Файл: Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. Инженерные методы расчета.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 09.07.2024
Просмотров: 194
Скачиваний: 0
В сужающихся частях бочек происходит сжатие сверхзвуко вого потока и возникают скачки уплотнения. Энергия струи в бочках рассеивается, главным образом, в скачках уплотнения. Вследствие потерь полного давления пределы возможных изме нении поперечных размеров бочек уменьшаются: в каждой после дующей бочке максимальная площадь меньше, а минимальная площадь больше, чем в предыдущей. Это означает, что статиче ское давление в струе все меньше отклоняется от давления окру жающей среды. Наконец, в некотором изобарическом сечении р — р давление в струе равно давлению рп. Площадь этого сече ния Fv и приведенная скорость определяются из системы урав нений непрерывности и полного импульса [ср. (106)], записанных с помощью газодинамических функций для сечений а — а и р—р:
РрУ{Ьр)= пу ( W fl;
(108)
Отсюда находится коэффициент восстановления полного дав ления во всех бочках струи
Pop__ |
я 0'а) Pp__ |
Я (?.0) р» __ |
Я On) |
(109) |
|
Роа |
ГС ( f'p) Pp |
Л {/-р) Ра |
ПЛ(Кр) |
||
|
|||||
Из формулы (109) видно, что ор зависит |
главным образом от |
степени нерасчетное™ струи. При большой нерасчетное™ коэф фициент восстановления полного давления в сужающейся части первой бочки может быть настолько малым, что статическое дав ление в струе почти сравнивается с атмосферным и последующие бочки отсутствуют.
Расчеты показывают, что средняя приведенная скорость Кр в изобарическом сечении всегда больше единицы, т. е. осредненная скорость струи больше скорости звука. Переход через скорость звука не может осуществиться в прямом скачке, так как это при вело бы к увеличению избыточного давления в струе до 2,5 рн и более, что физически невозможно. Торможение потока после изо барического сечения происходит из-за смешения струи с газом внешней среды.
Процессы смешения происходят также и на первых бочках струи. Допущение об отсутствии смешения, использованное при рассмотрении течения на участке а — т, не вызывает заметной погрешности, если участок ограничен одной-тремя бочками, что имеет место при большом п.
Распространение сверхзвуковой струи иногда происходит в
ограниченном пространстве, |
например, в стартовой камере двух |
||||
камерного РДТТ с единым |
внешним |
соплом |
[62] |
(рис. |
32, а), |
в камере Эйфеля [6], т. е. |
в рабочей |
части |
аэродинамической |
||
трубы, причем стенки рабочей части |
раздвинуты |
(рис. |
32,6), |
||
в пусковой трубе (стволе) |
ракетно-ствольной |
системы [62, 65]. |
97
Картина течения в такой струе на участке, пока ее границы не касаются стенок камеры, совпадает со структурой свободной сверхзвуковой струи.
Если размеры камеры много больше диаметра внутреннего сопла, как, например, в случае двухкамерного РДТТ, то струя почти полностью перемешивается с газом, наполняющим камеру. При этом давления торможения перед внутренним (разделитель ным) и внешним соплами (соответственно р'0 и ро) связаны урав
нением непрерывности и, следовательно, обратно пропорциональ-
Рис. |
32. Схема распространения сверхзвуковой |
|
струн в ограниченном пространстве: |
|
о—двухкамерный РДТТ; б—камера Эйфеля |
мы площадям |
критических сечений этих сопел: p Jp 0’ = F' !FKV |
(в случае теплоизолированной камеры Ти—Т ’0).Все газодинамиче
ские параметры в конце камеры сгорания (сечение 2—2) опре деляются с помощью соответствующих газодинамических функ ций по известной функции q(Xo) =F1<r,/F (F — площадь проходно го сечения камеры). От отношения давлений р0'р'0 зависит режим
течения в разделительном сопле; при достаточно большом про тиводавлении po/p'Q происходит отрыв струи от стенок раздели
тельного сопла (§ 3. 5).
