- •Сергель О. С.
- •ПРЕДИСЛОВИЕ
- •ВВЕДЕНИЕ
- •1.1. СОВЕРШЕННЫЙ ГАЗ
- •1.2. МОЛЕКУЛЯРНОЕ СТРОЕНИЕ
- •1.3. СПЛОШНОСТЬ ЖИДКОСТИ
- •1.4. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЖИДКИЙ ОБЪЕМ
- •1.5. ВЯЗКОСТЬ ИЛИ ВНУТРЕННЕЕ
- •ТРЕНИЕ В ЖИДКОСТЯХ
- •1.6. СЖИМАЕМОСТЬ ЖИДКОСТИ
- •ГИДРОСТАТИКА
- •2.1. ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНОЕ УРАВНЕНИЕ РАВНОВЕСИЯ
- •2.2. УРАВНЕНИЕ ПОВЕРХНОСТИ УРОВНЯ
- •2.3. АБСОЛЮТНОЕ РАВНОВЕСИЕ
- •НЕСЖИМАЕМОЙ ЖИДКОСТИ. ЗАКОН ПАСКАЛЯ
- •2.4. СИЛА ДАВЛЕНИЯ НА ПЛОСКУЮ СТЕНКУ
- •2.7. РАВНОВЕСИЕ КАПЕЛЬНОЙ ЖИДКОСТИ ВО ВРАЩАЮЩЕМСЯ СОСУДЕ
- •2.8. РАВНОВЕСИЕ ГАЗОВ. МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА
- •КИНЕМАТИКА ЖИДКОСТИ
- •3.1. МЕТОДЫ ЛАГРАНЖА И ЭЙЛЕРА ИССЛЕДОВАНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЖИДКОСТИ
- •dxlu^dyl'0—dzl'w. (3.9)
- •3.3. УРАВНЕНИЕ НЕРАЗРЫВНОСТИ
- •3.4. ДВИЖЕНИЕ ЖИДКОЙ ЧАСТИЦЫ
- •3.5. ВИХРЕВОЕ ДВИЖЕНИЕ ЖИДКОСТИ
- •3.9. СИНТЕЗИРОВАНИЕ БОЛЕЕ СЛОЖНЫХ ТЕЧЕНИЙ
- •ИЗ ПРОСТЕЙШИХ
- •3.10. О МЕТОДЕ КОНФОРМНЫХ ОТОБРАЖЕНИЙ
- •ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ ГИДРОГАЗОДИНАМИКИ
- •4.1. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЖИДКОСТИ
- •4.3. СИЛА ТЯГИ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ*
- •4.4. УРАВНЕНИЕ МОМЕНТОВ КОЛИЧЕСТВА ДВИЖЕНИЯ (ВТОРОЕ УРАВНЕНИЕ ЭЙЛЕРА)
- •4.5. ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНОЕ УРАВНЕНИЕ ДВИЖЕНИЯ В НАПРЯЖЕНИЯХ
- •4.7. ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫЕ УРАВНЕНИЯ ЭЙЛЕРА И ИХ ИНТЕГРИРОВАНИЕ
- •ТЕОРЕМА Н. Е. ЖУКОВСКОГО О ПОДЪЕМНОЙ СИЛЕ
- •4.10. ПЛОСКОЕ ПОТЕНЦИАЛЬНОЕ УСТАНОВИВШЕЕСЯ ТЕЧЕНИЕ ИДЕАЛЬНОГО ГАЗА
- •4.11. ИНТЕГРАЛЬНОЕ УРАВНЕНИЕ ЭНЕРГИИ
