Дозвуковой скоростью

В двигателях с дозвуковыми скоростями полета адиабатное сжатие воздуха происходит сначала в диффузоре (процесс 1Г, рис. 1.32, а) под воздействием набегающего потока воздуха, затем в компрессоре (процесс Г2). Сжатый до давления р2 воздух подается в камеры сгорания, где при постоянном давлении к нему подводится удельное количество теплоты q1 (процесс 24). Из камер сгорания газ — рабочее тело — подается на лопатки газовой турбины, где частично расширяется (процесс 44') без теплообмена с внешней средой. При этом турбина совершает положительную работу, численно равную площади 344'4" в up-диаграмме, расходуемую компрессором на сжатие воздуха (площадь 1"Г23). Дальнейшее адиабатное расширение газов (процесс 4'5) происходит в реактивном сопле до давления внешней среды (точка 5). Горячие выпускные газы после двигателя охлаждаются при давлении внешней среды, отдавая ей удельное количество теплоты q2 (процесс 5/).

на воздушный винт, а на компрессор, установленный во втором контуре (его называют вентилятором). Реактивная тяга ТРДД складывается из сил реакции потоков воздуха и продуктов сгорания, получивших ускорение в обоих контурах и вытекающих через два самостоятельных или одно общее реактивное сопло. ТРДД находят наибольшее применение на пассажирских самолетах с дозвуковыми скоростями полета. При сверхзвуковых скоростях полета применяются двухконтурные двигатели с форсажной камерой (ТРДДФ), в таких двигателях дополнительное количество топлива сжигается в одном или в обоих контурах.

На протяжении последнего десятилетия—со второй половины 50-х годов — советская авиационная техника достигла новых качественных успехов. В числе их наряду с постройкой крупнотоннажных реактивных самолетов различных назначений с дозвуковыми скоростями и большой дальностью полета, введением в эксплуатацию самолетов гражданской авиации с газотурбинными (турбовинтовыми и турбовентиляторными) двигателями, тяжелых и средних турбовинтовых вертолетов особенно существенным явилось освоение сверхзвуковых скоростей в практике военной авиации.

При одинаковых величинах тяги и одинаковых режимах полета с умеренными дозвуковыми скоростями турбовинтовые двигатели расходуют топлива на 50 — 55% меньше, чем равные по мощности турбореактивные двигатели, но примерно в 1,5 раза превышают их по весу вследствие постановки редукторов и воздушных (тяговых) винтов.

Третий период (1946—1953 гг.) ознаменовался дальнейшим повышением энерговооруженности самолетов, совершенствованием их аэродинамических форм и значительным увеличением потенциальных возможностей авиационной техники. В авиации дальнего и сверхдальнего действия получили распространение особо мощные и экономичные поршневые двигатели. Основу гражданской и спортивной авиации к этому времени составили усовершенствованные двухмоторные самолеты, многоцелевые легкие одномоторные самолеты, средние и тяжелые вертолеты. Самолетный парк ВВС обновлен реактивными самолетами-бомбардировщиками среднего и большого радиусов действия с дозвуковыми скоростями полета, гидросамолетами и реактивными самолетами-истребителями со стреловидными крыльями и оперением (на истребителях этой группы к 1948 г. была достигнута, а в 1950 г. превышена в полете скорость звука). Наконец, в 1956 г. на внутренних и международных гражданских авиалиниях началась эксплуатация первых в мире реактивных пассажирских самолетов Ту-104.

Обработка экспериментальных данных при обтекании с дозвуковыми скоростями производилась с учетом сжимаемости воздуха по общепринятой методике [2]. При сверхзвуковых скоростях полное давление перед и за решеткой определялось с учетом прямого скачка уплотнения перед приемником измерительного прибора.

