Калькулятор Сжимаемого Потока и Газовой Динамики

Интерактивный инженерный комплекс для расчета изэнтропических течений, прямых и косых скачков уплотнения, волн разрежения Прандтля — Майера, течений Фанно и Рэлея, а также сопел и трубок Пито.

Рабочее Тело
Показатель Адиабаты γ
1.400
Газовая Постоянная R
287.05 J/kg·K
Изобарная / Изохорная (Cp/Cv)
1004.7 / 717.7

Входные данные

Isentropic
0.500
288.15 K
101325 Pa
0.0100

Состояние Потока

Дозвуковой

Распределение статических / полных параметров от Mach

γ = 1.4
P/P0
T/T0
ρ/ρ0
A/A*

Расчетные Формулы

Параметры Перед Скачком (1)

Прямой Скачок
2.000
101325 Pa
288.15 K

Состояние за скачком (2)

Rankine–Hugoniot

Анимация прямого скачка

M1 = 2.000 → M2 = 0.577
Сверхзвуковой перед скачком (→)
Прямой скачок (вертикальный)
Дозвуковой за скачком (→)

M₁ → M₂ Curve

Расчетные Формулы

Клин / Входные параметры

θ–β–M
2.500
15.0 deg
101325 Pa
288.15 K

Состояние за скачком (2)

Клин и присоединенный скачок

β = shock angle · θ = deflection
Линия тока
Скачок уплотнения
Клин

θ–β–M Diagram

Расчетные Формулы

Входные данные

Расширение
1.500
12.0 deg
101325 Pa
288.15 K

Состояние за скачком (2)

Веер разрежения на углу

Головная линия Маха μ1
Хвостовая линия Маха μ2
Стенка

Prandtl–Meyer Function ν(M)

Расчетные Формулы

Параметры Трубопровода / Входа

Течение Фанно
0.300
0.100 m
5.00 m
0.0200
101325 Pa
288.15 K

Сечение 1 (вход) и Сечение 2 (L ниже по потоку)

Изменение Числа Маха Вдоль Канала

Число Маха M(x)
Предельная Длина L*

4f̄L*/D vs Mach

Расчетные Формулы

Входные Параметры

Течение Рэлея
0.400
150.0 kJ/kg
101325 Pa
288.15 K

Сечение 1 (вход) и Сечение 2 (после теплоподвода)

Линия Рэлея — Diagram T–s

Линия Рэлея (дозвуковая ветвь)
Линия Рэлея (сверхзвуковая ветвь)
Точки состояния

T0/T0* & P/P* vs Mach

Расчетные Формулы

Конфигурация

Поток в Канале

Управление

500000 Pa
500.0 K
101325 Pa
2.500
0.00500

Режим Потока

Сверхзвуковой

Геометрия Сопла и Поле Потока

Дозвуковой (M<1)
Околозвуковой
Сверхзвуковой (M>1)
Прямой скачок

Распределение Числа Маха

Распределение Давления P/P0

Off-Design Operating Map

Drag the back-pressure slider above and watch the shock traverse the diverging section

Расчетные Формулы

Стандартная Атмосфера ISA

ICAO 1976
11,000 m
300.0 m/s

Приемник Воздушных Давлений (ПВД)

Measures M∞ from stagnation pressure
1.276

Профиль Атмосферы 0–47 км

Температура
Давление (лог)
Плотность (лог)

Расчетные Формулы

Конвертер Единиц

Engineering Units
Результат

Тестовые Задачи NASA / Учебников

Загрузить проверенный пресет в любой модуль
Presets are cross-checked against NACA Report 1135 tables and Anderson's Modern Compressible Flow worked examples. Loading a preset switches to the relevant tab and populates its inputs.

История Расчетов

ВремяМодульГазКлючевые ВходыКлючевые Результаты
Расчеты пока не сохранены — каждый расчет записывается сюда автоматически.

Выбрать или Задать Рабочее Тело

cp
cv
Молярная Масса
a @ 288.15K

Система Единиц Отображения

All internal computation is always performed in SI base units for numerical accuracy — this setting only changes how results are displayed.

📘 Обучающие Заметки

Как использовать калькулятор сжимаемого потока

Следуйте этим шагам для проведения расчетов газовой динамики, анализа скачков уплотнения и характеристик сопел.

Шаг 1 — Выбор модуля расчета и рабочего газа

Выберите модуль (Изэнтропический, Прямой скачок, Косой скачок, Веер разрежения, Течение Фанно, Течение Рэлея, Лаборатория сопел, Атмосфера и Пито или Инструменты). В глобальной панели выберите рабочий газ (Воздух, $N_2$, $O_2$, $He$, $H_2$, $CO_2$, Пар, Аргон, Метан) или укажите пользовательские параметры ($\gamma$, $R$).

💡 Совет: Смена рабочего газа мгновенно обновляет показатель адиабаты $\gamma$ и газовую постоянную $R$, пересчитывая числа Маха и акустические скорости во всех вкладках.
Шаг 2 — Настройка входных параметров и граничных условий

Задайте число Маха $M_1$, статическое давление $P_1$, температуру $T_1$, угол клина $\theta$, отношение длины трубы к диаметру $4fL/D$ или давление торможения $P_0$. Поля ввода поддерживают ползунки и точный числовой ввод.

