ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Прямоточпый воздушно-реактивный двигатель из "Прикладная газовая динамика Издание 2 " В 1 главы IV было показано, что скорость истечения из сверхзвукового сопла определяется отношением площади выходного отверстия к площади критического отверстия и не зависит от давлений перед и за соплом. [c.666] С падением давления в камере скачок всё ближе подходит к критическому сечению, одновременно становясь более слабым. Приблизившись вплотную к критическому сечению, скачок исчезнет, сверхзвуковое сопло при этом превратится в трубку Вентури (фиг. 349). [c.668] Местоположение плоскости скачка определяется отношением давления в камере (перед соплом) к давлению в той среде, куда истекает газ. Следует отметить, что рен имы, при которых скачки получаются внутри сверхзвукового сопла, встречаются в двигателях редко. Обычно газ расширяется до выходного сечения сопла и вытекает со сверхзвуковой скоростью. [c.668] Другая область работы сопла Лаваля отвечает тому случаю, когда площадь выходного отверстия превосходит расчётную, т. е. когда величина полного давления недостаточна для того, чтобы получить на выходе атмосферное давление. На этом режиме соп.ло Лаваля заполнено сверхзвуковым потоком до самого среза, а давление на срезе получается ниже атмосферного, т. е. сопло работает с перерасширепием. При выходе струи в атмосферу в ней устанавливается, как было показано, сложная система скачков уплотнения, которая поддерживает разрежение на срезе сопла. [c.670] В таком с.лучае, как указывалось прежде, скачок уплотнения переместится внутрь сопла Лаваля, давление на срезе сравняется с атмосферным и скорость истечения станет дозвуковой. Этот режим работы, как уже упоминалось, в двигателях почти никогда не встречается и практического значения не имеет. [c.670] Выше установлено, что при постоянных значениях по.лного давления и температуры торможения в двигателе наибольшая тяга получается на расчётном режиме истечения. [c.671] Естественно, что в случае нерегулируемого выхлопного соп.ла, т. е. сопла с постоянными сечениями, тяга возрастает при увеличении полного давления, так как при этом давление на срезе сопла растёт, а коэффициент скоростн истечения не изменяется. [c.671] Основы теории прямоточного воздушно-реактивного двигателя даны впервые Б. С. Стечки ным в 1929 г. 1). [c.672] Наиболее совершенный цикл работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя был бы получен в том случае, еслп бы сжатие воздуха на участке н — х (фиг. 353) осуществлялось по идеальной адиабате и скорость потока была бы доведена до нуля, подвод тепла в камере сгорания х — г приходил бы при постоянном давлении, после чего выхлопная смесь расширялась бы в сопле г —а до атмосферного давления также по идеальной адиабате. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, работающий по указанному совершенному циклу, мы назовём идеальным. [c.672] Эти зависимости справедливы лишь в случае пригодности уравнения состояния идеального газа и нри условии постоянства теплоёмкости. [c.673] в идеальном нрлмоточном воздушно-реактивном двигателе скоростной напор потока в выхлопном отверстии равен скоростному напору полета. [c.674] Приведённых формул вполне достаточно для расчёта реактивной сплы п удельного пмпульса идеального прямоточного воз-душно-рзактпвного двигателя. [c.675] Обнаруженные особенности идеального двигателя имеют лишь сравнительное значение, поскольку реальный двигатель может значительно отличаться от него. Протекание воздуха в реальном двигателе сопровождается потерями давления, в связи с чем в действительности реактивная сила и удельный импульс всегда меньше, чем при идеальном цик-ле. Снижение реактивной силы вызывается тем, что падение давления, а следовательно, и плотности воздуха в двигателе сопровождается уменьшением как скорости истечения, так и суммарного расхода воздуха. [c.676] Иначе говоря, при заданных значениях скорости полёта к н, давления в атмосфере и температуры в камере сгорания Гр скорость истечения зависит только от нолного давления газов в выходном сопле. [c.676] Как показывают расчёты, величина ДХ составляет обычно не более 15% от значения коэффициента скорости полёта (даже в тех случаях, когда на очень большой сверхзвуковой скорости полёта истинное давление в двигателе нз-за волнового сопротивления бывает в 8—10 раз ниже идеа.льного, т. е. получается а — 0,1 - -0,12). Расчётные формулы для идеальной тяги были даны выше. Для вычисления истинной тяги Р нужно дополнительно определить коэффициент давления а и, зная его величину, найти коэффициент скорости истечения Х . [c.676] В рассмотренном хщеальном цик.пе работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя процессы сжатия воздуха во входном диффузоре, как и процессы расширения в выходном сопле, предполагались изоэптропическими. [c.677] Вернуться к основной статье