Часть 1 (1161645), страница 79
Текст из файла (страница 79)
Мы рассматривали сопротивление диффузора в таких условиях, когда можно пренебрегать влиянием сжимаемости воздуха, которая, как показывают опыты, начинает сказываться на величине коэффициента потерь лишь в том случае, если скорость во входном отверстии диффузора . близка к скорости звука (Х, > 0,7). 460 Гл. ч1Н. Тачанки ГАЗА В сОплАх и диФФузОРАх На рис. 8.82 даны графики экспериментальных зависимостей отношения полных давлений в конце и начале диффузора о„= $1 $ ркур, от числа М.
во входном отверстии диффузора') (при центральных углах раскрытия со=4, 6, 8, 10', диаметре входного сечения 100 мм и диаметре выходного сечения 222 мм). Резкое падение значений о„, наступающее при значениях числа с 4'7 а ЛЮ' б1 г У 4 У У 7 г ат рис. 8.31.
Зависимость ковффициентв потерь от длины диффуворе М, около 0,9, объясняется тем, что на этих режимах в начальной части диффуэора развивается эона сверхзвуковых скоростей, вамыкающаяся скачком уплотнения, который вносит большое волновое сопротивление. Для оценки влияния числа й на сопротивление диффувора К. С. Сциллард испытывал также геометрически подобные диффузоры меньшего размера (с диаметром входного отверстия 18 мм). Результаты испытаний диффузоров увеличенного и малого размеров оказались близкимн, что свидетельствует о слабом влиянии числа й на потери в диффузоре.
' Зависимость пл 7'(М,) не дает наглядного представления о влиянии сжимаемости на сопротивление, так как величина а„ изменяется со скоростью даже при постоянном значении коэффициента потерь. ') Сциллард К. С. Исследование диффуворов при большвх скоростнх Г' Технические заметки ЦАГИ.— 1938.— № 160.
5 3. ДОЗВУКОВЫБ ДИФФУЭОРЬТ Удобной характеристикой потерь при течении сясимаемого газа в диффузоре является коэффициент - е1:[(-') (24) сж— в е 2 2 Здесь числитель представляет собой адиабатическую работу, которую надо затратить, чтобы поднять в идеальном компрессоре Рис, 8.32. Зависимость коэффициента сохранения полного давления в диффуэоре от числа М, перед диффуэором при углах раскрытия о = 4, С, 8 и 10' (по опытам К.
С. Сцилларда) полное давление в конце диффузора до величины полного давления в начале диффуэора, а знаменатель выражает кинетическую энергию струи газа во входном отверстии диффузора. Зависимости ь. =7(Ме) для четырех диффуэоров К. С. Сцилларда, пересчитанные по кривым рис. 8.32, изображены на рис. 8.33. Как видим, влияние сжимаемости газа на значение коэффициента потерь начинает сказываться лишь при околозвуковых скоростях (М,)0,7). Некоторое падение кривых ь бд ая7х аяуг 46Х аягг аг7х агхг аггх ага а а7агагао агагауагагг~ бд аггх агхг аггх аггг агух агуг аггг аггг г ауагагаэгхагауагагг7 м, бд агух агхг аггх аггг аг7Х ааег аггх г а/ агагаеахага7агаугг гул бд аяух агхг аггт аггг аг7х ааед аггх аггг г а7 ауагаэахахауагаггг гул 462 Гл.
чпг. тнчнння ГАВА В сОплАх н дпФФЧЗОРАх =/(М.) в области М,(0,3, где заведомо немыслимо влияние сжимаемости, можно объяснить только влиянием числа И, которое воарастает с увеличением числа М,. Описанные опыты Сцилларда проводились на диффузорах с постоянным отношением площадей выходного и входного сечений (н = г"./Р, = 5), причем перед входом в днффузор устанавливалось плавное сопло, соединявшееся с входным отверстием 4сМс д/ г(г 4у 84 4)У 8У фу 83 йу (гт Юе Ряс.
8.33. Зависимость коэффициента сопротивления диффуэора от числа М, на входе при углах раскрытия гс 4, 6, 8 и 10 (по опытам К. С, Сцилларда) с(2 Уг Ряс. 8.34. Завискмосгь коэффвцлекта сопротивления дяффуэора от~степени расширения его канала (а — 6; 11 = 26; М, = 0,665) по опытам а Гинзбурга л Идельчкка и=- е 10, 20 проведено Я. Л. Гинзбургом и И. Е. Идельчиком'). На рнс. 8.34 изображена зависимость з(п), рассчитанная по этим экспериментальным данным для диффузора сс = 6', 1Я.
= 2 прн "г., =0,7 (М, = 0,665), и нанесена соответствующая экспериментальная точка Сцилларда (и = 5). Рассмотрим теперь работу диффузора ВРД, имеющего обычную («дозвуковую») форму, при сверхзвуковой скорости потока на входе. Перед входом в такой диффузор образуется скачок ') Гинзбург Я. Л., Идельчвк И, Е. Экспериментальное определение коэффициентов воссгаковлевля давления в ковическвх диффуэорал орв больших дозвуковых скоростях я различных условиях ка входе // Ученые эаплскя ЦАГИ.— 1973.— Т.
4, № 3. диффузора патрубком постоянного сечения н отнорительной длины 1/г(, = 1,5. ! Более детальное экспериментальное исследовацие диффуз(гров с углами раскрытия гх = 4, 6, 8, 10 и 14' при отно пениях площадей п = 2, 4, 6, 10, 16 и длинах входного участка 1/11. = О, 2, 5, 6 3, дозвуковые диФФузогы 463 уплотнения с криволинейным фронтом (рис. 8.35).
