнения при обтекании клина

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ [c.127]

Рис. 3,8. Теневая фотография косого скачка уплотнения при сверхзвуковом обтекании конуса

Рис, 3,10, Расчетная схема косого скачка уплотнения [c.127]

Приведенные соображения показывают, что косой скачок уплотнения сводится к прямому скачку, который сносится вместе с потоком газа вбок со скоростью Wt. В отличие от прямого скачка в косом скачке претерпевает разрыв (скачкообразное уменьшение) не полная скорость газового потока, а только ее составляющая, нормальная к фронту скачка. В самом деле, согласно уравнению неразрывности, [c.128]

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 120 [c.129]

Пользуясь этим выражением, можно получить вторую часто встречающуюся форму основного кинематического соотношения для косого скачка уплотнения [c.129]

Отсюда отношение значений статического давления за и перед косым скачком уплотнения равно [c.130]

КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 131 [c.131]

Используя эти соотношения, a также (37), выведем расчетную формулу для приведенной скорости за косым скачком уплотнения [c.131]

Увеличение давления в косом скачке уплотнения можно также представить в функции числа М набегающего потока и угла а, который образует скорость Wh с фронтом скачка. Подставим в уравнение импульсов [c.131]

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]

Диапазон изменения угла а для косого скачка уплотнения определяется, таким образом, следующими пределами [c.133]

Подставив выражение (45) в уравнение ударной адиабаты (18), получим равенство, связывающее отношение pi/p в случае косого скачка уплотнения с числом М набегающего потока и углом наклона скачка [c.133]

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]

При сверхзвуковом обтекании клина, у которого угол при вершине больше, чем допускается по рис. 3.12, образование плоского косого скачка уплотнения невозможно. Опыт показывает, что в этом случае образуется скачок уплотнения с криволинейным фронтом (рис. 3.13), причем поверхность скачка размещается впереди, не соприкасаясь с носиком клина. В центральной своей части скачок получается прямым, но при удалении от [c.135]

Взаимодействие однородных сверхзвуковых потоков удобно исследовать, используя зависимости давления от угла поворота потока. Это связано с тем, что на тангенциальном разрыве, разделяющем две области течения после взаимодействия, значения давления и направления потоков непрерывны. Для косого скачка уплотнения эта завпсимость имеет вид ) [c.178]

Здесь 0 — угол поворота потока, М1, р — число Маха п давление в набегающем потоке, р — давление за косым скачком уплотнения. [c.178]

Графически эти зависимости для фиксированного значения M представлены на рис 4.24. Значения р/ри расположенные выше р/р1 — 1, представляют так называемую ударную поляру для косого скачка уплотнения. Как известно, при данном значении угла поворота 0 существует два решения для р1р, соответствующие слабому и сильному скачкам уплотнения. При решении газодинамических задач обычно выбирается меньшее значение р р, отвечающее слабому скачку. Значения р р, расположенные ниже р р = 1, получены для течения Прандтля — [c.179]

Рис. 4.24. Зависимость давления от угла поворота потока в косом скачке уплотнения и течении Прандтля — Майера

Рис. 6.35. Зависимость критического отношения давления от числа Мо нри турбулентном пограничном слое 1 — нерасчетное истечение из сопла, 2 — обтекание тупого угла, 3 — падающий извне скачок уплотнения, 4 — отношение давлений в прямом скачке, 5 — отношение давлений в косом скачке при а = 60°, 6 — отношение давлений в косом скачке при а = 30°

Величина критического перепада для турбулентного пограничного слоя при Мо<1,2 больше отношения давления в прямом скачке уплотнения (рпс. 6.35) и отрыв не может возникнуть. На рис. 6.35 приведены также значения отношения давления в косых скачках уплотнения с углами наклона а => 60° и 30° относительно скорости набегающего потока, подсчитанные но формуле (45) гл. III. Эти значения при Мо< 1,4 (а = 60°) и Мо<3 (а = 30°) оказываются меньше критического отношения давления, и отрыв турбулентного пограничного слоя не возникает. [c.348]

Таким образом, для определения в косом скачке уплотнения нужно знать нриведенную скорость Яь Иа треугольников скоростей за и перед косым скачком (рис. 3.9) следует [c.131]

Итак, 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]

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

Иногда необходимо вычислить скорость потока после косо скачка уплотнения. Проще всего это сделать, пользуясь треуго [c.136]

На рис. 3.15 приведены кривые зависимости числа М1 за скачком уплотиенпя от положения фронта М1 = /(а) для трех значений числа М в набегающем потоке (М = 2, 3, 4). Как видим, во всех трех случаях при углах наклона фронта а 60° скорость потока после косого скачка уплотнения оказывается сверхзвуко- [c.136]

Для полного построения картины течения необходимо еще уметь определять расстояние Ъ, на которое отходит косой скачок уплотнения навстречу потоку. Согласно имеющимся в настоящее время экспериментальным данным это расстояние пропорционально толщине вытеснения невозмущенпого пограничного слоя и увеличивается при увеличении интенсивности скачка уплотнения во внешнем потоке. Значения величины Ъ, найденные Г. И. Петровым и его сотрудниками при исследовании обтекания внутреннего тупого угла потоком с числом АЛо = 2,0, в зависимости от интенсивности основного скачка приведены на [c.343]

Аналогичная картина взаимодействия имеет место при наличии во внешнем потоке косого окачка уплотнения, при возникновении скачка уплотнения в местной сверхзвуковой зоне на крыловом профиле, при нерасчетном истечении из сопла. [c.344]

Опытные данные показывают, что отношение давле1шй в отошедшем косом скачке рх/ро (критическое отношение давлений) не зависит от способа осуществления и интенсивности основного скачка уплотнения и от числа Рейнольдса, а определяется значением числа Мо внешнего певозмущепного потока. На рис. 6.34 приведены значения отношения давлений в отошедшем косом [c.345]

Для расчета реактивной силы, кроме расхода газа, нужно знать давление на срезе и скорость истечения, которые зависят от потерь как в дозвуковой, так и в сверхзвуковой части сопла. Выше предполагалось, что потери распределяются равномерно по сечению сопла, однако истинная картина течения газа внутри сопла не отвечает этому простейшему предположению. При большой кривизне стенок в области горловины сопла возможен местный отрыв пограничного слоя от стенок, кроме того, в начале расширяюЕцейся части сопла некоторые линии тока сверхзвукового течения сужаются, что приводит к образованию местных косых скачков уплотнения. [c.433]

На режимах истечения из сопла с большим перерасширением, когда на срезе сопла устанавливается мостообразный скачок (рис. 8.10), отношение давлений на срезе ря ра может оказаться выше критического для пограничного слоя сопла при его взаимодействии с косым скачком уплотнения аЪ. В этом случае возникает отрыв пограпичного слоя от стенки п система скачков смещается внутрь сопла в сеченпе й, где скорость меньше X, < 1а) и давленпе перед скачками выше р, > Ра), чем в сечепии а прп надлежащем уменьшении отношения давлений в косом скачке [c.443]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология