Прикладная гидрогазодинамика Сергель О.С. (1014106), страница 66
Текст из файла (страница 66)
Следовательно, в этом диапазоне углов вихревые потери прн постепенном расширении канала больше, чем при внезапном, когда о=180' и ф= 1,0. Объясняется это тем, что вихревая зона при внезапном расширении устойчива, а при 40~а !50' неустойчива и периодически смывается потоком. Нз непрерывное возобновление вихревой зоны и затрачивается дополнительная энергия потока. Коэффициент сохранения давления торможения в дозвуковых диффузорах может быть определен по формуле, аналогичной (16.1) рэ к а о — „= 1 — ~д — ).ь р„к+ 1 (16. 2) 316 где 1,д — коэффициент сопротивления днффузора, учитывающий как потери на отрыв вограннчпого слоя, так и иа трение. Минимальные потери соответствуют ажб'.
При увеличении угла а>бр потери на трение уменьшаются, так как при заданном Л~/Я~ диффузор становится короче, зато потери на вихреобразование резко возрастают. При уменьшении о 6' потери па вихреобразозаине слегка уменьшаются (при этих углах они малы), но возрастают потери на трение из-за увеличения длины диффузора. На практике для уменьшения длины диффузора углы раскрытия делают а=8 ... 12'.
При таких углах видимый отрыв пограничного слоя от стенок диффузора обычно еще не наблюдается. Для уменьшения габаритов и массы желательно делать днффузоры возможно короче. При а>15' целесообразно выполнять стенки днффузора криволинейными с постепенно возрастающим углом а так, чтобы градиент давления вдоль оси х был бы постоянным др/Их=сонэ!. Течение в таком диффузоре обладает большой устойчивостью, пограничный слой нарастает медленнее н снижение потерь может достигать 407ы Хороший результат дает также ступенчатый диффузор с орванизованным срывом потока. Передняя часть такого диффузора имеет ак 10 ... 12' и заканчивается внезапным расширением до Зь В этом случае внезапное расширение стабилизирует течение за днффузором и ие вносит заметных потерь, так как скорость потока перед ним уже невелика. Формулы (!6.1) и (16.2) показывают, что потери полного давления возрастают при увеличении приведекной скорости Хз на вы- ходе из диффузора, что при заданном ЯзЩ соответствует увеличению Хь Уменьшение потерь в диффузоре при больших и может быть достигнуто отсосом нли сдувом пограничного слоя.
Пропускная способность диффузора оценивается коэффициентом расхода ф (см, рис. 161): 6р Сн1~ыз1 где 5, — площадь поперечного сечения невозмущенной струи, попадающей в диффузор: Яз — площадь входного отверстия днффузора; 6„— действительный расход жидкости через диффузор; бэ — расчетный расход, т. е. расход жидкости с параметрами не- возмущенного потока через входное сечение диффузора. Влияние на работу диффузора соотношения между скоростью полета %~ и скоростью воздуха во входном сечении )Рь Пусть самолет летит с постоянной скоростью В' на постоянной высоте Н. Тогда, изменяя частоту вращения компрессора, т.
е. изменяя рь можно получить три различных режима работы диффузора (см. рис. 16.1): 1. Режим без преобразования скорости и давления воздуха до диффузора В'~=йг и р1=р . Струя воздуха попадает в диффузор из бесконечности без изменения сечения 5, Яь Коэффициент расхода т)=1. П. Режим с внешним расширением потока %'~> пт; р1<р„ о1~ оз и ф=Ячп/51>1. Этот режим возникает прн снижении давления рз за счет увеличения частоты вращения компрессора. Режим П не желателен, тзк как сопровождается повышенными потерями полного давления оп<от за счет увеличения Х1 и Хь а также возникновения отрыва пограничного слои нз входе з диффузор нззз увеличения угла прнтекаиия струй к передней кромке днффузора, Ш.
Режим с внешним сжатием газа 51>5„, ф=Я,/51<1, йт1< <и'11, р1>Р„р1~=р,". Получается при уменьшении частоты вращения компрессора и увеличении рз. Как показывают опыты, оптимальным режимом работы дозвукового воздухозаборинка является режим, при котором йтзж0,61(Гю В этом случае перед днффузором возникает изоэнтропное торможение газа, в хотором реализуется примерно 76$ общей степени повышения давления в диффузаре рз/р,. Дальнейшее повышение сжатия воздуха перед диффузором ярнводит к чрезмерному увеличению углов притекания воздуха к передней кромке диффузора и может вызвать отрыв пограничного слоя от наружной поверхности диффузора, что приведет к увеличению лобового сопротивления.
Если диффузор задросселировать полностью на выходе, то воздух будет тормозиться вне диффузора нзоэнтропно и рэ р,э, о 1 н ф=0, При открытии дросселя появляется расход воздуха (ф>0) и потери з диффузоре (а<1). 317 Задача 1зл, Определить ковффнпненты сопротивлении и сохранения полного давления конического дпффувора, если Щ~,=З; а=~10', не=од н 04. а по- терн нв трение состввлкнтт 80% от потерь нв отрыв погрвничного слоя. Ответ Од=0,84, и 0,98 ... 0,92.