В центральной части, т. е. в той, которую пересекает рабочая струя воздуха, поступающая внутрь двигателя, скачок должен быть прямым: Последнее вытекает нз того, что рабочая струн сохраняет после скачка свое первоначальное направление. Таким образом, скорость в рабочей струе после скачка дозвуковая.
В зависимости от величины входного отверстия диффузора (г',) имеет место то или иное соотношение между значениями скорости после скачка (ю1) н на входе в диффузор (и,). Принципиально возможны два случая: а) пт1) ю„т. е. поток между фронтом скаяка н входом в диффузор тормозится; б) ю1 = зп., т. е. скорость после скачка и скорость на входе в диффузор одинаковы. Возможен и такой случай, когда рабочая струя входит в диффузор со сверхзвуковой скоростью, тогда скачок уплотнения полу- рис 6,66 Теиеааи фотография чнтсн не перед диффузором, саерхзаукоаото потока перед проа внутри него.
Режим ш~ ( пт„ стыи Лиффузороп т. е. ускорение потока между фрон- тоМ скачка и входом в диффузор, на практике не реализуется. Итак, в двигателе с простым диффузором торможение входящей струи ттрн сверхзвуковой начальной скорости начинается с прямого сийчка уплотнения. Потери в скачке и параметры потова за еилчком определяются по формулам, приведенным ВФ Щ.
Ппяъзз.ку„поток в простом диффузоре является дозвуковым даме лрж сверхзвуковой скорости полета (Л1 < 1, Л, ) 1), гидравагпттеские потери в канале такого диффузора можно рассчитывать по формулам (22) и (23) настоящей главы. ,Если для елучая дозвуковой скорости полета потери полного давления при торможении рабочей струи определялись только внутренним сопротивлением диффузора ию то для случая сверхзвуковой скорости этн потери включают также волновое сопротивление п„т.
е. определяются произведением коэффициентов сохранения полного давления в прямом скачке и в диффузоре (оао„). В воздушных трактах реактивного двигателя встречаются места, в которых изменяется направление потока, — колена, отводы. Потери при повороте связаны с отрывом потока от стенки и последующим выравниванием поля скорости. В колене на стыке двух участков разного направления имеются острые кромки, от которых происходит отрыв потока. В отводе направление потока 466 Гл.
чпь течнния 1'АЗА В сОплАх и диФФРЗОРАх 66 Ряс. 8.36. Влияние прнзеденноа скорости яа сопротнеленне прн повороте потока Применяя диффуаоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остается сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно эа последним косым скачком поместить прямой скачок или особый участок криволинейной ударной волны, элементами которой являются «сильные» косые скачки, переводящие поток в дозвуковой.
') И д е л ь ч н к И. Е. Справочник по гндравлвчесннм сопротнеленкям.— 2-е нзд.— Мл Машиностроение, 19?5. ') Ульянов Й. Е., Крумнна Н. Н., Ва кар Н. В. Нроекткрозанне воздухозодов самолетных силовых установок.— Мл Машнностроенне, 1979. изменяется плавно, но у внутренней стенки газовый поток сначала ускоряется, а при переходе к новому прямому направлению — замедляется; на этом втором участке возникает диффузор- ного характера отрыв погранично- ~ ~о го слоя.
Сопротивление колен и отводов, а также других местных сопротивлений, главным образом в условиях несжимаемой жидкости, 65г изучается в курсах гидравлики. Подробный справочник по И' гидравлическим сопротивлениям опубликован И. Е. Идельчиком '). г Мы остановимся лишь на влия- нии сжимаемости газа на сопро5г тивление при повороте потока. На рис. 8.36 нанесены экспериментальные данные Н. Н. Круминой з) 5 для зависимости отношения коэффициентов сопротивления от приведенной скорости перед повороДз том в колене (У) и отводе (7, 2).
48 Дм Ам В несжимаемой жидкости ззс = = 1,05; $зз = 0,3 при гс/д = 0,75 н Взе = 0,2 при ге/с) = 1; $1с = 0,1 при Го/0=2,5. Влияние сжимаемости газа на потери в очень плавном отводе не проявляется, а в колене становится наиболее значительным, особенно при Х ) 0,4. Опыты ве- ял лись при й = — ) 2 ° 10,т. е. в области, где влияние вязкости несущественно. й 4. Сверхзвуковые диффузоры 46$ 9 4. сВерхзВукОВые диФФузоры пв Ь вЂ” 1 Лв —— Рп в 7о+1 в Р „в апми — =", в Рв Ь вЂ” 1 1 1 Лв В+1 в Общее изменение полного давления в сверхзвуковом диффузоре, содержащем косой и прямой скачки, определяется произведением коэффициентов сохранения полного давления: в Рп о„а„= —,. Рп (26) При изменении угла а между фронтом косого скачка и направлением невозмущенного потока отношения значений полного и статического давлений за и перед системой скачков изменяются.
') Петров Р. 11., Ухов Е. П. Расчет восстановления давления прн переходе от сверхзвукового потока н доввуновому прн равлнчных системах плооннх скачков уплотнения. — М., 1947. 30 г, н. Абрамович, ч. в На рис. 3.12 сильные косые скачки отвечают верхним ветвям кривых бб 1(в), лежащим выше максимумов, причем фронт сильного косого скачка располагается по отношению к набегающему потоку под углом не менее 60'.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
