Дозвуковых скоростей

СТРЕЛА ПРОГИБА - макс, смещение оси изгибаемого конструктивного элемента (балки, фермы, ригеля и т.п.) под действием внеш. сил в направлении, перпендикулярном оси. Размер С.п. обычно ограничивается техн. нормами на проектируемое сооружение, строит, конструкцию. СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА самолёта - отклонение (в плане) передней кромки крыла от перпендикуляра к плоскости симметрии самолёта. Чем больше С.к., тем меньше составляющая скорости набегающего потока в направлении поперёк крыла, что позволяет снизить волновое сопротивление на сверхзвуковых и больших дозвуковых скоростях полёта. Различают прямую и обратную С.к. (крыло соответственно отклонено назад или вперёд). Для обеспечения благоприятных аэродинамич. хар-к в широком диапазоне полётных режимов самолёт может иметь конструкцию крыла с изменяемой в полёте стреловидностью.

В ступени турбины давление ро перед сопловым аппаратом больше давления Pi за ним, поэтому поток в сопловом аппарате разгоняется: скорость wai>wo0 (рис. 4.4, а). Межлопаточные каналы в любом сечении являются конфузорными (при дозвуковых скоростях wal) или кон-фузорно-диффузорными (при сверхзвуковых скоростях vv»i).

Целесообразные пределы применения того или иного типа ВРД в указанных диапазонах скоростей полета определяются главным образом топливной экономичностью и удельной тягой двигателя. Так, ТВД имеет хорошую экономичность на низких и средних скоростях полета; ТРДД имеют высокую экономичность на больших дозвуковых скоростях; ТРДДФ относительно мало уступают в экономичности ТРД на сверхзвуковых скоростях полета; ТРДФ имеет существенно худшую, чем у ТРД, экономичность при малых скоростях полета, но значительно большую удельную тягу; ПуВРД при малых скоростях полета экономичнее прямоточного ВРД. Важны также и другие критерии: на-

ся на вращение вентилятора или компрессора, расположенного во внеш. контуре. Сила тяги ДТРД складывается из сил реакции потоков воздуха и продуктов сгорания, получивших ускорение в обоих контурах и вытекающих через 2 самостоят, или одно общее реактивное сопло. В ДТРД при одной и той же затрате энергии сообщается меньшее ускорение бблыпим массам воздуха, чем в обычном турбореактивном двигателе. ДТРД более экономичен по сравнению с турбореактивным на дозвуковых скоростях полёта. Его успешно применяют и при сверхзвуковых скоростях полёта благодаря сжиганию в одном или обоих контурах дополнит, массы топлива.

3. Шумы турбулентного характера, возникающие при перемешивании газовых потоков, движущихся с разными скоростями. Примером может служить шум свободной газовой струи при дозвуковых скоростях ее истечения, образующийся в процессе выброса сжатого газа (например, на компрессорных станциях) или

Создание самолета-истребителя с крылом изменяемой в полете стреловидности свидетельствует о большом успехе, достигнутом советскими авиационными конструкторами. Со сложенным крылом — при минимальном воздействии ветровых нагрузок — он развивает большие сверхзвуковые скорости на больших и малых высотах полета. При прямом положении крыла он может выполнять полет на дозвуковых скоростях, а также осуществлять взлет и посадку с небольшими взлетно-посадочными скоростями на аэродромах ограниченных размеров.

Один из вентиляторов в течение 364 ч испытывали в условиях, соответствующих режиму дозвукового полета, причем в течение 50 ч проводили испытания под напряжением, определяли рабочие характеристики, изменение формы. В течение 314 ч вентилятор подвергали циклическим испытаниям на выносливость. Второй вентилятор в течение 200 ч испытывали при дозвуковых скоростях, из них 70 ч под напряжением и 130 ч при знакопеременных нагрузках [116, 193].