При движении с дозвуковыми скоростями в суживающемся канале подвод тепла вызывает увеличение интенсивности нарастания скорости. Если по абсолютной величине

При движении с трением скорость звука перестает быть единственным показателем, определяющим обращение профиля струи. Из (7-21') следует, что расширяющийся канал необходим для преобразования кинетической энергии в энергию давления не только при движении с дозвуковыми скоростями. В тех случаях, когда при сверхзвуковом течении удовлетворяется неравенство

Таким образом, печи, в которых происходит направленный прямой теплообмен, являются типичными печами с факельным режимом организации горения, поскольку по самой природе своей создание горящего факела представляет собой процесс организации растянутого горения. Этим объясняется, что при таком сжигании топлива практическая температура горения весьма существенно отличается от теоретической. Это обстоятельство заставляет повышать требования к теплотворности топлива и прибегать к подогреву топлива и воздуха перед сжиганием. Для того чтобы факел сохранял свою индивидуальность на всем протяжении зоны, где создается направленный теплообмен, каждое горелочное устройство должно быть достаточно мощным, так как малые факелы очень быстро растворяются в окружающей атмосфере. Нужная мощность факела достигается соответствующим выбором диаметра горелки и скорости истечения сред. Смешивающая способность горелки должна соответствовать потребной длине факела. По этой причине горелки для печей с развитым рабочим пространством могут быть очень простой конструкции, например даже труба в трубе. Для жидкого топлива предпочтительны форсунки высокого давления, дающие длинное сосредоточенное пламя. Выбор типа форсунки высокого давления, а также параметров распылителя (пар, воздух, сжатый газ) определяется длиной рабочего пространства печи. Для больших печей более эффективны форсунки, в которых достигаются сверхзвуковые скорости распылителя (ДМИ, УПИ-К и др.); напротив, для коротких печей более целесообразны форсунки, из которых распылитель выходит с дозвуковыми скоростями, например форсунки Шухова. Из форсунок низкого давления для печей с относительно небольшой длиной рабочего пространства более прйспо-16*

5-4. Течение газов с большими дозвуковыми скоростями

5-4. Течение газов с большими дозвуковыми скоростями .... 138

торой постоянной (дозвуковой) скоростью роста трещины J!(t)=c=const. Затем из условия (42.8) находят скорость c(t)*const, представляющую собой второе приближение. Это значение скорости в свою очередь так же можно использовать для расчета перемещений и снова из условия (42.8) найти скорость - следующее приближение и т.д.

Расход газа, движущегося с большой дозвуковой скоростью, может быть найден по формулам адиабатического истечения через критическое сечение сопла [Л. 1-19]. Кроме того, для определения расхода может быть использован метод, основанный па измерении деформации температурного псля на поверхности трубопровода, создаваемой специальным нагревателем. Такой тепловой расходомер применительно к жидким металлам рекомендуется, например в [Л. 1-20]. Измерение расходов щелочных металлов может осуществляться с помощью магнитных расходомеров [Л. 1-21].

Теоретические и экспериментальные исследования показывают, что при определении а согласно формуле (11-24) для расчета коэффициентов теплоотдачи при течении газа с дозвуковой скоростью можно использовать критериальные уравнения для несжимаемой жидкости, приведенные ранее. При повышении скорости в критериальных уравнениях необходимо учитывать влияние k и М. При больших скоростях газа параметры потока существенно изменяются как по сечению канала, так и по его длине. Ввиду этого представляет интерес знание локальных коэффициентов теплоотдачи.

Первой части соответствуют скачки уплотнения с дозвуковой скоростью i>2 после скачка, а второй — скачки уплотнения со сверхзвуковой скоростью v% после скачка. Точке А соответствует прямой скачок уплотнения, перед этим скачком скорость v\ = ОВ. При т)—> у_са имеем

Первой части соответствуют скачки уплотнения с дозвуковой скоростью о3 после скачка, а второй — скачки уплотнения со сверхзвуковой скоростью р, -после скачка. Точке А соответствует прямой скачок уплотнения, перед этим скачком скорость vl = 0В.

