Файл: Аксентьев С.Т. Сопла ракетных двигателей учеб. пособие.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 06.08.2024
Просмотров: 65
Скачиваний: 0
- 68 -
Рже. 2.19.
При обтекании внутреннего тупого угла сверхзвуковым набегающим потоком в месте его перегиба образуется J( - об разный скачок уплотнения.
Наличие этого скачка приводит к перераспределению дав ления и скорости в пограничном слое. Если интенсивность
Д - образного скачка невелика, то результатом этого пере распределения будет некоторое утолщение пограничного слоя, хотя профиль скорости в нем изменяется незначительно (рис.2.Т9
Сростом скорости набегающего потока, интенсивность
Д- образного скачка возрастает,и при достижении некото
рого критического значения Мои„ интенсивность Д -образного скачка становится настолько большой, что пограничный сдой
- 65 -
отрывается от поверхности кормовой части фюзеляжа (риз.2.19 Лобовое сопротивление донного среза соответственно уменьшает Уменьшение лобового сопротивления в стой случае можно объяс тзм, что косой скачок в точке отрыва более пологий, чем пр безотрывном течении, а оторвавшийся пограничный сдой, заполн внутренний угол,, образует более плавное сопряжение корпуса с внешней границей недорасширенлой газовой струн.
Рассеяние яедорасширеяной газовой струи вя. очень большо высоте затрудняет охлаждение частей конструкции,чеходяшихся в зоне действия высокотемпературного потока. Кроме того, медор ширенная газовая струя ухудшает прохождение злектромагиитны сигналов, посылаемых с земля на кормовые антенны.
Как показала исследования, рассеяние яедорасширеяной га зовой струи более резко выражено в конических Соплах, чем профилированных. ~
- 70 -
ГЛАВА Ш
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СОПЛА ЛАВАЛЯ
Проектирование сопла сводится к расчету геометрических характеристик, определена параметров газового потока в крити ческом и выходном сечениях, профилированию контура и предвари тельной весовой оценке конструкции.
При разработке сопла необходимо стремиться выполнить сле дующие основные требования:
2. Потери энергии газового потока в сопле должны быть минимальны. Это достигается качественным профилированием конту ра и подбором оптимальных геометрических размеров сопла. Для хорошо спрофилированных сопел реальных двигателей потерн в т гене превышают 1+3% идеального значения её.
2. Сопло должно иметь возможно меньшую внутреннюю повер ность, что позволит уменьшить вес конструкции и улучшить ка чество охлаждения (если оно предусматривается) стенок сопла.
3. Сопло должно быть простым по конструкции и техноло гичным в изготовлении.
§ 3.1. Расчет геометрических и газодинамических параметров сопла
При выполнении эскизного проектирования быстрая оценка основных геометрических и газодинамических параметров сопла может быть произведена с помощью следующей методики.
Исходными данными на расчет по этой методике служат
результаты термодинамического л .конструктивного расчета
- ?I -
камеры сгорания ( p*l 7**» Rn %j>u %Кгс1ц) и условия рабо ты проектируемой двигательной установки (маршевая высота Нп •
режим работы двигателя).
Расчет проводят в следующей последовательности:
1 . Из таблиц МСА (приложение 17) определяют давление ок жающей среды на маршевой высоте. Бели полет происходит на менных высотах| то в качестве фиксированной высоты берут т продолжительность полета на которой наибольшая.
2. Определяют полную степень расширения газа в сопле данной высоте:
( З Я )
и,полагая, что сопло в данном случае работает в расчетном р жиме pcspH , <37п = $[с, по таблицам (приложение У1) для заданного показателя изоэнтропы К находят значение коэф фициента внутренней тяги идеального сопла:
3. Воспользовавшись уравнением (2.^определяют значение коэффициента скорости истечения из идеального сопла.
4. С учетом рекомендаций § 2.1 главы П определяют значе
ние коэффициента скорости истечения из реального сопла
Лс = Ус'Лещ |
(3V3) |
и определяют значение коэффициента внутренней тяги реальног сопла.
5. С помощью таблиц Приложение уд находят значение
степени расширения газового потока в сопле 3tc |
и степени |
|
уширения сопла |
• |
|
6. С учетом реальной картины истечения определяют: |
||
а) площадь критического сечений сопла |
|
|
|
№стбкр' Р'<. |
|
где j 5 - J L L K _ i s |
импульс давления в камере; |
|
Значения А к для различных величин К приведены в таблице
приожешя Ш. Значения JUC •* бс |
определяют по графикам |
|
(ржс.2.7) и приложению l a : ; |
|
|
6} |
площадь среза сопла |
|
|
fi>^e'F*pr" |
C3B5J |
7. |
Определяют полный коэффициент тяги сопла К с. • |
|
этого о помощью графика (рис. 2.15) по .известным аначениям
Jfc я $*ц заходит К с и определяют режим работы реаль ного сопла на данной высоте. (Подробно, об атом см.§ 2.4).
Определяют тягу Р# и удельную тягу^5н двигателя, работающего на рассматриваемой высоте:
- 73 -
( З Л )
i f 0 = 0,95 + 0,99 - коэффициент полноты давления в к мере сгорания.
