Увеличение максимального значения скорости
может быть достигнуто только путём повышения температуры торможения.
Максимальная скорость также связана и со скоростью звука в газе a:
Таким образом, максимальная скорость не может превзойти скорость звука более чем в 2,26 раз (k=1,4 для воздуха). Теперь можно ввести число Маха М. Оно равно отношению скорости потока к скорости звука в потоке (2). Число Маха характеризует степень преобразования теплосодержания в кинетическую энергию потока (3).
Число Маха также является основным критерием подобия для газовых течений большой скорости.
Если М < 1 , то течение называют дозвуковым, при М > 1 — сверхзвуковым.
В случае полёта тела со сверхзвуковой скоростью (M > 1) перед ним возникают так называемые ударные волны или по-другому скачки уплотнений, вызывающие значительное сопротивление.
Можно дать следующее объяснения возникновению скачков (прямых). Пусть в некоторой области (Рис.3.) произошло изменение давления, и вначале волна получила форму 1АВ2. На отдельных бесконечно узких участках волны величина давления возрастёт незначительно, поэтому считаем, что волна движется со скоростью звука. В области высоких сжатий (А) наблюдаются, более высокие температуры, чем в области малых сжатий (В), в силу чего «вершина» волны давления движется быстрее, чем её «подножье». В сторону меньших давлений (вправо) волна распространяется как волна сжатия, а в сторону высоких давлений (влево) — как волна разряжения. Таким Образом, если даже вначале волна сжатия является пологой, то со временем она делается всё круче и круче, и когда фронт волны станет вертикальным и прямым(1' - 2'), то волна приобретает устойчивую форму. Получается, что волны сжатия распространяются как скачки давления (разрывы), в связи, с чем их называют ударными волнами.
Рис.3. Схема образования волн сжатия и разрежения.
Скачки бывают двух типов: прямые и косые. В нашей курсовой работе нас интересуют косые скачки. Косой скачок уплотнения получается в том случае когда, пересекая фронт скачка, газовый поток должен изменить своё направление. Косые скачки возникают при обтекании клина (Рис.6.)
Рис.4. Схема косого скачка уплотнения.
Из Рис.4. видно, что если до скачка вектор скорости потока составляет с
фронтом скачка
угол α, то после пересечения фронта вектор скорости отклониться на угол ω, а
угол между скоростью и фронтом скачка становиться равным: 
Теперь
разложим вектор скорости на два компонента, их которых один нормален (ωn),
а другой параллелен (ωt) фронту скачка (Рис.5.).
Рис.5. Кинематика потока при косом скачке уплотнения.
Отсюда понятно, что ωt = const, а ω1n < ωнп.
Рис.6.
Образование косого скачка уплотнения при обтекании клина.
Зная угол между набегающим потоком и фронтом скачка, а также угол между прошедшим через скачок потоком и фронтом скачка можно рассчитать число Маха набегающего поток (3),а, уже зная число Маха можно рассчитать и другие параметры.
3.Экспериментальная часть
Цель: Познакомится с оптическими методами и с помощью оптических методов рассчитать число Маха набегающего потока.
3.1 Описание установки — описание аэродинамической трубы Т-325М (Лаборатория МЦАИ).
Данный эксперимент выполнялось в аэродинамической трубе Т‑325М. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т‑325М является установкой прямоточного типа периодического действия, работающая от газгольдеров со сжатым воздухом давлением до 20 атм. Принципиальная схема приведена на рисунке 2.1.
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.