- •4.13. ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНОЕ УРАВНЕНИЕ ЭНЕРГИИ
- •ТЕОРИЯ ПОДОБИЯ И АНАЛИЗ РАЗМЕРНОСТЕЙ
- •5.1. ПОДОБИЕ ФИЗИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ
- •5.2. ТРИ ТЕОРЕМЫ ТЕОРИИ ПОДОБИЯ
- •5.3. КРИТЕРИИ ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ПОДОБИЯ
- •5.4. КРИТЕРИИ ТЕПЛОВОГО ПОДОБИЯ
- •5.5. СОСТАВЛЕНИЕ КРИТЕРИАЛЬНОГО УРАВНЕНИЯ
- •5.6. ТЕОРИЯ РАЗМЕРНОСТЕЙ
- •РЕЖИМЫ ТЕЧЕНИЯ ЖИДКОСТИ
- •6.2. ПОТЕРЯ УСТОЙЧИВОСТИ ЛАМИНАРНОГО ТЕЧЕНИЯ
- •6.3. ПУЛЬСАЦИОННОЕ И ОСРЕДНЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ
- •6.4. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ (КАЖУЩИЕСЯ) ТУРБУЛЕНТНЫЕ НАПРЯЖЕНИЯ
- •6.5. ПОЛУЭМПИРИЧЕСКАЯ ТЕОРИЯ ПУТИ ПЕРЕМЕШИВАНИЯ
- •6.6. ПРЕДЕЛЬНЫЕ ТЕЧЕНИЯ ПО ЧИСЛУ РЕЙНОЛЬДСА
- •6.7. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ ПОТЕРИ
- •ЛАМИНАРНОЕ УСТАНОВИВШЕЕСЯ ТЕЧЕНИЕ НЕСЖИМАЕМОЙ ЖИДКОСТИ (ЭЛЕМЕНТЫ ГИДРАВЛИКИ)
- •7.1. ТОЧНЫЕ РЕШЕНИЯ
- •7.2. УРАВНЕНИЕ БЕРНУЛЛИ ДЛЯ ПОТОКОВ РЕАЛЬНОЙ ЖИДКОСТИ В КАНАЛАХ
- •7.3. О ПРИБЛИЖЕННЫХ РЕШЕНИЯХ УРАВНЕНИЙ
- •8.1. ПОЛЕ СКОРОСТЕЙ
- •8.2. ЗАКОН СОПРОТИВЛЕНИЯ ГЛАДКИХ ТРУБ
- •8.3. ТЕЧЕНИЕ ЖИДКОСТИ В ШЕРОХОВАТЫХ ТРУБАХ
- •8.4. РАСЧЕТ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ПОТЕРЬ В ТРУБАХ С НЕКРУГЛЫМ ПОПЕРЕЧНЫМ СЕЧЕНИЕМ
- •9.3. ИСТЕЧЕНИЕ ЖИДКОСТЕЙ ЧЕРЕЗ ОТВЕРСТИЯ И НАСАДКИ
- •ГИДРАВЛИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРУБОПРОВОДОВ
- •10.1. ПРОСТОЙ ТРУБОПРОВОД
- •10.2. СЛОЖНЫЕ ТРУБОПРОВОДЫ
- •ОСНОВНЫЕ УРАВНЕНИЯ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ ЭЛЕМЕНТАРНОЙ СТРУЙКИ. НЕКОТОРЫЕ ПОНЯТИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ
- •11.1. УРАВНЕНИЕ ЭНЕРГИИ В ТЕПЛОВОЙ ФОРМЕ ИЛИ УРАВНЕНИЕ ЭНТАЛЬПИИ.
