Глава 12 СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ (УДАРНЫЕ ВОЛНЫ)

Непрерывное торможение сверхзвукового потока М>1 до до­ звукового М < 1 осуществимо в строго определенных условиях (см. п. 16.3).Если эти условия нарушаются, то при торможении сверх­ звуковых потоков возникают скачки уплотнения или ударные вол­ ны. На них сверхзвуковой поток тормозится ударно: скорость снижается скачком, увеличиваются плотность (отсюда «скачки уп­ лотнения»), давление и температура. Основная особенность скач­ ков уплотнения состоит в том, что фронт их — б — очень тонок — порядка длины свободного пробега молекул в данных условиях и тем тоньше, чем больше число М. Для воздуха при нормальных физических условиях б » 18* 10-5 мм при М =2 и б sr8> 10~5 мм при М= 5.

При построении инженерной теории скачков уплотнения при­

скачка уплотнения в реальном газе обусловлена влиянием вязко­ сти, теплопроводности и диффузии.

Существенно необратимое ударное сжатие газа на скачках соп­ ровождается специфическими ударными или волновыми потеря­ ми — ростом энтропии, уменьшением давления торможения и ади­ абатического теплоперепада. При полетах с М> 1 перед летатель­ ными аппаратами возникают ударные волны и значительное вол­ новое сопротивление. При входе воздуха в ВРД при М>1 также возникают скачки уплотнения, приводящие к падению полного давления и тяги. Вся техника сверхзвуковых течений связана со

скачками уплотнения.

Скачок уплотнения и ударная волна — названия одного и того же явления. Иногда под ударной волной понимают фронт ударно­ го сжатия газа, перемещающийся в пространстве со сверхзвуковой скоростью, а остановленную встречным сверхзвуковым потоком ударную волну — скачком уплотнения. Условность такого разделе­ ния очевидна: ударная волна перед сверхзвуковым самолетом бу­ дет скачком уплотнения для летчика.

В о з н и к н о в е н и е у д а р н ы х волн связано с суммирова­ нием элементарных волн давления Ар-*-0 (рис. 12.1, а). Сместим поршень в трубе резко вправо до упора. Воздух перед поршнем бу­

дет сжат и возникнет волна давления 1—Я, которая будет распро­ страняться к открытому концу трубы. При этом распределение температуры воздуха вдоль оси трубы будет иметь вид, аналогич­ ный распределению давления. Каждый элемент волны Др-М) пред­ ставляет собой слабое возмущение, которое распространяется в

кую, операцию найдем, что с течением времени исходная пологая волна давления 1—Н самопроизвольно становится все более кру­ той, пока все элементарные волны давления не сложатся в поверх­

волной и распространяется со сверхзвуковой скоростью.

Сдвинем теперь поршень резко влево (рис. 12.1, б). Возникшая при этом волна разрежения 1—Н начнет распространяться вправо.

Так как 7^ < 7 ^ и ax = V KRTX< ян= УлК^7\1, то волна разреже­ ния самопроизвольно будет становиться все более пологой, пока не исчезнет. Таким образом доказывается невозможность существова­ ния адиабатных скачков разрежения. На практике скачки разреже­ ния наблюдаются при конденсации паров воды или газов в аэроди­ намических трубах, а также во фронте пламени. Но это не адиабат­ ные скачки. Их существование объясняется подводом к газу в об­ ласти пониженного давления тепла конденсации в первом случае и химической реакции — во втором. В этих случаях Тх>Ти и а^>ая.