Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 6

в нашем случае произведение У~а~ меньше, чем Узрж и отношение — меньше единицы. Л Л Следовательно, чтобы на 1% увеличить скорость дозвукового воздушного потока, нужно сечение струи сузить, хотя и меньше чем на 1%. Иное дело при сверхзвуковых скоростях. Если М>1, то плотность уменьшается сильнее, чем возрастает скорость. Например, по формуле (1.13) при М=2 2в, ар Р Если опять-таки принять, что скорость ггз больше, чем (гь на 1 ус, то плотность уменьшится на 4%. Следовательно, )ггРг ) ~'аРз и — ) 1. 'г'т Таким образом, если увеличение скорости дозвукового потока газа достигается в сужающейся струе, то с не р х з в у к о в о й поток можно получить и дальше разогнать только в струе с расширяющимся проходе н ы м сечением — настоль- ко сильно при сверхзвуко- а вых скоростях увеличивается объем газа, т.

е. проявляется его сжимаемость'. Это — первая особ е н н о с т ь сверхзвукового потока. Грацгии азигиаиаа иараопи папика па иаира Ь-а ' Еще раз подчеркнем, что сжимаемосгь проявляется не только в сжатии газа, ио и в ого расширении при понижении давления, 26 Торможение воздушного р потока. Торможение д о з в ук о в о г о потока набегаю- Рис. 1.1й тоРможение дозвукового потока щего на какое нибудь препятствие, всегда происходит плавно, начинается на значительном расстоянии от препятствия, постепенно усиливаясь по мере приближения к нему (рис.

1.12). Это происходит потому, что в дозву. ковом потоке возмущение (повышение давления), создаваемое препятствием, распространяется против потока, так как самые слабые возмущения распространяются со звуковой скоростью. Иной характер имеет тормо- жение сверхзвукового пото- 1 "е!г ка. Набегание сверхзвукового потока на тело равносильно движе- 1 нию тела в воздухе со сверхзвуа 4 козой скоростью (с точки зрения ! летчика, сидяшего в самолете, воздух спереди набегает на самолет). Из предыдушего известно, 0 что перед телом, движущимся Рис. 1.13.

Торможение сверязвуко- быстрее звука, образуется скачок ного потока: уплотнения, сохраняющий отно- Л вЂ” еквчкоойрвевое торноженве евертевуко снтельно тсда ОнрсдЕЛЕИИОЕ по ного оотокв орв встрече е улврной волной ложение. То же самое происходит и при набегании сверхзвукового потока на тело (рис. 1.13): образуется ударная волна, скорость которой относительно воздуха либо равна скорости набегающего сверхзвукового потока (прямой скачок), либо меньше ее (косой скачок).

До момента встречи с фронтом скачка уплотнения сверхзвуко. вой поток никакого тормо- ййз вящего воздействия со стороны тела не испытывает. Пройдя сквозь фронт скачка, поток внезапно теряет скорость, так как за фронтом волны имеется встречное движение воздуха со скоростью (7ф (рис. 1.07). Характер изменения скорости зависит от типа скачка уплотнения. Если скачок п ря мой (рис.

1.14), то Рвс. 1.14. Прямой скачок уплотнения: а — ударная волна в неподвнмном воздухе; Π— ско рость распространенна ударноа волна,' Руф — скорость воздуха за фронтом ударноа волнм; б — остановленвав ударная волна в сверхзвуковом потоке; и — скорость потока до скачка; ь'у — скорость во. тока за скачком (дозвуковая! 2? у,— и — и,-о — и,. Но из формулы (1.10) следует, что разность 1У вЂ” 17ф меньше скорости звука за фронтом волны. Значит, "Р Р "" "У 6 пения превращает Р* У" В дозвуковой поток того же направления. В приложении 2 дана таблица, ' "и"='р'-р,',* показывающая изменение числа М, давления, плотности и других параметров воздуха в прямом скачке.

При к о с о м скачке уплотнения (рис. 1.15) арифметического вычитания скоростей 1У и (уф не получается, так как между их векторами имеется некоторый угол. Теперь уже вектор скорости 1У, получается геометрическим сложением векторов (У и (7ф по правилу параллелограмма или тре'угольника скоростей. Как видим, направление потока припрохождении сквозь фронт косого скачка претерпевает излом, чего нет при прямом скачке.

Другое отличие косого скачка от прямого заключается в более слабом торможении потока: скорость 1ть хотя и меньше (У, но может быть (и часто бывает) сверхзвуковой. Это объясняется тем, что, во-первых, у косого скачка, как более ела бого, меньше, чем у прямого, скорость (7ф, во-вторых, она направлена не строго против скорости )У, а под углом к неи. Итак, вторая особенность сверхзвукового потока заключается в том, что его т о р м о ж е н и е н о с и т с к а ч к о о б р а зный, уд а рный характер, т.