- •11.2. ИЗМЕНЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ТОРМОЖЕНИЯ
- •11.5. ЗАКОН ОБРАЩЕНИЯ ВОЗДЕЙСТВИИ
- •11.6. ОБЛАСТИ ТЕЧЕНИЙ ГАЗОВ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ЧИСЛАМ
- •11.7. РАСПРОСТРАНЕНИЕ СЛАБЫХ (ЗВУКОВЫХ) ВОЛН ДАВЛЕНИЯ В ГАЗОВЫХ ПОТОКАХ
- •СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ (УДАРНЫЕ ВОЛНЫ)
- •12.1. ПРЯМЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ
- •12.2. КОСЫЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ
- •ПОТОКАХ
- •12.4. ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ И ОТРАЖЕНИЕ СКАЧКОВ УПЛОТНЕНИЯ
- •ГЕОМЕТРИЧЕСКОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ НА ГАЗОВЫЙ ПОТОК
- •14Л. РАСХОДНОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ
- •14.2. МЕХАНИЧЕСКОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ
- •14.3. ТЕПЛОВОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ
- •14.4. ВОЗДЕЙСТВИЕ ТРЕНИЯ
- •14.5. КОМБИНИРОВАННОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ
- •15.2. ЛАМИНАРНЫЙ, ПЕРЕХОДНЫЙ И ТУРБУЛЕНТНЫЙ РЕЖИМЫ ТЕЧЕНИЯ В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ
- •15.5. ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ В СЖИМАЕМОМ ГАЗЕ НА ПЛОСКОЙ СТЕНКЕ
- •15.7. РЕАЛЬНЫЕ ТЕЧЕНИЯ В СУЖАЮЩИХ СОПЛАХ И СОПЛАХ ЛАВАЛЯ
- •Глава 16 ДИФФУЗОРЫ
- •16.2. ДИФФУЗОРЫ ДЛЯ НЕБОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ
- •16.3. СВЕРХЗВУКОВЫЕ ДИФФУЗОРЫ
- •ТУРБУЛЕНТНЫЕ СТРУИ
- •18.4. ЭЛЕМЕНТЫ ТЕОРИИ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ. ТЕОРЕМА Н. Е. ЖУКОВСКОГО ДЛЯ РЕШЕТОК
- •СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
- •ОГЛАВЛЕНИЕ
Задача 16.1. Определить коэффициенты сопротивления и сохранения полно го давления конического диффузора, если S2/S i= 3; a=iH0°; Х2=Ю,2 и .0,4, а по тери на трение составляют 30% от потерь на отрыв пограничного слоя. Ответ Сд= 0,84, 0=0,98 ... 0,92.
Степень повышения давления в ди ф ф у з о р е яд =р 2[рв зависит от режима работы диффузора, числа М, отноше ния площадей S2/Si и гидравлических потерь. Расчеты и опыты по казывают, что при нормальной работе диффузора, увеличение сте пени расширения S2/S1 сверх четырех мало эффективно. Так нап ример, при Mi = 0,75, при S2/SI =4; яд=1,32, а при S2/Sj= 5 ... яд= = 1,33.
16.2. ДИФФУЗОРЫ ДЛЯ НЕБОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ
При Мн=1,5 используются обычные расширяющиеся диффузо ры с острыми входными кромками. В зависимости от коэффициен та расхода ф наблюдаются следующие режимы работы таких диф фузоров (рис. 16.3).
Рис. 16.3. Режимы работы одпоскачкового диффу зора
I. При ф<1 перед диффузором возникает отошедшая ударная волна. Струя сечением 5н< 5 ь попадающая в диффузор, пересека ет участок скачка близкого к прямому. Дозвуковой поток А,/=1/Хн изоэнтропно тормозится на участке между ударной волной и вход ным сечением диффузора до Ai<Xi' и затем — до A,2 < X I в дозву ковом диффузоре. При этом на поверхность струи между скачком и сечением 1— 1 действует повышенное давление, вызванное центро бежными силами частиц воздуха, движущихся по дуге с радиусам кривизны г. Проекция суммарной силы этого давления на ось х называется дополнительным сопротивлением диффузора.
II. При увеличении расхода воздуха до ф=1 скачок уплотнения располагается непосредственно на кромке диффузора, а внешний поток тормозится на косых скачках уплотнения, что соответствует минимальному внешнему сопротивлению диффузора. На этом ре жиме потери в дозвуковом диффузоре больше, чем при первом ре жиме за счет увеличения Х\ и %2 вследствие отсутствия изоэнтропного сжатия перед входом.