3. Параметры газового потока в критическом и выходном чениях сопла:
а) в критическом сечении
(з?8)
б) в выходном сечении |
|
Тс=Т/-тйФ | |
(3V9) |
Значения 'Т (Jic). * F f ^ c ) и других газодинамических функций дл различных показателей кзоэнтропы приведены в приложении У .
wt - % Ф а - Я - Я с - Т с О - ^ ф ) - |
(з«ю) |
-74 -
§3.2. Профилирование контура сопла
I . Коническое сопло
Кап известно, простейшее сверхзвуковое сопло Лаваля мо жет быть получено с помощью двух усеченных конусов, соедине между собой меньшими основаниями. Такие сопла получили назв ние конических и,несмотря на потери из-за радиальной неравн
мерности газового» потока на выходе,находят применение в кон струкциях ракетных двигателей.
Основным положительным свойством этих сопел является
простота конструкции и технологии иаготовлэния. Однако
применять их целесообразно для двигателей с небольшими степ нями расширения газа «Ус ^ SO . При больших значеыях $с
их резко возрастает, а потери на рассеяние газового потока достигают недопустимо больших значений.
Основными параметрами конических сопел являются угол сужения входной части QfiBx и угод растворе расширяющейся
части сопла
п л .
Для конических сопел,имеющих приемлемое значение потерь тяги на рассеяние и на трение газа о стенки,можно рекоменд вать следующие величины основных геометрических характеристик (рис. 3.1).
а) угол взйда в сопловую часть
б) радиус округления критической части сопла
75 -
Рве. 3.1.
в) радиус округления входной части сопла
ft, * (0f35-r0,5)d«p-
Как показывают эксперименты, сопло с заданной степен уширения J~c имеет некоторый оптимальный угол раскрытия,п котором суммарные потери тяги минимальны.
Экспериментально установленная зависимость Ус - У имеет вид (рис. 3 . 2 ) J .
0.95
0,90
10 |
20 |
30 |
ДА |
|
Рис. 3.2. |
|
Г |
- 76 -
20 * 2 5 ° .
(ЗЯ1)
д) порядок геометрического конструирования контура кони ческого сопла наглядно показан на рис. 3.1 •••
2Профилированное согию
Всовременных ракетных двигателях, как правило, реалиэуются очень высокие степени расширения газа в сопле (JFc&
Еонические сопла для таких степеней расширения получаются д ными и тяжелыми, а потери на трение и рассеяние потока до гают недопустимо болыгчх величин. Всё это заставляет конструк торов обращаться к так называемым профилированным соплам.
В общем случае профилирование сопла состоит в том, что соответствующим выбором контура поток газа, покидающий камеру сгорания, сначала заставляв! быстро ускоряться, а после дости жения критической скорости плавно разгоняться в расширяющей ся части сопла. При этом контур расширяющейся части сопла строят таким образом, чтобы на срезе угол отклонения перифе рийных струй от оси сопла был минимальным.
Очевидными преимуществами профилированных сопел перед коническими являются:
- меньшие потери на рассеяние газового потока при оди ковых значениях F c ;
- при соизмеримых потерях в сопле Ус - const профилиро ванные сопла имеют меньшую длину и вес, чем конические.
- 77 -
Прежде чем перейти к профилированию контура сопяа, неско ко уточним картину течения газового потока в районе горла с по сравнению с ранее рассмотренной в главе П.
При рассмотрении течения газа в области горла реального сопла мы устано!или,что местная скорость звука достигается не одновременно во всех точках газового потока, причем • поверхно перехода через значение местной скорости звука в горле соп своей выпуклой стороной обращена в сторону выхода из сопла, экспериментах, произведенных с целью изучения характера течен газового потока, сразу же за поверхностью звукового перехода в горле сопла отмечалась,что газовый поток, минуя поверхность звукового перехода, интенсивно расширяется и на очень коротк участке длины сопла достигает почти предельной скорости ист ния.
На характер разгона потока существенное влияние оказыв кривизна контура в районе горла сопла. Советским исследовател Ю.Д. Шшглевскимустановлено,что если сопло в районе гор ла имеет крутой излом (сопло с угловой точкойрис. 3.3),то газовый поток увеличивает скорость до заданной величины на кратчайшей длине по сравнению с любыми другими способами про филирования. После достижения потоком заданной величины ско рости наоси сопла дальнейший его разгон практически не проис ходит, поэтому соответствующим профилированием сверхзвуковой части сопла можно получить на срезе практически параллельный и равномерный поток.
Если не учитывать потерь тяги на трение, то такое сопл позволит получать наибольшую тягу (идеальное сопло). Однако идеальные сопла невыгодны для практической реализации, т;к.
- 78 -
изучаемый выигрыш в тяге не оправдывав! увеличения веса и га баритов сопла.
с
Гис. .3.3.
Очевидно,что в ракетных двигателях наиболее целесообраз ным является применение оптимальных сопел, обеспечивающих в зависимости от требования к установке наибольшую тягу при за данной дляне^веое ют
На рис.3.4 приведено семейство контуров исходных сопел с угловым входом, на которых нанесены кривые постоянного коэ фициента внутренней тя^и К £н у определенного с учетом потерь на трение. Контур оптимального сопла заданной поверхности оп делится точкой касания линии постоянной поверхности к кривой постоянной тяги. Из рис.3.4! видно,что при заданной тяге контур оптимального сопла наименьшей длины близок к контуру сопла наименьшей поверхности.
Контур оптимального сопла с заданной площадью Fc опре делится точкой касания горизонтальной пряной, соответствующе