Скачок уплотнения прямой

Определение положения этого скачка уплотнения можно произвести следующим образом. Пусть задана сверхзвуковая скорость в начале трубы Яь длина трубы х, диаметр трубы В, коэффициент трения и показатель идеальной адиабаты к. Вычисляем по формуле (17) приведенную длину трубы х- По формуле (18) определяем максимальную приведенную длину Хкр и убеждаемся в том, что истинная приведенная длина больше максимальной (х > Хкр)-В этом случае, как было указано, в некотором сечении, отстоящем на расстоянии Хс от начала трубы, возникает скачок уплотнения. Для простоты допустим, что скачок уплотнения прямой, тогда приведенные скорости до скачка (Я ) и после скачка (Я") связаны соотношением (16) гл. III [c.189]

При достаточно низком противодавлении на критическом режиме поток смеси может остаться сверхзвуковым и на выходе из диффузора. Это может представлять интерес в тех случаях, когда используется скоростной напор потока смеси или возникающая при истечении реактивная сила полное давление смеси при этом будет значительно выше, чем при < 1. Однако в обычных схемах работы эжектора требуется получить возможно большее статическое давление газа на выходе из эжектора. Для этого сверхзвуковой поток, полученный на выходе из камеры смешения при критических режимах работы эжектора, необходимо перевести в дозвуковой. Принципиально здесь возможно применение сверхзвукового диффузора, где торможение будет происходить без скачков или в системе скачков с небольшими потерями. Обычно, однако, в эжекторах применяются конические диффузоры дозвукового типа, в которых сверхзвуковой поток тормозится с образованием скачка уплотнения. Если считать скачок уплотнения прямым, то легко видеть, что минимальные потери полного давления в нем будут тогда, когда скачок располагается непосредственно перед входным сечением диффузора, т. е. возникает в сверхзвуковом потоке с приведенной скоростью Я,з. [c.532]

ПРЯМЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ [c.115]

ПРЯМЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ Ц7 [c.117]

ПРЯМЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 119 [c.119]

ПРЯМЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ 121 [c.121]

Изменение давления и плотности газа в прямом скачке уплотнения можно представить в функции числа М перед скачком. Из уравнения количества движения с зачетом формулы для скорости [c.122]

Можно выразить отношение давлений в прямом скачке уплотнения и в функции приведенной скорости перед скачком Хв] для этого следует в равенстве (20) произвести замену переменных по формуле (45) из гл. I [c.123]

При уменьшении скорости набегающего потока до критического значения (Ма = 1) скачок уплотнения вырождается (р1=ря)-В дозвуковом потоке, как уже указывалось выше, скачки уплотнения невозможны. В прямом скачке уплотнения повышение [c.123]

Определим потери полного давления в прямом скачке уплотнения. [c.124]

Из равенств (73) гл. I и (22) можно получить формулу для определения плотности заторможенного газа после прямого скачка уплотнения [c.124]

Рис. 3.5. Зависимость коэффициента сохранения полного давления за прямым скачком уплотнения от приведенной скорости

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]

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]

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]

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]

Закон изменения давления в прямом скачке уплотнения может быть получен из уравнения импульсов в виде известного равенства (21) гл. III [c.220]

Для сверхзвуковых режимов (Хх>1), когда торможение начинается с прямого скачка уплотнения, переводящего поток к дозвуковой скорости Ях = 1/ х и давлению, определяемому формулой (63), [c.232]

Пример 6. Определить соотношения между параметрами газа до и после прямого скачка уплотнения. [c.242]

Связь между параметрами газа в скачке уплотнения мы выше устанавливали исходя из того, что при переходе через прямой скачок сохраняются неизменными полная энергия, расход и импульс потока. Запишем те же уравнения с использованием газодинамических функций. [c.242]

Произведем почленное сложение уравнений (132) и (133), предполагая при этом, что скачок уплотнения является прямым, и поэтому справедливо соотношенпе X" = 1/Х. В результате получаем [c.264]

На рпс. 5.29 приведен вспомогательный график для определения функции Ф(Я) по величине X. Соотношенпе (135) устанавливает связь между параметрами потока, движущегося с трением в трубе с приведенной длиной х. при условии, что в трубе возникает прямой скачок уплотнения. [c.264]

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]

Около оси струи иа участке торможения криволинейный скачок переходит в прямой скачок уплотнения, получивший название диска Маха, за которым скорость течения становится дозвуковой. Периферийные линии тока образуют сверхзвуковое течение, которое, как следует из теоретических расчетов ) и экспериментов ), дважды пересекает криволинейный скачок 1 — 1 й и отраженный скачок й — п. Одна из линий тока 2—2) этой зоны течения изображена на рис. 7.31. Поверхность 1—1 (часть криволинейного скачка) представляет собой так называемый висячий скачок уплотнения, постепенно ослабляющийся с приближением к кромке сопла и полностью вырождающийся, немного не доходя до последней. [c.411]

