4. Скачки уплотнения.

Прямым скачком уплотнения называется скачок, фронт которого составляет прямой угол с направлением потока. Прямые скачки возникают перед затупленным телом вблизи его критической точки, в соплах, на крыле. При переходе через скачок поток газа не меняет своего направления.

Косые скачки составляют с направлением скорости набегающего потока угол, меньший 90 , скорость потока за косым скачком меняет свое направление.

Отсоединенный скачок возникает при обтекании тела с тупым носком или острого тела (клина) с большим углом поворота. Этот скачок на некотором участке около оси симметрии переводит сверхзвуковую скорость до него в дозвуковую за ним. Он удален от тела на некоторое расстояние, зависящее от его формы, и по обе стороны от вершины тела переходит в косой скачок, который, постепенно уменьшая свою интенсивность, переходит в конус возмущений.

4. Понятие о пограничном слое. Ламинарное и турбулентные течения в пограничном слое.

Пограничным слоем называется приторможенной жидкости, примыкающей к поверхности тела. Внешней его границей считается линия, на которой скорость равна 0,99 скорости внешнего потока.

По своему характеру движение газов в пограничном слое может быть ламинарным и турбулентным.

Ламинарным называется слоистое движение, при котором отсутствует заметное перемешивание частиц в поперечном направлении.

В турбулентном пограничном слое слоистое движение нарушается, частицы газа движутся по сложным траекториям и, имея поперечные скорости, участвуют в поступательном движении всего газа.

Профили скоростей этих слоев имеют различный вид, при чем ламинарный всегда тоньше турбулентного.

Толщина пограничного слоя нарастает по мере удаления от передней кромки.

Опыт показывает, что чаще всего реализуется смешанный пограничный слой, когда ламинарный в некоторой точке перехода переходит в турбулентный. Положение точки перехода зависит от шероховатости поверхности, степени турбулентности внешнего потока и формы тела, которая определяет закон изменения давления вдоль абсциссы. Чем больше шероховатость, тем быстрее происходит переход. Чем больше положительный градиент давления, тем ранее происходит переход.

4. Отрыв пограничного слоя от поверхности ла.

В пограничном слое воздух тормозится силами трения. А на криволинейной поверхности действует еще и разность давления. В области, где , будет происходить торможение потока. В результате на заднем скате поверхности в пограничном слое образуются обратные, встречные течения. Тогда основной пограничный слой отрывается и огибает встречный слой с внешней стороны. Это явление носит название отрыв пограничного слоя. После отрыва пограничного слоя изменяется обтекание крыла – происходит срыв потока, а это приводит к изменению распределения давления по поверхности, что ухудшает аэродинамические характеристики.