Воздух при больших скоростях тоже приобретает новые свойства, что приходится учитывать самолетостроителям. При дозвуковых скоростях полета за крылом самолета возникает разрежение воздуха, оно тянет крыло назад и оказывает

Процесс истечения газа из области высокого давления в область пониженного давления всегда включает две фазы: вначале происходит сужение площади поперечного сечения струи, а затем ее расширение. Это справедливо как при звуковых (дозвуковых) скоростях течения газа, так и при сверхзвуковых. Последнее подтверждается характерным изменением профиля проточной части сверхзвукового сопла (Лаваля) (фиг. 1, а), в котором скорость газа между сечениями 1 и 2 увеличивается до звуковой (критической), а между сечениями 2 и 3 — превышает звуковую. Заметим, что в соответствии с известным условием обращения внешних воздействий (геометрических, тепловых, расходных, механических и трения) [2, 3] равенство скорости течения газа местной скорости звука (число Маха М = 1) может устанавливаться не только в узком сечении сопла, но и в его расходящейся или сходящейся частях. Как будет доказано ниже, при отсутствии внешнего теплообмена и пренебрежимо малом влиянии трения отмеченное равенство обеих скоростей наступает в случае учета местных сопротивлений входа и выхода в узком сечении сопла.

Как видно из (23), при дозвуковых скоростях истечений из сопла (со8 < со2) равнодействующая внешних сил должна быть направлена против потока, а при сверхзвуковых (<в3> со2) — по потоку. При этом в первом случае давление р2 •< ря, а во втором — наоборот: р2 > р3.

дозвуковых скоростях истечения газа наибольшая величина падения давления газа в потоке (давление р3^) относительно давления среды истечения />4 по-прежнему определяется лишь условиями выхода из дросселя. Неизвестное М4 находится из (231):

рессору, остальная часть мощности затрачивается на вращение воздушного винта, являющегося основным движителем самолета с ТВД. Частично сила тяги создается за счет реакции струи газов, вытекающих из двигателя через реактивное сопло. ТВД применяются для малых дозвуковых скоростей полета (Мп < 0,8 ч-0,85) некоторых пассажирских и транспортных самолетов. Турбо-вальный двигатель — это ТВД, в котором мощность турбины, не связанной с компрессором, передается через редуктор на воздушный винт вертолета.

Рабочий процесс, схема и основные параметры ПВРД существенно зависят от скорости полета. В ПВРД для дозвуковых скоростей параметры потока (давление р, скорость w, температура Т) изменяются так, как показано на рис. 6.5 а. Воздухозаборник в этом случае выполняется в виде расширяющегося канала, реактивное сопло сужающееся.

РЕАКТИВНОЕ СОПЛО — профилированный насадок (например, лопаточный канал соплового аппарата) для преобразования потенциальной энергии протекающего рабочего тела в кинетическую. В реактивном двигателе суживающиеся Р. с. используют для создания дозвуковых скоростей истечения, а Р. с. с расширяющейся выходной частью (Лаваля сопло) — для получения сверхзвуковых скоростей. Р. с. применяют в турбинах, реактивных двигателях, в измерит, технике. Р. с. двигателей сверхзвуковых самолётов выполняют регулируемыми, причём у сопла может регулироваться площадь как критического минимального сечения, так и выходного сечения. Регулирование критического сечения даёт возможность изменять режим работы двигателя. Регулирование выходного сечения сопла обеспечивает оптим. расширение газа на всех режимах полёта и работы двигателя; наиболее рационально применение т. н. эжекторных сопел. В самолётах Р. с. выполняют также задачу отвода газа за пределы самолёта и защиты его частей от нагрева. См. также Сопло.

Рассмотрим далее изоэнтропийное течение рабочего тела в диффузоре. Считаем, что заданы параметры потока рг, v2, скорость с2 на входе в канал и давление р Зна выходе из него. Известным также является расход. Определяем заторможенные параметры. Задавшись законом возрастания давления р вдоль оси диффузора, найдем по уравнению, аналогичному (3.51), уменьшение скорости, а по уравнению, аналогичному (3.58), изменение площади поперечного сечения канала вдоль оси. При использовании газодинамических функций принимаем желательный закон изменения вдоль канала приведенной скорости А, или функции р (Я) и по таблицам определяем функцию расхода q (Я), а затем, воспользовавшись уравнением, аналогичным (3.49),— площадь поперечного сечения в соответствующем месте канала. Как показывают основные уравнения, при дозвуковой скорости потока на входе в диффузор канал будет расширяющийся. Если входная скорость превышает скорость звука, диффузор для изоэнтропийного процесса сжатия имел бы суживающуюся-расширяющуюся форму. При этом в горле устанавливались бы критические параметры. Таким образом, для изоэнтропийного процесса сжатия диффузор мог бы рассматриваться как обращенное сопло Л аваля. Однако плавное изоэнтропийное торможение сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей невозможно. При таком торможении обязательно возникают скачки уплотнения. Прямой отсоединенный скачок уплотнения может возникать перед входом в диффузор. Поток за таким скачком дозвуковой, поэтому диффузор в этом случае должен быть расширяющимся каналом. Сверхзвуковые диффузоры могут иметь и более сложную форму.