Итак, в двигателе с простым диффузором торможение входящей струи при сверхзвуковой начальной скорости начинается с прямого скачка уплотнения. Потери в скачке и параметры потока за скачком определяются по формулам, приведенным в гл. III. [c.463]

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]

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]

Описанные выше сверхзвуковые диффузоры, в которых основная система скачков уплотнения расположена перед входным отверстием (перед обечайкой), относят к категории диффузоров с внешним сжатием (несмотря на наличие дополнительного сжатия во внутреннем канале). Если в таком диффузоре все скачки пересекаются на кромке А обечайки (рис. 8.40), то, как уже отмечалось, система скачков не нарушает внешнего обтекания обечайки. Однако внутренняя стенка обечайки должна быть ориентирована по направлению потока в замыкающем прямом скачке, которое тем сильнее отклонено от направления набегающего невозмущенного потока, чем больше косых скачков имеется на центральном теле диффузора. [c.471]

Отметим, что все эти результаты получены при условии, что диффузор эжектора — дозвуковой и перед диффузором возникает прямой скачок уплотнения, который переводит полученную при смешении потоков сверхзвуковую скорость в дозвуковую. Приведенная скорость потока смеси перед скачком может быть определена из соотношения [c.552]

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]

Заметим, что при появлении на стреловидном крыле местной сверхзвуковой зоны течения, замыкаемой скачком уплотнения, последний является косым скачком, фронт которого приблизительно параллелен передней скошенной кромке крыла. Поэтому волновое сопротивление стреловидного крыла меньше, чем у прямого крыла. [c.102]

Из двух возможных решений для и принимают то, которое удовлетворяет условию и> а. Второе решение отвечает переходу в прямом скачке уплотнения к дозвуковому потоку. [c.280]

Это равенство ирн М 1/з1па дает р1 ри, а в случае а = 90 переходит в сооответствующее равенство (22) для прямого скачка уплотнения. [c.133]

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]

Обозначим приведенную скорость невозмущенпого потока через Ян, приведенную скорость за косым скачком через ki и приведенную скорость за прямым скачком через К = 1/Яь Как было установлено выше, косой скачок уплотнения представляет собой прямой скачок в отношении нормальных к его фронту составляющих скорости. Поэтому расчет первого косого скачка системы можно произвести по формулам для прямого скачка. Формулы (38), (40) и (43) гл. III дают возможность рассчитать изменение полного давления в косом скачке уплотнения. [c.465]

Аналитические исследования, проведенные Г. И. Петровым и Е. П. Уховым ), а также К. Осва-тичем ), показали, что максимальное отношение полных давлений (минимум потерь) в системе из нескольких плоских косых скачков уплотнения и замыкающего прямого скачка, равное [c.469]

Величины относительной площади горла диффузора / г.д(Мн), необходимой для запуска последнего, и относительной площади горла сопла Fr. l a) = Pr.JPa при к = 1,4 приведены па рис, 8.61. Интересно отметить, что число Маха в горле диффузора Мг д, нужное для проскока сквозь него прямого скачка уплотнения (до суя еш1я горла диффузора), составляет около 0,875 от значения числа Маха в набегающем потоке Мн (для Мн = 1,5—5 при /с = 1,4). Описанные особенности запуска диффузора аэродинамической трубы относятся и к запуску входного диффузора двигателя. Для того чтобы, переходя от малых скоростей полета к расчетной скоростп, осуществить расчетную систему скачков, следует при малых скоростях горло диффузора расширить (или лишнюю часть воздуха перепустить перед горлом наружу), а по выходе на расчетную скорость сузить горло (до расчетного размера) или прекратить перепуск воздуха (прикрыть отверстие для перепуска). Без этого запуск сверхзвукового диффузора на расчетный режим невозможен. [c.491]

Первое значение соответствует сверхзвуковому, а второе — дозвуковому режиму течения, причем = 1/Кд. Такая же зависимость была получена в 1 гл. 1П для величин А до и после прямого скачка уплотнения. Параметры смеси газов, вычисленные по сверхзвуковому и дозвуковому значениям Аз, будут различными. Из аналогии со скачком уплотнения следует, что полное давление при Аз > 1 будет большим, а статическое давление — меныпим, чем для Аз<1. Диффузор, установленный на выходе из камеры, будет работать в различных условиях при Аз > 1 и Аз < 1. [c.529]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология