yavor1 (553178), страница 60
Текст из файла (страница 60)
(30 28) 2. Максимальная скорость и соответственно максимальное значение кино. тической энергии единичной массы газа было бы получено прн условии Т„ — О, Из данного выражения вытекает важное следствие: если М<:1, то знак Ло противоположен знаку !за; если же М:>1,тознакбо совпадает со знаком сто. Зто означает, чта скорость дозвукового потока возрастает при сужении сопла и уменьшается при его расширении. Наоборот, сверхзвуковой поток ускоряется при расширении сопла и замедляется при его сужении (табл. 30.1).
Максимальная скорость в наиболее узком участке сопла не превосходит скорость звука. т. е, если бы газ вырывался в вакуум, где температура равна абсолютному нулю: Онако 2 ~УО' (30.29) В этом случае внутренняя энергия газа полностью превратилась бы в кинетическую.
3. Найдем отношение истинного значения квнетичесной энергии единпны массы газа к максимальному значению этой величины: оз Го гас ч== — — = (30.30) онако те Полученное отношение равно к. п. д. цикла Карно для тепловой машины, работа- юшей в том же интервале температур. Оно выражает максимальный коэффициент использования внутренней энергии газа в резервуаре. 9 30.13. Сопло Лаваля 1. Для того чтобы из сопла вытекал сверхзвуковой ноток, необходимо, чтобы оно было специальным образом профилировано. В самом деле, газ вытекает из резервуара с малой скоростью, меньшей скорости звука. Следовательно, для ускорения потока, ~о~диско (30.27), необходимо, 1 гг а чтобы сопло на начальном участ- ,г 1 ке сужалось.
Прн достаточно д большой разности давлений гг скорость потока в самом узком рр---- сечении станет равной местной р,„чс. скорости звука. Если сопло дальше расширяется, то, согласно (30.27), поток будет продолжать ускоряться. е~ — -' — - — — — —— Сбило, работающее в данном режиме, называется соплом Ла- рис.
3032. валя (рис. 30.12). Такие сопла применяются в паровых и газовых турбинах, в реактивных двигателях и ракетах. 2. При протекании газа через сопло Лаваля его давление, плотность и температура непрерывно уменьшаются; соответственно уменьшается и его внутренняя энергия. За счет этого непрерывно растет кинетическая энергия струи, и ее скорость может значительно превзойти скорость звука (см. рис. 30.12). ! Ю и $30,!4. Реактивный двигатель 1. Сбило Лаваля является основным элементом любого реактивного двигателя. В самом деле, для получения большой реактивной силы тяги необходимо, чтобы скорость истечения струи была максимально болыпой (см.
(15.8)). А большую, именно сверхзвуковую 293 скорость истечения газа можно получить только с помощью сопла Лаваля, Реактивные двигатели бывают разных конструкций. Мы ограничимся рассметрением простейшего — прямоточного воздушно- реактивного двигателя (ПВРД).
Схематически двигатель данного типа изображен на рис. 30.13. 2. Прямотачный двигатель успешно работает и дает достаточно большую реактивную силу тяги в том случае, когда он движется со Рис. 30!3. сверхзвуковой скврвстью. Ддя простоты рассуждений перейдем к системе отсчета, связанной с двигателем. В этой системе отсчета поток воздуха набегает на входное сопла со скоростью, превосхвдищей скорость звука. В области 1, за входным соплом, образуется один или несколько скачков уплотнения, и скорость газа стано- вится меньше скорости звука.
4 Двигаясь вдоль расширяющегося канала, дозвукэвой поток еще больше тормозится — его скорость падает, а Е давление, плотность и темпе- ратура возрастают. В облаРис. 3034. сти 2, называемой камерой сгорания, в сжатый воздух вбрызгивается из резервуара 3 топливо. Энергия, выделившаяся при его сгорании, идет на увеличение внутренней энергии газа.
Из камеры сгорания газ поступает в сопла Лаваля 4. Если правильно подобрать термодинамические параметры газа в камере сгорания, то в области наибольшего сужения сопла скорость патока станет равна местной скорости звука, и из выходного свила начнет вытекать сверхзвуковой поток. Заметим, что прямотачный двигатель очень прост в конструктивном отношении и весьма надежен. Однако он может работать только в том случае, если его разогнать предварительно да сверхзвуковой скорости. Е~Ля этой цели могут быть использованы стартовые ракеты. 3.
На рис. 30.14 изображена схема турбокампрессорного воздушно-реактивного двигателя (ТКВРД). Он может работать на 294 любых, в том числе и на малых скоростях. В отличие от прямоточного двигателя, здесь сжатие воздуха достигается с помощью компрессора 1. Энергия потока за камерой сгорания 2 частично испвльзуется в газовой турбине 3, которая вращает кемпрессор, а иногда и пропеллер. Оставшаяся часть энергии используется для создания реактивной тяги в сопле 4, распвлвженнвм за турвиной. й 30.15. Крыло самолета 1.