Замер дозвуковых скоростей может производиться трубкой Пито-Прандтля, причём давление в критической точке (в точке разветвления струй) определяется из уравнения:

Формулы (14) и (16) пригодны для расчета теплообмена при течении газа во всей области дозвуковых скоростей, т. е. при значениях числа А1<^\:

— Течение в области дозвуковых скоростей —- Теплообмен — Расчетные формулы 217

----- при течении газа в области дозвуковых скоростей — Расчетные формулы 217

Исследованные на стенде ЭРТ-1 ступени являются моделями ДРОС, предлагаемых ЛПИ в качестве разделителей потока для двухпоточных ЦНД мощных паровых турбин. Модели спроектированы и изготовлены с масштабом моделирования 6,25, обусловленным производительностью воздуходувной станции лаборатории турбиностроения. При моделировании учитывалась разница физических свойств рабочего тела натуры и модели. Для натурной ступени использовался перегретый пар (k = 1,3), для модельной — холодный воздух (k = 1,4). Поскольку соблюсти одновременно кинематическое и динамическое подобие достаточно сложно, при моделировании полностью соблюдено кинематическое подобие процесса в натуре и модели, а также максимально возможно сохранено геометрическое подобие. При этом числа Маха Мс1, М№2 получаются как средние между их значениями, соответствующими М = idem и kM? = idem. В области дозвуковых скоростей при МС1 = 0,857 такой выбор числа М модели наиболее полно отвечает динамическому подобию процессов [53]. Для лопаток НА выбран профиль ТС-ЗР, полученный методом конформного отображения профилей осевых турбин типа ТС-А. Профиль ТС-ЗР имеет утолщенную входную кромку, что делает его практически нечувствительным к углу натекания в интервале а0 = 70-МЗО0. Результаты опытного исследования [391 показывают, что профиль обладает хорошими аэродинамическими качествами не только в дозвуковой, но и в сверхзвуковой областях (М = 0,6-ь 1,2).

Приведенные выше результаты расчетов, выполненных по методу 1 . II. Симановского [133], относятся к сверхзвуковым скоростям в решетках с суживающимися каналами, когда спонтанная конденсация реализуется в скачках конденсации. Для дозвуковых скоростей расчет спонтанной конденсации в рамках этого метода не дает удовлетворительных результатов. Можно предположить что все специфические явления, сопровождающие ' конденсацию при дозвуковых скоростях [периодическая нестационарность флук-туационность конденсационного процесса (конденсационная турбулентность), влияние пограничного слоя и др., не могут быть .учтены в принятой модели конденсирующегося пара].

где тцо расход влаги перед решеткой. Расчетные зависимости коэффициента осаждения и угла выхода капель от диаметра для решеток С-9012А и С-9013Авл приведены на рис. 4.16. Расчеты выполнены для дозвуковых скоростей (й„ = 0,67) при давлении на входе р,о=0,1 МПа. Как видно, слабоградиентный входной участок канала решетки и более плавный обвод профилей решетки !С-9013Авл приводят к уменьшению скольжения фаз и снижению .доли выпадающих капель dH=s?10 мкм. Вместе с тем эта решетка эффективно сепарирует более крупные капли, что объясняется большей «непрозрачностью» решетки. Увеличение угла выхода капель 02 по сравнению с углом решетки С-9012А объясняется увеличенным эффективным углом новой решетки.