III. При увеличении объемного |
расхода воздуха через сечение |
2 диффузора за счет снижения р2 |
сверхзвуковая струя сечением |
SH=Si входит в диффузор, ускоряется в расширяющемся канале и ударно тормозится в более интенсивном скачке уплотнения внутри диффузора. Поэтому потери полного давления еще возрастают —
oin<3ib На этом режиме ф=1 и Wi = WH. Режим |
ф>1 в сверх |
|
звуковом полете не реализуется. |
|
|
Коэффициент сохранения |
полного давления |
рассмотренного |
входного устройства ВРД определяется по формуле |
||
а = p llp l = |
p \lp \ • pl,lp\ = о1исад, |
(16.4) |
где On.с, Од — коэффициенты сохранения полного |
давления в пря |
мом скачке уплотнения (12.12) и в дозвуковом диффузоре (16.2).
Потери полного давления на прямом скачке уплотнения при Мн=1,5 не велики а>0,93. Это и позволяет с успехом применять этот простейший односкачковый диффузор.
16.3. СВЕРХЗВУКОВЫЕ ДИФФУЗОРЫ
Потери полного давления на прямом скачке уплотнения, весь ма малые при Мн незначительно превосходящем единицу, резко
возрастают с увеличением Мн (рис. 16.4). Уже при Мн = 2 а = 0,72.
За счет таких потерь полного давле |
|
|
|
|
|
|
||||||
ния тяга ВРД с односкачковым диф |
ит |
|
|
|
|
|
||||||
фузором уменьшилась |
бы, |
примерно, |
|
|
|
|
|
|||||
на 40% по сравнению с тягой |
ВРД |
1,0 |
|
|
|
|
|
|||||
при изоэнтропном |
сжатии |
и |
эффек |
V |
|
|
|
|
|
|||
тивный полет был бы невозможен. |
|
|
|
|
|
|
||||||
С н и ж е н и е в о л н о в ых потерь. |
|
|
|
|
|
|
||||||
Исследования показали, |
что волновые |
V |
|
|
|
|
|
|||||
потери |
в |
сверхзвуковом |
диффузоре |
0,2 |
|
|
|
|
|
|||
снижаются |
при замене |
сильного пря |
О |
|
|
|
|
|
||||
мого скачка уплотнения системой бо |
2 |
|
3 |
Ь |
Мм |
|||||||
1 |
|
|||||||||||
лее слабых косых скачков, за которы |
|
|
|
|
|
|
||||||
ми скорость остается сверхзвуковой, с |
Рис. |
|
16.4. |
Зависимость |
||||||||
замыкающим слабым прямым |
скач |
(С Г т п )т а х |
|
ОТ |
ЧИСЛЯ |
Мн |
ДЛЯ |
|||||
ком, переводящим |
поток |
в дозвуко |
входных |
|
устройств |
с различ |
||||||
вой. * |
Последовательный |
ряд |
косых |
ным числом скачков |
|
|
||||||
скачков |
возникает |
у |
поверхностей |
|
|
|
|
|
|
* Системой называется последовательность скачков, между которыми не об разуется волн разрежения.
торможения сверхзвукового диффузора, которые располагаются! под углами со к сверхзвуковому потоку (рис. 16.5).
Классификация входных устройств. По располо жению скачков уплотнения относительно плоскости входа они под разделяются на три типа:
Рис. 16.5. Входные устройства:
а—с внешним сжатием; б—то же с внутренним; в—то же со смешанным
а) внешнего сжатия — косые скачки уплотнения располагаются
перед плоскостью входа; б) внутреннего сжатия — скачки уплотнения находятся внутри
канала; в) смешанного сжатия — часть скачков уплотнения располагает
ся вне и часть — внутри канала.
|
|
Каждый |
тип воздухозаборни |
||||
|
ка имеет |
свои |
преимущества и |
||||
|
недостатки, |
которые |
здесь не |
||||
|
рассматриваются. Отметим толь |
||||||
|
ко, что из рис. 16.5 видно, что |
||||||
|
при одинаковой |
площади |
входа, |
||||
|
воздухосборник |
внешнего |
сжа |
||||
|
тия Ихмеет максимальное внешнее |
||||||
Рис. 16.6. Схемы воздухозаборников; |
сопротивление, |
а внутреннего — |
|||||
минимальное. Входные |
устройст |
||||||
а—плоского; б—осесимметричного |
ва |
в основном выполняются |
|||||
|
плоскими |
или |
осесимметричны |
||||
|
ми (рис. 16.6). |
|
|
|
|||
Число скачков системы |
выбирается из условия получе |
ния высокого значения коэффициента сохранения полного давле ния о при расчетном числе Мн полета при входном устройстве при емлемых габаритов, массы и возможностей регулирования.