шением сопряженной задачи при одномерном описании процессов в теплоносителе, то при исследовании нестационарных полей температур в условиях неравномерного теплоподвода в поперечном сечении пучка необходимо решать либо осесим-метричную, либо трехмерную задачу в рамках гомогенизированной модели течения (см. разд. 1.2). При рассмотрении осесимметричной задачи система уравнений (1.36) ... (1.40) в общем случае решается с граничными условиями (1.41) ... (1.44). Это связано с тем, что система уравнений газовой динамики по координате х является гиперболической. Поэтому при течении воздуха с дозвуковой скоростью возмущения, обусловленные нестационарностью процесса, распространяются как по потоку, так и против него, что приводит к необходимости задавать законы изменения во времени для полного (РПВХ) и статического (рвых) давлений (1.41), (1.42). Задача может быть упрощена, если время установления квазистационарного газодинамического процесса соизмеримо со временем прохождения через пучок витых труб слабых возмущений. Волны возмущения в газе распространяются со скоростью звука и время установления квазистационарного газодинамического режима в рассмотренных пучках витых труб составляет приблизительно 0,1 с. Поэтому в ряде случаев вместо уравнений (1.38) и (1.39) можно использовать стационарные уравнения газовой динамики с упрощенными граничными условиями, задавая изменение расхода теплоносителя во времени G = G (т) и считая расход постоянным по длине канала в каждый рассчитываемый момент времени (см. гл. 5). Это относится к так называемой гидродинамической нестационарности процесса, когда расход теплоносителя во времени изменяется, а подводимая мощность тепловой нагрузки остается постоянной. В случае тепловой нестационарности процесса, когда расход теплоносителя через пучок во времени остается постоянным, а мощность тепловой нагрузки изменяется (запуск пучка, переход с одного режима работы на другой, останов аппарата), также вместо уравнений (1.38) и (1.39) используются стационарные уравнения газовой динамики.

Авторы упомянутой статьи [Л. 5-6] приводят некоторые результаты исследования аэро-термопрессора цилиндрической формы, в который газы поступают с высокой дозвуковой •скоростью (рис. 5-6). Начальная кинетическая энергия впрыскиваемой жидкости была пренебрежимо мала, и поэтому установка работала в инжекци-онном режиме.

Аналогично строится решение для задач, когда нагрузка движется с дозвуковой скоростью, т. е. V
Измерения [Л. 314] показывают, что tn приближается или несколько меньше максимального значения касательного напряжения в сечении пограничного слоя тм. На рис. 11-33 показана зависимость коэффициента трения от параметра вдува при замене в (11-105) и (11-110) тл на tM в случае вдува воздуха в турбулентный пограничный слой на пластине, обтекаемой воздухом с дозвуковой скоростью. Анализ опытных данных показывает, что касательное напряжение tn при вдуве имеет тот же порядок величины, что и касательное напряжение tw в соответствующих пограничных слоях без вдува. Можно ожидать, что отношение Тл/two является функцией параметра вдува В*л и обобщать опытные данные по трению в виде зависимости c*//c*/o = f(B%).

ких значениях температуры газа перед турбиной (7'3 =: 1600° К) и суммарной степени сжатия ик =25—30 могут обеспечить чрезвычайно низкие удельные расходы топлива и а стенде (Суд = 0,28—0,35 кГ/кГ • ч) и в полете с дозвуковой скоростью (Суд = 0,56—0,65 кГ/кГ-ч при числе М0 = 0,7—0,9 и Н=\\ км). В настоящее время проходят стендовые испытания новые перспективные ДТРД JT9-D1, RB-178, TF-39. Эти двигатели при отмеченных выше параметрах рабочего процесса уже оказываются экономичнее современных турбовинтовых двигателей, к тому же значительно превосходя их своей высокой эксплуатационной надежностью, простотой конструкции, низким удельным весом (удв = 0,16—0,17 кГ/кГ).

Пусть потребная тяга самолета для полета с дозвуковой скоростью на высоте сохраняет постоянное значение. Это значит, что. двигатель на крейсерском режиме также должен развивать постоянную тягу. Тогда, с увеличением степени двухконтурности