- •Московский государственный машиностроительный университет (мами)
- •Газовая динамика
- •Москва - 2015
- •Глава 1. Основные понятия газовой динамики и физические свойства жидкостей и газов …………………………………………………….
- •Глава 3. Уравнения газовой динамики элементарной струйки
- •3.1. Уравнение неразрывности
- •3.2. Уравнение количества движения (первое уравнение Эйлера)
- •3.3. Уравнение моментов количества движения (второе уравнение Эйлера)
- •3.4. Уравнение энергии
- •Механическая форма уравнения энергии
- •3.5. Параметры торможения
- •3.6. Примеры расчётов параметров движущегося газа
- •Глава 4. Одномерное движение газа
- •4.1. Уравнение обращения воздействий
- •4.2. Газодинамическая форма уравнения расхода
- •4.3. Уравнения количества движения в полных импульсах
- •4.4. Примеры расчёта газовых течений с помощью уравнений расхода и количества движения
- •Глава 5. Скачки уплотнения и ускорение газового потока
- •5.1. Плоская ударная волна и прямой скачок уплотнения
- •5.2. Основное кинематическое и основное динамическое соотношения для прямого скачка уплотнения
- •5.3. Косые скачки уплотнения
- •5.4. Обтекание внешнего тупого угла сверхзвуковым потоком (течение Прандтля - Майера)
3.5. Параметры торможения
В соответствии с соотношением (3.21) температура газа становится равной температуре торможения тогда, когда скорость течения потока становится равной нулю при отсутствии обмена с окружающей средой. Поскольку i = cpT , температуру торможения выразим как (3.28):
T* = T + (3.28)
Теплоёмкость воздуха равна 1005 Дж/кгград, откуда для воздуха
T* = T + .
Температура термометра, помещённого в поток, приблизительно равна температуре торможения. Это объясняется образованием у стенок термометра пограничного слоя, в котором набегающий поток полностью затормаживается. Неподвижный термометр не может измерить статическую температуру в потоке газа, для этого пришлось бы перемещать его со скоростью потока. Поскольку температура торможения пропорциональна квадрату скорости, то поверхность тел, движущихся с очень высокой скоростью, сильно разогрета. Например, температура поверхности снаряда при скорости 1500 м/с превышает 1000 K. Температура обшивки турбореактивного самолёта, летящего со скоростью 800 км/ч (222,22 м/с) выше температуры за бортом примерно на 25◦C. Из-за очень высокого нагрева обшивки на спускаемых аппаратах космонавтов устанавливают специальные защитные экраны в виде огнеупорных пластин, которые частично сгорают в плотных слоях атмосферы. В реальных условиях величина динамической добавки температуры оказывается меньше вследствие теплообмена между полностью заторможенным и близлежащими слоями. В этом случае для расчёта вводится коэффициент восстановления температуры, который обычно определяется экспериментально и зависит от условий течения воздуха. Тогда
T* = T + r (3.29)
где r – коэффициент восстановления температуры. Например, указанных выше условий полёта самолёта r ≈ 0,8.
Из уравнения Бернулли (3.25) для несжимаемой жидкости и z = 0 следует:
p* = p + (3.30)
Давление p* называется давлением торможения, или полным давлением. Физический смысл уравнения (3.30) – это давление полностью заторможенного потока, когда скорость равна нулю. Уравнение (3.30) можно использовать в расчётах только при низких дозвуковых скоростях потока, когда сжимаемостью жидкости можно пренебречь, и ошибка расчётов в этих случаях будет незначительной.
В энергетически изолированном течении максимальная скорость может быть получена тогда, когда полная энтальпия будет превращена в кинетическую энергию, то есть при расширении газа до абсолютного вакуума (i = 0, p = o). Тогда в соответствии с (3.21) имеем:
Wmax = = (3.31)
Для воздуха (cp = 1005 Дж/кг∙град) формула (3.31) принимает следующий вид:
Wmax = 44,833 (3.32)
Разделим обе части (3.28) на T:
= ,(3.33)
где a – скорость звука. При выводе последнего выражения были использованы уравнение Майера (cp – cv = R) и отношение теплоёмкостей при постоянном давлении и постоянном объёме ( = k). Отношение скорости потока к скорости звука в данной среде называется числом Маха. Число Маха является критерием подобия газовых течений. Если число Маха меньше единицы, то течение является дозвуковым, если больше единицы – сверхзвуковым, если число Маха равно единице, то течение потока считается звуковым, или критическим. Используя выражение числа Маха, можем получить расчётную формулу для отношения температуры торможения к статической температуре в функции числа Маха:
= 1 + (3.34)
Вернёмся к уравнению Бернулли в виде (3.27)
–1] + = 0
В случае идеального торможения потока жидкости, когда w2 = 0 и p2 = p*, получим (опуская индексы «1»):
- 1] + = 0, откуда
(3.35)
Используя далее формулу скорости звука a = ,получим выражение для отношения давления торможения к статическому давлению в функции числа M:
(3.36)
Выражение (3.35) можно получить, используя соотношения идеальной адиабаты:
и
Из этих же соотношений можно получить формулу для расчёта плотности идеально заторможенного потока:
(3.37)
Если скорость потока равна скорости звука, когда число Маха равно единице (M = 1), режим течения называется критическим. В этом случае из (3.33) получаем:
= (3.38)
Скорость звука для критического режима:
= = (3.39)
Для воздуха (k = 1,4) aкр = 18,3
Представим выражение (3.33) в следующем виде:
Откуда, используя (3.38), получаем следующее выражение:
= 1 – (3.40)
где λ называется коэффициентом скорости и выражает отношение скорости потока к критической скорости звука:
λ = (3.41)
Между λ и M имеется конкретная связь, которую представляют следующие соотношения:
λ2 = ;M2 =
При критическом режиме (λ = M = 1) максимальной скорости течения, когда T = 0, соответствует максимальное значение коэффициента скорости:
= (3.42)
Для воздуха (k = 1,4) λmax = 2,45
Коэффициент скорости, также как и число Маха, может считаться критерием подобия газовых течений. Между ними имеется однозначная зависимость, которая легко может быть получена с использованием соотношений (3.34) и (3.40).
Из уравнения (3.40) с использованием соотношений идеальной адиабаты могут быть получены уравнения для отношений и.
Таким образом, имеем следующие соотношения:
= 1 – =
=
= ε
Величины ε называются газодинамическими функциями параметров торможения. Эти очень важные величины применяются в инженерных расчётах. Они сведены в таблицы газодинамических функций, составленных для различных значений чисел M и λ, а также для различных показателей адиабаты k.
Протекание кривых газодинамических функций параметров торможения показан на рис. 3.6.
Рис. 3.6. Газодинамические функции параметров торможения