Шаг 3 — Анализ интерактивной анимации и графиков

Наблюдайте за движением частиц через горизонтальный фронт скачка на холсте canvas, профилями разрежения и распределением давления по оси сопла Лаваля.

Шаг 4 — Просмотр пошагового вывода уравнений

В нижней части каждого модуля раскройте блок Расчетные Формулы для изучения точных формул Рэнкина — Гюгонио или Прандтля — Майера с единицами измерения СИ.

Султан Саудагар
Султан СаудагарИнженер-механик и специалист по газовой динамике

Инженер-механик, специализирующийся на аэродинамике высоких скоростей, газовой динамике, проектировании тепловых систем и физическом моделировании.

1. Что такое сжимаемый поток? (Основы газовой динамики высоких скоростей)

Сжимаемый поток — это раздел механики жидкостей и газов, изучающий движение среды, при котором изменения плотности ($\rho$) значительны и непосредственно связаны с изменениями давления и температуры. В отличие от несжимаемых жидкостей или медленных воздушных потоков, сжимаемые газы испытывают сильные термодинамические изменения состояния, когда скорость приближается к местной скорости звука ($a$) или превышает ее.

Инженерный пример: Рассмотрим истребитель, летящий на скорости Mach $M_1 = 2.2$ на высоте $12\,000\text{ м}$ ($P_1 = 19.4\text{ кПа}, T_1 = 216.65\text{ К}$). Чтобы подать воздух в компрессор двигателя на дозвуковой скорости ($M_2 \approx 0.4$), воздухозаборник использует систему косых скачков и финальный прямой скачок. Использование калькулятора сжимаемого потока показывает, что один прямой скачок при Mach 2.2 вызвал бы потерю полного давления в $37.2\%$. Введение клина с углом $12^\circ$ повышает восстановление полного давления до $88.4\%$.

2. Несжимаемый vs Сжимаемый поток: Техническое сравнение

Главным критерием перехода к сжимаемому течению является достижение местным числом Маха значения $M \ge 0.3$. При $M = 0.3$ относительное изменение плотности воздуха составляет порядка $5\%$.

$$\frac{\Delta\rho}{\rho_0} \approx \frac{1}{2} M^2$$
Параметр / СвойствоНесжимаемый поток ($M < 0.3$)Сжимаемый поток ($M \ge 0.3$)
Плотность ($\rho$)Постоянная ($\frac{d\rho}{dt} = 0$)Переменная ($\rho = f(P, T)$)
Основное уравнениеУравнение Бернулли ($P + \frac{1}{2}\rho V^2 = \text{const}$)Законы изэнтропического газа ($P/\rho^\gamma = \text{const}$)
Скорость звука ($a$)Бесконечная ($a \rightarrow \infty$)Конечная ($a = \sqrt{\gamma R T}$)
Скачки уплотненияНевозможныСуществуют при сверхзвуке ($M > 1$)

3. Основные уравнения сжимаемого потока

1. Скорость звука и число Маха

$$a = \sqrt{\gamma R T}, \quad M = \frac{V}{a} = \frac{V}{\sqrt{\gamma R T}}$$

2. Изэнтропические соотношения

$$\frac{T_0}{T} = 1 + \frac{\gamma - 1}{2} M^2$$ $$\frac{P_0}{P} = \left(1 + \frac{\gamma - 1}{2} M^2\right)^{\frac{\gamma}{\gamma - 1}}$$ $$\frac{\rho_0}{\rho} = \left(1 + \frac{\gamma - 1}{2} M^2\right)^{\frac{1}{\gamma - 1}}$$

3. Уравнение площади-числа Маха (Сопло)

$$\frac{A}{A^*} = \frac{1}{M} \left[ \frac{2}{\gamma + 1} \left(1 + \frac{\gamma - 1}{2} M^2\right) \right]^{\frac{\gamma + 1}{2(\gamma - 1)}}$$

4. Прямые скачки уплотнения (Соотношения Рэнкина — Гюгонио)

$$M_2 = \sqrt{\frac{(\gamma - 1) M_1^2 + 2}{2\gamma M_1^2 - (\gamma - 1)}}$$ $$\frac{P_2}{P_1} = 1 + \frac{2\gamma}{\gamma + 1} (M_1^2 - 1)$$ $$\frac{P_{02}}{P_{01}} = \left[\frac{(\gamma+1)M_1^2}{(\gamma-1)M_1^2+2}\right]^{\frac{\gamma}{\gamma-1}} \left[\frac{\gamma+1}{2\gamma M_1^2 - (\gamma-1)}\right]^{\frac{1}{\gamma-1}}$$

4. Часто задаваемые вопросы (FAQ)

Что такое сжимаемый поток?

Это течение газа, при котором изменения плотности влияют на давление и температуру (обычно при $M \ge 0.3$).

При каком числе Маха поток сжимаемый?

Поток считается сжимаемым при числе Маха $M \ge 0.3$, когда изменения плотности воздуха превышают 5%.

Другие Инженерные Симуляторы

Все расчеты выполняются локально в вашем браузере — данные не передаются на сервер.