е. происходит с об р азотн ние м ск а ч кои уплотнения — либо прямых, превращающих сверхзвуковой поток в дозвуковой, либо более слабых, косых, за которыми поток может остаться сверхзвуковым. До встречи со скачком поток остается невозмущенным. Ряс. 1.15. Косой скачок унтотнення: а — ударная валка в веподввмаом воздухе; б — остлповлеваая ударпак волна в свераавуковом потоке (косая скачокй И вЂ” скорость сверлавуковото пОтока перед скачком, ут,— скорость потока аа скачком $ 10.

Характерные случаи образования скачков уплотнения в сверхзвуковом воздушном потоке Скачки уплотнения возникают в следующих характерных случаях. 1. Набегание сверхзвукового потока на твердое тело. Скачки уплотнения, образующиеся перед телом при набегании на него сверхз~вукового потока, называются головным и. Головной скачок будет в своей центральной части прямым (рис. 1.09), если тело имеет притупленную носовую часть, а если она заострена, то ои может быть прямым при скоростях потока, мало превышающих скорость звука. Фронт прямого скачка, как было объяснено выше, находится несколько впереди тела, т.

е. скачок отс ос д и не н от тела. Если носовая часть тела сильно заострена, то при достаточно большой скорости потока образуются и ри соединен нне косые головные скачки уплотнения (рис. !.08). Набегая на клиновидное тело (рис. 1.16), поток за головным скачком, отклоняясь, н апра вляется вдоль поверхностей . пр зывают расчеты, угол ах получается больше угла Маха хрсл примерно на величину угла наклона поверхности 3, т. Е..9=Ров Данные приводимой ни. Рис. 1.16. Косые сначин при сверхввуноже ' таблицы, полученные вон обтекании клиновидного тела расчетным путем, показывают для различных углов наклона поверхности к потоку, при каких числах М косые скачки «садятся» на переднюю кромку: 1О 15 20 Угол наклона поверхности В' се ( Число И 1,2 1,3 1,35 При меньших числах М и тех же углах 3 получается огсоединен. ный скачок.

Опыт и теория показывают, что за присоединенным скачком скорость потока всегда сверхзвуковая. Рис. 1.17. Хвостовые скачки уплотнения 2. Соударение непараллельных сверхзвуковых потоков. Примером является образование х в о с т о в ы х скачков позади тела, летяшего со сверхзвуковой скоростью, при слиянии потоков, движущихся вдоль верхней н нижней поверхностей(рис. 1.17), Рис. 1.18, Гоаоввые в хвостовые скачки увзотвеввв На рис.

1.18 показана фотография, полученная при обтекании тела с острой носовой частью гверхзву ",ковым потоком в аэродина" т т бе. 1!а ней видны головные и хвостовые скачки, Фор ' 'фи вать скачки удается потому, что коэффпц р. ния света в в е в в воздухе зависит от плотности последне скачкообразно изменяется во фронте ударной волны, 3.

Попадание сверхзвукового потока в среду повышенного дая- ния. Сверхзвуковой поток можно получить с помощью сопла Лаваля ( ис. 1. 19). Нри достаточно большой разполи да . ~, авлений р, и рх воздух, вытекающий пз резервуара, в у.

опла азгоняется до скорости, равной местной скорости звука, которая получается в д итпиисгпис гепгиис само у м "эком (кририти ч тическом) сечении. В расширяющейся части — — — д г=п шее увеличение скорости, сопровождающееся сильным расширением воздуха. Здесь по- I ток сверхзвуковой. На рт рис. 1.19 показана работа сопла в так называемых расчетных услоРис. 1.19. Сверхзвуковое сопао (совхо Лаваля) ваем 30 пнях, когда давление в конце сопла точно равно давлению рр среды, в которую вытекает струя.

Если же несколько повысить это давление среды, то врывающийся и нее со сверхзвуковой скоростью воздух скачкообразно уплотняется, т, е. образуется ударная волна, стремяшаяся двигаться в сторону меньшего давления, против потока. Если скачок давления небольшой, то ударная волна получается слабой и не может распространяться прямо против сверхзвукового потока.

В этом случае, как показывает опыт, образуется система косых скачков (рис. 1.20,а). При больших перепадах давления формирует. ся прямой скачок, переводящий сверхзвуковой поток в дозвуковой. Такой скачок может возпикпуть на выходе из сверхзвукового сопла, а еще более мошная ударная волна может продвинуться даже внутрь сопла и уббрббб вблно., образовать там скачок уплотнения (рис. 1.20, б).