Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
2.2.2. Возникновение скачков уплотнения (СУ) при торможении потока. Изменение параметров потока при прохождении через СУ.
При полете самолета со сверхзвуковой скоростью обтекание различных его частей можно представить на примере ромбовидного профиля крыла (одна из наиболее благоприятных форм профиля крыла сверхзвукового самолета). Обычный дозвуковой профиль с тупой передней кромкой не годится.
Как и для такого профиля любой сложный контур самолета можно представить как совокупность внутреннего и внешнего тупых углов.
Угол >180 Угол <180
Внешний тупой Внутренний тупой
Рис.
(вблизи точек В и Д) (вблизи точек А и С)
А. Течение вблизи внешнего тупого угла (точки В и Д). Обтекание
сверхзвуковым потоком внешнего тупого угла.
Рассмотрим этот случай:
Рис.
Известны параметры на входе:
.
- кинематичесие.
Определяем:
, т.к. появляется добавочный угол
В точке А плоскопараллельный поток отклоняется и приобретает направление наклонной стенки. Поворот происходит не сразу по всему поперечному сечению.
2.2.3. Изменение параметров потока при прохождении через СУ.
Потери энергии в СУ, способы их уменьшения.
Рассмотрим прохождение потока через скачек уплотнения.
РИС. т.к. толщина скачка очень мала (), то будем считать что .
Используя уравнение неразрывности:
1). уравнение энергии
2). уравнение количества движения
3). .
Без вывода получим кинематическое соотношение для прямого скачка:
, разделив на
, где - приведенная скорость
Если , то из кинематического соотношения следует, что (наоборот скачков разряжения не бывает).т.е. на прямом скачке сверхзвуковое течение переходит в дозвуковой поток.
Если кинематическое соотношение выражает связь между скоростями до и после скачка, то динамическое – связь термодинамических параметров (справедливо как для прямого так и для косого скачков). Используя те же уравнения для вывода динамического соотношения получим
Если , а , то мощность скачка увеличивается.
отсюда
- это формула скорости
звука для слабых возмущений.
В косом скачке уплотнения вектор скорости изменяет не только свою величину, но и направление.
Рассматривая -ки скоростей (где ), получим
, т.е.
Используя формулу кинематического соотношения для косого скачка нельзя сказать какое течение за скачком: дозвуковое (как на прямом скачке) или сверхзвуковое.
Рассмотрим примеры диаграммы.
- косой скачек более мощный. Чаще реализуются слабые скачки, а
сильные реализуются когда есть какая-нибудь поверхность, на которой этот скачек ??.
На острие плохой теплообмен, что вызывает перегрев и оплавление
при больших скоростях.
- будет косой скачек, но отсоединенный перед входной областью образует область дозвукового потока.
Т.е. для головных частей ракет, для входных кромок крыльев
сверхзвуковых самолетов оптимально использовать острые кромки, когда доп. В этом случае имеем присоединенный косой скачек, потери в котором меньше.
Появление прямого скачка на поверхностях самолета приводит к значительным потерям полного давления (кинетической энергии) воздушного потока (диффузор ГТД). При этом часть кинетической энергии воздуха используется на его сжатие, а другая переходит в тепло (необратимые тепловые потери). Это так называемая составляющая общего сопротивления – волновое сопротивление.
Однако при полете с M<1,5 потери в прямом скачке невелики. При M>1,5 чтобы уменьшить потери реализует систему косых скачков, заканчивающуюся слабым прямым скачком. Конструктивно это достигается, например, установкой в диффузор ГТД центрального тела.
В сверхзвуковых течениях газа при уменьшении скорости и росте давления образуются сильные разрывы – ударные волны (движущиеся) или скачки уплотнения (неподвижные относительно наблюдателя). При переходе через поверхность разрыва происходит уменьшение скорости V и увеличение P, и Т. При этом изменения эти происходят резко, скачком, т.к. значения параметров в 2-х близлежащих точках отличается на конечную величину.
Образование скачков уплотнения рассмотрим на обтекании внутреннего тупого угла.
Прямые скачки – фронт скачка перпендикулярен направлению набегающей волны.
Если бы у нас был поворот на бесконечно малый угол, то параметры приобрели бы более малые приращения и этого было бы достаточно, однако у нас - конечный угол.
- ур-е Гюгонио.
M1 > M0 и 1 < 0
При обтекании внешнего тупого угла происходит увеличение V и соответственно уменьшение термодинамических параметров (T;P;)