Оптимальной системой данного числа скачков для заданного числа Мн называется система, обеспечивающая максимальное зна чение коэффициента сохранения полного давления ат. В оптималь ной системе внешнего сжатия все скачки уплотнения должны схо диться на передней кромке А обечайки (рис. 16.7, а). В этом слу чае обеспечиваются максимальные значения от, расхода воздуха (ф=1) и минимальное внешнее сопротивление.
Исследования показывают, что максимальное значение (сгт)та*
для системы из т плоских скачков уплотнения, т. |
е. из (т— 1) ко |
сых и одного замыкающего прямого |
|
1=3 ^1^2 ••• ^ (rn — I )'-ун |
(16.5) |
имеет место при одинаковой интенсивности всех косых скачков
о1= а 2 = ...а т _ 1^ :а к. |
(16.6) |
Это значит, что для всех косых скачков оптимальной системы оди наковы нормальные составляющие чисел Mtn, %in= ^inlcn кр п, по вышение давления, температуры и плотности и увеличение энтро пии (12.2), т. е.
М нл = М i n . . . = М ( Ш_ 2) /ъ ^нп = |
= |
^ |
*'(т—2) п » |
||
/; l/Рн = Рч!Р\ == ••• = |
Рт—\!Рт—Ъ |
TJTH---= T2jTх= |
... |
— 7 m_\jT т_2\ |
|
'QJ/QH = Q2/QI = ••• — Qn/Qm' |
( S \ — S 2 ) = |
[ S 3 ~ S 2) = |
.. . = |
( 5 |
(m_ i ) — S (w -2 ))- |
(16.7)
Рис. 16.7. Входное устройство:
а—при Мнр; б—при Мн<М нр; в—при Мн>М нр
Замыкающий прямой скачок оптимальной системы при 1,5<МН< 5 немного слабее косых скачков
M(„_i) =0,94 Мнл — 0,94 Мн rin aH. |
(16. 8) |
Поэтому из (16.5) получим |
|
(^,)„их = 4 т_1)3 |
(16.9) |
Следовательно, расчет оптимальной системы скачков для задан |
|
ного М„ состоит в определении величин углов наклона |
поверхно |
стей торможения сог и углов фронтов косых скачков а*, которыми определяются а всех скачков оптимальной системы и, наконец, ве личины (от)шахОстальные геометрические размеры оптимальной
системы определяются на основании заданного расхода |
воздуха, |
||
фокусировки скачков на обечайке и уравнения неразрывности. |
|||
М е т о д и к а р а с ч е т а о>ь сог, ан> а2 |
и а3тах и т р е х с к а ч - |
||
к о в о й о п т и м а л ь н о й |
с и с т е мы |
с к а ч к о в |
(см. рис. |
16.7, а). |
|
|
|
I. Рассчитывается система 2—3, состоящая из второго косого и замыкающего прямого скачков. Поскольку оптимальное располо жение первого косого скачка уплотнения и, следовательно, числоМи за ним, неизвестны, для расчета выбираются не менее четырех произвольных значений Мц, лежащих в пределах 1 Для каждого Ми составляется таблица расчетных данных
|
М 1п |
|
Х2п |
Ря |
|
стк2 |
ха |
х3 |
°м |
а 2— 3 |
|
|
|
|
|
|
|||||
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
11 |
Рис. 16.8. Оптимальная трехскачковая система входного устройства ВРД
В соответствии с номерами столбцов выполняются следующие действия:
1. Задаются 5...6 значений угла а2 в пределах от а0 до 65°. Далее определяются (см. п. 12. 2); 2 — 'MU=N[V sin а2; 3 —Х1л= = /(М ]п) по таблицам газодинамических функций или по формуле
