Прямоточные воздушно-реактивные двигатели Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. (1014191), страница 50
Текст из файла (страница 50)
2) где р — коэффициент расхода диффузора. Если скачки фокусируются на входной кромке диффузора (фиг, 180,а), то ар=1; дополнительное сопротивление отсутствует: Х,=О. Для того чтобы довести коэффициент расхода диффузора ср до единицы при наличии «запирания» части горловины пограничным слоем, сечение входной щели 5 делают больше расчетного: ( ш)раса (10.3) Если скорость полета М, меньше расчетной, то углы наклона скачков аь аь а, и др. будут больше расчетных, а расход воздуха через диффузор становится меньше максимально возможной величины 5,ш„у., так как часть потока направляется мимо входной щели диффузора (фиг, 180,б).
Коэффициент расхода сч уменьшается, возникает дополнительное волновое сопротивление Х,. Если скорость полета М„ больше расчетной, углы наклона скачков становятся меньше расчетных и косые скачки уплотнения проникают внутрь диффузора (фиг, 180,в). Коэффициент давления а, будет меньше расчетного для данной скорости. Расход остается максимально возможным: р=1, дополнительное сопротивление отсутствует: Х„=О. Расход газов через любое сечение двигателя 5' определяется приведенной скоростью течения ),ь давлением и температурой торможения в этом сечении рр; и Тра (см. 2.
74): (10.4) Индекс относится ко всем переменным, входящим в уравнение расхода. Уравнения расхода позволяют найти соотношения между проходными сечениями двигателя, с одной стороны, и расходами, давлениями и температурами торможения газов, с другой. Для любых двух сечений 5; и 5 можно написать: ~г / Лю асс+1 аса Хс Ро~ '70ч) (10. 8) 6» 1 Аа за+1 Ж Ха Роа Ч(аа) Для любого „холодного" сечения, например, для сечения захватываемого потока 5„и, для выходного сечения диффузора 5,: Роа Здесь о',-коэффициент давления дозвукового участка сопла; РШ 0, — коэффициент давления сверхзвукового участка сопла: Приведенная скорость отходящих газов ),4 зависит от отношения давления торможения к статическому давлению в данном сечении:— .
Р04 Р4 (10. 9)' Следовательно, 0(14)=(Р4 ) и расчетная степень расширения ~Ро4~ сопла З4 о — —— 84нр Относительное давление торможения отходящих газов '004 Р4 меньше давления торможения набегаюшего потока Рн Рн Роо Ро4 Рш Роо Роо Рон Рн о 0 Р4 оно Рн (10 Р4 Роз Рт Рт Рон Рн Р4 "(тн) 44(тн) Р4 Расчетное отношение горячего и холодного критических сече- Т ний в основном определяется относительным подогревом а= ~.
Тон (10.12) 81нг ннннннын Здесь ~4 11 1. У 61 н(. ' з)з Расчетное отношение конечных сечений двигателя 84 »8 з Т з (Лн) чр рРЗ (Лз) д„(10 14) »чааз з Р4) )Г ч("н) Р4 Здесь г й + л„ ' у' (10.15) Если состав смеси задан, то с увеличением скорости полета относительный подогрев 8 убывает: Тз» 1 ! Нирч»ч Рн) (10. 16) ТЗ» Ср(1+аЛ) Гн Выходное сечение сопла не может быть больше миделевого сечения двигателя: 54 (Я„.
Расчетное сечение входа — и отношение Я» ан критических сечений дрзффузора и сопла — "р с ростом скорости а4»р увеличиваются за счет уменьшения относительного подогрева. Приведенная скорость перед истечением Л, согласно (10. 8) определяется отношением сечений — 'Приведенная скорость перед подо- 53 аякр греном Л'з определяется соотношением Киселева (8.
32). Коэффициент давления при сгорании определяется соотношением (8. 34). Коэффициент давления при обтекании местных сопротивлений определяется соотношением (8. 19). Коэффициенты давления диффузора ан и сопла а 'определяются по данным продувок. Допустим, что геометрия двигателя задана. Работать в расчетных условиях двигатель будет только при одном относительном подогре- ВЕ 8»нчч И ПРИ ОДНОЙ раСЧЕтНОЙ СхороетИ ПОЛЕта (Лн)р ч. ПРИ УВЕЛИ- чении подогрева 8)8..., скорость перед истечением Лз не изменится, но расход газа уменьшится за счет увеличения температуры и уменьшения плотности отходящих газов (см.
10. 4). Скорость потока в холодных сечениях Зь Яь„и Яз уменьшается и коэффициент давления при обтекании местных сопротивлений а„возрастает, а коэффициент давления при нагревании с уменьшается за счет роста относительного подогрева. Коэффициент давления камеры с„= а„= а остается практически постоянным. Замыкающий прямой скачок при увеличении относительного подогрева сверх расчетной величины вытесняется из входной щели диффузора, коэффициент расхода р убывает, начинается помпажный режим. Коэффициент давления ан остается практически постоянным (см. фиг. !80,г).