Пластина, обтекаемая жидкостью или газом н профилированная таким образом, что подъемная сила значительно превосходит силу сопротивления, называется крылом. В зависимости от того, для движения с какой сквростью предназначена крыло, его форма меняется: у самолетов, скорость кетерых меньше скорости звука, профиль крыла ,~ (ЯЯЯ имеет вид, извбраженный на рис. 30.15, а и б; у сверхзвуковых самолетов перед- р, р (р .
20.и, ) Ю тем, чтобы уменьшить волновое сопрвтнвление (см. $ 30.11). 2пр у ~ю г силы можно качественно объяснить на основании уравнения Бернулли. Поток газа, Рис. 30 !6. обтекая крыло, разветвляется. Крыло имеет несимметричную форму: сверху оно выпуклое, снизу — слегка вогнутое или плоское, Благодаря этой несимметричнвсти скорость потока над крылом о, оказывается больше скорости под крылом о„а давление р, соответственно меньше (рис. 30.16). Эта разность давлений н создает подъемную силу.
Подъемную силу можно увеличить разными способами. А «Ь~ Рис. 30.!7. Рис. 33.!6. 3. Прежде всего, можно сделать крыло сверху более выпуклым, а внизу — вогнутым (см. рис. 30.15, а). В этом случае поток нод крылом замедлится, а над крылом его скорость возрастет. С увеличением разности скоростей возрастет и равность давлений, а вместе с этим и подъемная сила. Но крыло с таким профилем испытывает и большое сопротивление. Поэтому профили такого типа характерны для тихоходных самолетов. 4.
Можно создать некоторый угол между хордой крыла и направлением набегающего потока — так называемый угол атаки а (рис. 30,17). Это также приведет к замедлению скорости потока йзв под крылом и, как следствие, к росту подъемной силы. Но с увеличением угла атаки растет сила сопротивления. Кроме того, при болыпих углах атаки происходит отрыв потока от крыла, что ведет к уменьшению подъемной силы. Поэтому у современных самолетов угол атаки не превосходит 3 — 4'. 5. Наконец, подъемную силу можно увеличить путем увеличения скорости набегающего потока. Действительно, разность скоростей над верхней и под нижней поверхностями крыла при малых углах атаки и малой выпуклости крыла (см.
рис. 30.!5, б) невелика. Поэтому полусумма этих скоростей мало отличается от скорости набегающего потока, (и, + п,)т2жп. Это позволяет привести формулу (30.10) к виду сьР з( Р (па+ пз) (пз — от) Рооп. Следовательно, при больших скоростях потока подъемная сила будет велика даже в том случае, когда крыло имеет небольшую изогнутость и малые размеры.
Именно такую форму имеют крылья современных скоростных самолетов. Это позволяет существенно уменьшить силу лобового сопротивления, что безусловно выгодно. $30.16. Измерение давления и скорости в потоке жидкости 1. В этом параграфе мы рассмотрим случай дозвукового потока (М< 1), когда сжнмаемосгью газа можно пренебречь. Выясним, как можно измерить давление в дви>ьущейся жидкости с помощью неподвижного манометра и как по измерениша давления судить о скорости движения жидкости.
Рис. 30!9. Рис. 30.!8. Р . 3О 29. 2. Поместим в поток небольшую трубну удобообтекаемой формы, у которой в боковой поверхности имеется одно или несколько отверстий (рис. 30.18). Трубка такой формы практически не искажает поток, вследствие чего его снорость, а потому н давление существенно не меняются. Благодаря силам упругости жид. кость поступает в трубку и поднимается на некоторую высоту Ь до тех пор, пока гидростатическое давление не уравновесит давление жидкости в погоке. Величина давления может быть вычислена по формуле )з=- рай Если давление в жидкости мало, то мзнометрнческая трубка устанавливается наклонно, и тогда давление рассчитывается по формуле р= рн)з)па (см, $23.2).
Т(ля измерении давления в газе трубку с помощью шланга присоединяют к обычному манометру для газов — жидкостному или металлическому. 298 3, Поместим в ту же точку потока трубку, входное отверстие когорой обращено навстречу потоку,— так называемую трубку Пито.
Столбик жидкости в манометрической трубке поднимается выше, чем в предыдущем случае (рис. 30.19), что свидетельствует о росте давления. Действительно, в трубке Пито жидность останавливается, и давление столбика жидкости в манометрической трубке уразновешиваегся давлением эашорпоженкой жидкости, а не давлением движущейся жидкости, как это имело место в предыдущем эксперименте. Давление заторможенной зкидностн определяется по уравнению Бернулли (30.10), если в нем положить оз= этери= 0 Рз = Рторк 1!так, ро Ртоэч = Р+ (30 3!) Часто давление заторможенной жидкости Р,р„не совсем удачно называют поаныж давлением, давление в неззторможеиной жидкое~и Р— стагличегкиж, а их Разность Р,овк — Р =- Рпз)2 — динамическим давлением.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