Вследствие эжектирующего действия струи давление в стар товой камере двухкамерного РДТТ неоднородно по длине. Отно= шение давлений Pijpi = n{Xo) р01рх = я{),г)^(/^/(/^/Др)больше еди
ницы и определяется на основе уравнения сохранения импульса газового потока в цилиндрической трубе (см. рис. 32, а)
Guj -f p2F = Оѵт-f /7ТДТ+ Pi (F — Fr)-
Здесь Pi — давление вблизи перегородки; индекс «т» относится к параметрам в сечении отрыва струи от стенок разделительного сопла. Это уравнение, записанное с помощью газодинамических
функций z(X), у{Х) и с учетом постоянства |
G, Т0 н k по длине |
камеры, имеет вид, аналогичный виду |
второго соотноше |
ния (106): |
|
. м - » м + ( £ - і ) : й £ м - -
98
По приведенному уравнению определяются параметры в сече нии отрыва [при этом p J p ^ f i K ); см. § 3.5]: рт= п ( \ ) р ' 0
изатем р1= / ( к т)рт^ 2 , 5 л ( к т)р'0и Рі/р2 = 2,5л(Хт)/Д.р/[я(Х2)Е-;р]:
вслучае безотрывного течения в разделительном сопле по этому
уравнению вычисляется непосредственно рх[при этом F^ — F'\
К = К 11 /,т = /70я (^а)]- При больших поперечных размерах |
каме |
|||
ры (FIFT-*oo) |
будет |
2 (ла):=sF Рі\{/KVF'KVp'Q)\ |
подставив |
сюда |
z Іх2) = / W /[/kp<7(М ~ |
FKftpFw), получим |
Р і« p'Q{F'Kp/FKр)ss |
||
~ Ро ~ Р& т- е- |
неоднородность давления по |
длине камеры пре |
||
небрежимо мала. |
|
|
|
|
Если сверхзвуковая струя истекает в камеру с относительно малыми размерами, например, в камеру Эйфеля (рис. 32,6), и внешнее (выходное) отверстие находится в области начального участка струи, то давление в камере зависит от положения гра ниц струи относительно выходной диафрагмы (диаметр отвер стия da не менее диаметра внутреннего сопла). При d '< d B, где d' — диаметр струи в сечении, где расположена диафрагма, дав ление в камере меньше атмосферного. Минимальное давление в камере Эйфеля с диафрагмой равно ~ 0,05 МПа и соответствует такому режиму течения, при котором граница струи начинает касаться кромки диафрагмы, т. е. d' = dB. Давление торможения в струе, при котором начинает выполняться это условие, воз растает с увеличением dB и Ма. Если давление торможения про должает повышаться, то пропорционально увеличивается давле ние в камере, начиная от минимального значения [6].
Вслучае истечения газа из сопла конечных размеров ?ѵа<лтах
впустоту (п=раІри— >-со) система уравнений (106) не имеет ре
шений для Хщ и Fm, отличных от Ха и Fa. Это значит, что струя, вытекающая в вакуум, не образует бочки. На больших расстоя ниях от сопла (x^lOüfa) течение, как показано на рис. 33, при ближается к радиальному потоку, в котором линии тока исхо дят из общей точки источника. В радиальном течении плотность тока изменяется как ди~х~2. Так как скорость потока ограни чена оа<щ^г>тах= Ятахакр. то распределение плотности по оси за соплом можно представить так [71]:
где Ѳоо= |
(Ѳсо) ofl=o + 0а — угол отклонения крайней линии тока от |
||||
оси; |
|
— угол отклонения линии тока при обтекании тупо |
|||
(0со)оа =о |
|||||
го угла; |
он |
находится |
по |
соотношению Прандтля — Майера; |
|
Ѳоо определяет телесный |
угол конуса |
(0оо=2 я (1 — c o s O o o ) , в ко |
|||
тором заключена вся масса газа, истекающего из сопла. |
|||||
При истечении струи |
с |
большой |
степенью нерасчетности |
(п=ра/рш^>1) граничные линии тока отклоняются на большой
99
угол (Ѳсо~90°). Взаимодействие набегающего внешнего сверх звукового потока с расширяющейся реактивной струей может привести к отрыву потока от корпуса летательного аппарата и
Рис. 33. Истечение в пустоту
изменению аэродинамических характеристик последнего [49]. Кар тина турбулентного отрыва сверхзвукового потока от корпуса в этом случае аналогична рассмотренной в § 3. 5.
Детальное рассмотрение сложной структуры нерасчетных сверхзвуковых струй представлено в работах [2, 8, 24].
3.7. СВЕРХЗВУКОВО В СТУПЕНЧАТЫХ СОПЛАХ И ДИФФУЗОРАХ
Сверхзвуковое течение в каналах с внезапным увеличением площади проходного сечения может происходить в удлинитель
ных газоходах [9], цилиндрических диффузорах для |
испытаний |
|||||||
|
|
высотных сопел |
в наземных |
|||||
|
|
условиях [39] и др. реактив |
||||||
|
|
ных системах. |
|
непо |
||||
|
|
Картина |
течения |
|||||
|
|
средственно |
после |
внезап |
||||
|
|
ного |
увеличения диаметра |
|||||
|
|
канала от d„ nod2 (рис. 34) |
||||||
|
|
представляет |
собой |
течение |
||||
|
|
на |
начальном участке газо |
|||||
|
|
вого сверхзвукового эжекто |
||||||
|
|
ра при работе в режиме за |
||||||
Рис. 34. Сверхзвуковой поток в ступен |
пирания и малом коэффи |
|||||||
циенте |
эжекции |
AG/Ga— »-0 |
||||||
чатом |
сопле: |
[89]. |
Подобный режим рабо |
|||||
У—разделяющая линия |
тока; 2—линия нуле |
|||||||
ты ступенчатого сопла может |
||||||||
вых скоростей; 3—граница потока; 4—граница |
||||||||
невязкой струи; 5—точка присоединения |
иметь |
место |
в |
том |
случае, |
|||
|
|
когда |
давление |
торможения |
потока достаточно велико и расширившаяся сверхзвуковая струя занимает почти все сечение широкой части канала d2 в сечении
100