При уменьшении относительного подогрева до величины меньше расчетной расход воздуха, ограниченный кризисом в горловине диффузора, остается постоянным, р=1, приведенные скорости Лм Лз и Л„ определяемые только геометрией двигателя, не меняются, давления торможения перед истечением рзз и статическое давление на выход- 314 ном срезе сопла р, уменьшаются; полный коэффициент давления О,б убывает: г «г+ г р„ / «„+1," ' Рб.т/Гог Роз= Я«г 2 со4нр (10. 17) О Р04 осРОЗ об Рон Рон (10. 18) $3. ТЯГОВЫЕ ПАРАМЕТРЫ СПВРД Для определения тяговых параметров СПВРД необходимо в первую очередь найти его реактивную тягу й (см.
2. 90): Н вЂ” г 4 — Рн Рн(54 5н) ° (1О. 1н) ИМПУЛЬС ОтХОдящИХ ГаЗОВ г"4 Онрсдспястея ~ВЫражЕНИЕМ (2. 86): 04гнб + р454. к (10. 20) Использовав (5. 27), получим «г с~г / 14 / 313 При уменьшении скорости полета Ен температура торможения наТн бегающего потока Тон= " уменьшается. Если температура торс(Л„) можения отходящих газов Т„или состав смеси а постоянны, то относительный подогрев 3 будет возрастать и расчетное сечение входа 5„и 5, будет уменьшаться, а при постоянном 5г, должно увеличиваться критическое сечение сопла 5,«,. Коэффициент давления сверхзвукового участка диффузора с уменьшением скорости полета увеличивается. Если двигатели должны работать в расчетных условнях при любой скорости полета 5,=5гн р,=р„то с уменьшением скорости полета ~4 степень расширения выходного сопла е= — 4 уменьшается, а вместе згнр с тем уменьшаются приведенная скорость и давление торможения отходящих газов 1,4 и —.
РО4 Р4 Для того чтобы один и тот же прямоточный двигатель мог прн любой скорости н на любом подогреве работать на расчетном режиме, т. е. при наибольшем возможном давлении перед истечением и с наименьшим дополнительным сопротивлением диффузора Х„его конечи ные и критические сечения должны быть регулируемыми. Максимальная приведенная скорость истечения (14),„ определяется располагаемым перепадом давления Раи: Рн (10.
22) Расчетная степень расширения сопла е н выражается уравнением (10. 10) (10. 23) С уменьшением коэффициента давления сопла а скорость отходящих газов Х4 убывает, статическая температура газов Т, повышается, плотность газов т4 уменьшается, а расчетная степень расширения сопла в „увеличивается. При увеличении степени расширения з коэффициент давления сопла а " уменьшается, диссипацня энергии в сопле растет и потеря давления увеличивается. Р44 Роз Р4 Рои аои Р4 Р4 Ри Рн и (~н) (10. 24) Тормозящий импульс набегающего потока, действующий на входное сечение двигателя Яь равен сумме количества движения и неуравновешенных сил давления, действующих на входную щель и отклоняющую иглу.
Рассматривая силы, действующие по одну и по другую сторону от контрольной поверхности, образованной поверхностью иглы и сечением входной щели Я (фиг. 183), получим 4н4 = [ + Р4Ри~ асов аа+ ~Р 41Ч=Рн+ ноп= к = — + рииьн + Лион к (10.
25) где оа„— суммарный угол скоса потока: оо„=оо,+ни+оои+ Интеграл ) рп5 представляет геометрическую сумму сил давления иа поверхность иглы, выступающей нз диффузора (см. фиг. 179). Если косые скачки фокусируются на передней кромке днффузора, дополнительное сопротивление отсутствует: Х,=О. Во всех случаях, 316 Коэффициенты давления или потери импульса в соплах различиык очертаний и с различными степенями расширения определяют при экспериментальных продувках. С увеличением расчетной скорости полета 1„потери в диффузоре и сопле увеличиваются и газодинамический коэффициент ~4 двигателя К= 4 уменьшается.
~н когда скачки отходят от передней кромки диффузора, возникает дополнительное сопротивление, которое определяют экспериментально. Эффективная тяга Ц, К Тормозящий импульс захватываемого потока Г„зависит от приведенной скорости полета 1 „ от атмосферного давления р, и от сечения захватываемого потока на бесконечности 5н. Использовав (2. 71); (2. 74) и (2. 81), получим =Рн5н " " =Рон5иЧ(Лн)я(Лн)* ~( н) (10. 27) где а — критическая скорость до подогрева.
Сечение захватываемого потока 5, определяется из уравнения неразрывности 5н= —" =75,. (10. 28) онити И=роо5ог)(Ло) я (Ло) Рон5ио7 (Л„) я (Лн) Рн (5о 5н)1 (10.29) Реактивная тяга )) определяется приведенными скоростями полета н истечения Л„ н Ло, атмосферным давлением ри, коэффициентом расхода р и конечными сечениями двигателя 5, и 54. Температура газов в явном виде в окончательную формулу тяги не входит. Подогрев газов — только средство для поддержания высокого давления торможения вытекающих газов, т. е. большого Ло при 5о )5оч,.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