2 |
2 |
” |
|
^2n= ^l^irv |
|
|
|
|
^\п= |
“ |
: |
5 4 |
5 |
t g p 2 = |
t g c t 2/X in; 6 — |
to2 = cz2 — |
|
- 8 2; 7 - a K2 = q(Xln)lq(X2n); 8 -Х 2 = |
Х1^ ^ ; |
9 — X3 = 1/X2; |
1 0 - a n = |
|||||
= <7(^2)/<7(^з); |
11 — а2_ 3 = ак2а1Г Для |
|
COS p2 |
Mw строятся |
графики |
|||
каждого |
||||||||
°к2» ан.с» |
а2-з> |
а 2 |
в зависимости от ш2 |
и определяются их наивыгод- |
||||
нейшие |
значения (рис. |
16. 8, а). |
|
|
|
|
II. Рассчитываются по методике пункта 1 для первого косого скачка значения о>ь сгкь Mi для различных ан при заданном Мн.
По результатам расчетов по пунктам I и II строится график, по
которому определяются оптимальные параметры компоновки (рис. 16.8, б).
На диаграмме is (рис. 16.8, в) сравниваются ударное сжатие воздуха на прямом скачке (Н—П) и в трехскачковой системе
(Н—1—2—3) при одинаковых начальных условиях. Сжатие в каж дом из слабых скачков системы сопровождается незначительным увеличением энтропии и снижением полного давления. Поэтому и суммарные потери в системе меньше, чем для прямого скачка <72к+п> схп. В соответствии с меньшими потерями статическое давле ние, плотность и кинетическая энергия воздуха после сжатия в сис теме скачков выше, а температура ниже, чем после сжатия в пря мом скачке уплотнения.
Задача 16.2. Объясните причину увеличения потерь в системе скачков (см. рис. 16.8, б) при увеличении и уменьшении а„ по сравнению с а„ опт. Изобрази те соответствующее 'изменение линии Н—1—2—3 на рис. 16.8, в.
Рис. 16.9. Диффузоры:
а—изоэнтропный; б—с выбитой ударной волной; в—смешанный
Зависимость (crm)max от Мн для плоских оптимальных систем скачков показана на рис. 16.4. Выигрыш от перехода к большему числу скачков получается тем значительнее, чем больше Мн. Если Ми лежит в пределах 1,8 2,0, то используется двухскачковая сис тема (/С+/7), если в пределах 2 ... 2,5 — трехскачковая и так далее.
« Из о э н т р о п н ый » д и ф ф у з о р . В пределе, при бесконечно большом числе бесконечно слабых скачков уплотнения, можно тео ретически представить плавное изоэнтропное сжатие сверхзвуково го потока а=1. Изоэнтропное сжатие от Мн до М=1 представляет обращенное изоэнтропное расширение от М=1 до Мн. Поэтому контур поверхности торможения рассчитывается для каждого Мн по формуле (13.13), определяющей линию тока в течении Прандт' ля—Майера (рис. 16.9, а).
В действительности полностью изоэнтропное торможение сверх звукового потока осуществить не удается: течение происходит при большом dp/dx>0, что приводит к отрыву пограничного слоя, воз никновению скачка уплотнения, переходящего в отошедшую удар ную волну у обечайки (рис. 16.9, б).
Использование отсоса пограничного слоя и сочетание скачков уплотнения и слабых волн сжатия (рис. 16.9, в) дает воз можность частично использовать изоэнтропное сжатие газа и уве личить а.