Степень повышения давления в днффузоре пд =рт/рп завнснт от режима работы днффузора, числа М, отноше» ння площадей Яв/Я, н гидравлических потерь. Расчеты н опыты показывают, что прн нормальной работе днффузора, увелнченяе стененн расширения Яв/Ят сверх четырех мало эффективно. Так например, прн Мт 0,75, прн Яв/Я1=4; яд 1,3й, а прн Яв1Я1 5 ... яд= =!,33. !6.2.
ДИФФУЗОРЫ ДЛЯ НЕБОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ, СКОРОСТЕЙ Прн Ми=1,5 нспользуются обычные расшнрякицнеся днффузоры с острыми входными кромками. В зависимости от коэффнцнента расхода т9 наблюдаются следующие режнмы работы такнх дяффузоров (рнс. 16.3). 1 ! л. Рне. 10.3. Рсжнны работы односнвчкового днффуворв 1. Прн т(т~ 1 перед днффузором возннкает отошедшая ударная волна. Струя сечением Яи~Ят, попадающая в днффузор, пересекает участок скачка близкого к прямому. Дозвуковой поток Хт'=19 нзоэнтропно тормозятся на участке между ударной волной н входным сечением дпффузора до Хтч.,дт' н затем — до Хте Хт в дозвуковом днффузоре.
Прн этом на поверхность струи между скачком н сеченнем 1 — 1 действует повышенное давленне, вызванное центробежными скламн частиц воздуха, движущихся по дуге с радиусом кривизны г. Проекция суммарной силы этого давленнн на ось х называется доволнптельным сопротивлением днффузора. 318 Н. При увеличении расхода воздуха до ф=1 скачок уплотнения располагается непосредственно на кромке диффузора, а внешний поток тормозится иа косых скачках уплотнения, что соответствует минимальному внешнему сопротивлению дкффуаора.
На этом режиме потери в дозвуковом диффузоре больше, чем прн первом режиме за счет увеличения Аз и яо вследствие отсутствия изоэнтропного сжатия перед входом. Ш. При увеличении объемного расхода воздуха через сечение 2 диффузора за счет снижения р, сверхзвуковая струя сечением 8е 51 входит в днффузор, ускоряется в расширяющемся канале и ударно тормозится в более интенсивном скачке уплотнения внутри днффузора. Поэтому потери полного давления еще возрастают— езн~оц, На этом режимезр=(и В1=В". Режим ф>1 всверхзвуковом полете не реализуется.
Коэффициент сохранения полного давления рассмотрекного входного устройства ВРД определяется по формуле я о=Рз1Р '=Рз|Р 'Ре1Рт=очсод,. (16. 4) где а,,„ од — коэффициенты сохранения полного давления в прямом скачке уплотнения (12.12) и в дозвуковом диффузоре (16.2). Потери полного давления на прямом скачке уплотнения при М,-1,5 не велики п>0,93. Это и позволяет с успехом применять этот простейший односкачковый диффузор. 16.3. СВЕРХЗВУКОВЫЕ ДИФФУЗОРЫ Потери полного давлекия на примам скачке уплотнения, весьма малые при М незначительно превосходящем единицу, резка возрастают с увеличением М„(рис.
16.4). Уже при М„2 о=-0,72. За счет таких потерь полного давления тяга ВРД с односкачковым диффузором уменьшилась бы, примерно, на 40е(е по сравнению с тягой ВРД Сз ,у«~,д при изоэнтропиом сжатии и эффективный полет был бы невозможен. Снижение волновых потерь. Исследования показали, что волновые потери а сверхзвуковом диффузоре снижаются прн замене сильного нря- ' «етт мого скачка уплотнения системой бо- д лее слабых косых скачков, за которыми скорость остается сверхзвуковой, с ри„ замыкающим слабым прямым скач- (о„) „от числа йй, для ком, переводящим поток в дозвуко- входных устройств с различной, ' Последовательный ряд косых иым числом скачков скачков возникает у поверхностей " Системой иззываетси последовательность скачков, между которыми яе об- разуется вола раарежеиии.
торможения сверхзвукового диффузора, которые располагаются под углами со к сверхзвуковому потоку (рис. 16.5). Классификация входных устройств. По расположению скачков уплотнения относительно плоскости входа они подразделяются на три типа: ррнм1 нл Е д Рнс. 16.5. Входные устройства: а-С внемннм сматаев; б — то исе с внхнренннм; е-то же со сммванимм а) внешнего сжатия — косые скачки уплотнения располагаются перед плоскостью входа; б) внутреннего сжатия — скачки уплотнения находятся внутри канала; в) смешанного сжатия — часть скачков уплотнения располагается вне и часть — внутри канала.
Каждый тип воздухозабарника имеет свои преимущества и недостатки, которые здесь ие рассматриваются. Отметим толь- , К"' ко, что нз рис. !6.6 видно, что при одинаковой площади входа, бу воздухосборник внешнего сжав! тия имеет максимальное внешнее сопротивление, а внутреннего— Рвс. !6.6. схемы воздухозаборников: мзшимальпое, Входные устройста — наосноом б — оссснмметрннного ва в основном выполняются плоскими или осесимметричиыми (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