Р е г у л и р о в а н и е в х о д н ы х у с т р о й с т в . Оптимальная компоновка входного устройства соответствует только расчетным числу Мнр и режиму работы двигателя. При неизбежных отклоне ниях Ми от Мнр и изменениях режима работы двигателя компонов ка теряет оптимальность. Например, при Мн<СМнр углы косых
скачков увеличиваются и они отходят от кромки обечайки, превра щаясь в отошедшую (выбитую) ударную волну (см. рис. 16.7, б). Это приводит к увеличению потерь, т. е. к уменьшению <х и к умень
шению расхода воздуха 5H<5,i и я|)С 1. Кроме того, |
взаимодейст |
|||
вие ударной волны |
с пограничным слоем вызывает его |
от |
||
рыв |
(см. п. 15.5) и неустойчивую работу воздухозаборника (пом- |
|||
паж). |
Оптимальность |
системы нарушается и при |
МП>М ,Ф |
(см. |
рис. 16.7, в).
Для того, чтобы компоновка входного устройства при изменении Мн и режима работы двигателя возможно меньше отклонялась от оптимальной, сверхзвуковые входные устройства делаются регули руемыми. Наиболее полное регулирование включает изменение уг лов со установки поверхностей торможения, относительное осевое смещение обечайки и центрального тела, изменение проходных се чений или регулирование расхода воздуха перепуском, а также уп
равление пограничным слоем. |
|
з а м ы к а ю |
О с о б е н н о с т и т е ч е н и я в о з д у х а з а |
||
щи м с и с т е м у п р я м ы м |
с к а ч к о м. На рис. |
16.7, а показа |
но, что дозвуковой поток за прямым скачком снова ускоряется в су жающемся канале до Я= 1 в горле воздухозаборника и до Х> 1 — в расширяющемся канале и переходит в дозвуковой А,<1 на прямом скачке уплотнения. Только после этого дозвуковой поток тормозит ся до заданного А,в«0,5 перед компрессором в расширяющемся дозвуковом диффузоре. При такой организации течения небольшие изменения режима работы двигателя и, следовательно, объемного расхода воздуха, сказываются только на положении этого прямого скачка и не нарушают расчетной системы скачков. При увеличений объемного расхода, т. е. снижения давления на входе в компрессор, скачок перемещается вниз по потоку и становится сильнее, потеря возрастают и объемный расход через двигатель увеличивается при неизменном массовом расходе. При уменьшении объемного расхо да, т. е. при повышении давления, скачок смещается против тече ния, ослабевает, потери уменьшаются и объемный расход через двигатель уменьшается и оптимальность системы сохраняется. Та ким образом, в данном случае, скачок уплотнения играет положи тельную роль газодинамического регулятора постоянства массово го расхода воздуха через двигатель при переменном объемном рас ходе. Это регулирование достигается введением дополнительных потерь. Если бы за замыкающим скачком уплотнения отсутствова ла бы сверхзвуковая зона течения с прямым скачком, то повыше-
нине |
давления, |
например, |
в дозвуковой |
части |
диффузо |
|
ра приводило бы |
к выбиванию |
расчетной системы скачков (см. |
||||
рис. 16.7, б). |
|
с лоя |
на |
р а б о т у |
д и ф ф у |
|
В л и я н и е п о г р а н и ч н о г о |
||||||
з о р а . |
Пограничный слой, нарастающий |
на поверхностях тормо |
жения увеличивает углы ш и отклоняет скачки от расчетного поло жения. Взаимодействие пограничного слоя со скачками уплотнения приводит к их искажению и вызывает отрыв пограничного слоя (см. п. 15.6). Заторможенный в пограничном слое воздух, попадая
в двигатель, снижает давление торможения. Для уменьшения вред ного влияния пограничного слоя применяются различные способы управления им: слив, отсос, охлаждение поверхностей торможения. Работа сверхзвуковых и особенно гиперзвуковых входных уст ройств невозможна без управления пограничным слоем. Например,, при М= 6, входное устройство без управления пограничным слоем имеет а = 0,1, а с управлением о—0,3.
Задача 16.3. Используя график рис. 16.4, определите для Мц = 3 отношение статических давлений за оптимальной трехскачковой системой и за прямым скач ком, если ^2=1,34 (см. рис. 16.7, а). Ответ: р3/рп=1,9.