Параметры полного торможения газов

Формула (2-106) показывает, что для определения скорости течения необходимо знать разность энтальпий — /, которая легко определяется по диаграмме /5, если известны параметры полного торможения газа Т ) и статические параметры течения (р, Г). [c.68]

Рассмотрим случай, когда за сечением с (рис. 5-7) давление, а следовательно, и скорость не меняются. Тогда (учитывая сказанное в гл. 3) можно условно рассмотреть теплообмен между газом и паром без учета их смешения. На рис. 5-8, а изменению термодинамического состояния газа между сечениями end (рис. 5-7) будет соответствовать изобара 1—2, а изменению параметров полного торможения — пунктирная линия 1 —2 . Это по- [c.140]

Таким образом, зная параметры полного торможения потока и одну из безразмерных скоростей, по уравнениям (2-22) и (2-23) можно определить температуру, а по формулам, представленным в табл. 2-1, — плотность и давление газа в данном сечении трубки тока. [c.49]

Мы видим, что критические параметры зависят от физических свойств газа (показатель к) и параметров полного торможения. [c.57]

Обозначив, как и раньше, параметры полного торможения Ро, То и Ро (в рассматриваемом случае —это параметры газа в резервуаре), а параметры среды за соплом Рау Та И рд, можем определить скорость в выходном сечении F сопла по уравнению (2-10) [c.313]

Рассмотр им в тепловой диаграмме изменение состояния газа в дозвуковом диффузоре. Параметры полного торможения потока на входе в диффузор определяются [c.389]

Изобразим изменение состояния газа вдоль струйки в тепловой диаграмме с учетом потерь энергии в элементах ступени турбины. Параметры полного торможения на входе в направляющую решетку находим в точке О (рис. 9-8) Р( с Соответствующие статические параметры определены точкой 0[. Если обозначить статическое давление за направляющей решеткой то точка Г фиксирует состояние газа при изоэнтропическом расширении, а точка 1 показывает действительное состояние потока (с учетом потерь). Потеря энергии выражается отрезком 1 — V, [c.586]

Дадим Х.1 какое-либо постоянное значение и будем рассматривать 2 как переменную величину, а параметры Т , Ра, Р2 P21 Ра как функции переменного %2- Выше было установлено на основании соотношения (6), что трение ускоряет дозвуковой п замедляет сверхзвуковой поток. Тогда нужно считать Хз возрастающим при дозвуковом и убывающим при сверхзвуковом потоке. Поэтому согласно зависимостям (8), (9) и (10) термодинамическая температура, плотность и статическое давление вдоль изолированной трубы под влиянием трения падают в дозвуковом и растут в сверхзвуковом течении. Из равенства (11) следует, что в критическом сечении при Я2 = 1 полное давление Рг имеет минимальное значение ), но тогда из выражения (102) гл. I вытекает, что в критическом сечении энтропия достигает максимального значения. Полное давление и плотность заторможенного газа в соответствии с равенством (11) как в дозвуковом, так и в сверхзвуковом потоке вдоль трубы убывают, и только один параметр — температура торможения — не меняется. [c.183]

Определите параметры газа в точке полного торможения за прямым скачком уплотнения, рассматривая движение за ним как поток несжимаемой среды. Скорость воздуха перед скачком У = 8100 м/с. Сравните полученные значения давления, плотности и температуры с их значениями, найденными обычным расчетом с учетом диссоциации и сжимаемости газа за скачком. При определении параметров газа непосредственно за скачком уплотнения используйте исходные данные и решение задачи 4.58. [c.106]

Измерениями в точке полного торможения на летательном аппарате, совершающем полет на высоте Н = Ъ км, найдены давление р = 3,23-10 Па и температура То = 4500 К- Найдите скорость летательного аппарата и параметры газа за скачком уплотнения. [c.106]

Процессы переноса энергии в форме излучения, как показывают расчеты, могут также существенно повлиять на параметры газа за скачком. Излучение газа обусловливает значительное уменьшение температуры и, как следствие, повышение плотности в ударном слое и на поверхности обтекаемого тела. Такое повышение плотности, особенно заметное вблизи точки полного торможения, приводит к уменьшению отхода ударной волны. [c.497]

Торможение газа в круглой трубе осесимметричным магнитным полем сопровождается значительными необратимыми потерями (джоулева диссипация, пограничные слои, системы газодинамических скачков). Для оценки потерь во многих случаях сопоставляются параметры во входном и в выходном сечениях канала. В данной работе найденному в расчетах неоднородному потоку в выходном сечении канала ставится в соответствие однородный поток с такими же, как у неоднородного течения, значениями расхода, потоков полного теплосодержания и продольного импульса, и параметры такого однородного потока сопоставляются со входными параметрами. Поэтому величину потерь полного давления будем характеризовать отношением а1 = р /р , где р — давление торможения в выходном сечении указанного эквивалентного однородного течения. [c.390]

При полной остановке газа параметры его принимают значение параметров торможения, которые также были рассмотрены ранее. [c.196]

Рассмотрим параметры газа в точке полного торможения (в критической точке) затупленной поверхности, расположенной за прямым скачком уплотнения (рис. 4.5.1). Давление рц в этой точке определяется по формуле (4.3.20 ), в которой отношения рг/р1 и рг/р находятся соответственно из (4.5.3) и (4.5.4). С учетом этого [c.176]

Джоулев нагрев газа сопровождается резким падением полного давления в сверхзвуковой части, в выходном сечении полное давление составляет 0,45 от давления на входе в сопло. Связанное с диссипацией уменьшение плотности газового потока приводит к сильному раскрытию контура второй стенки, а это в свою очередь приводит к интенсивному ускорению газа вблизи стенки и обусловливает сильную неоднородность полей параметров в поперечном сечении сопла. Так, например, неоднородность электропроводности в выходном сечении составляет 50%. Из сравнения распределений М=М(г) вдоль нижней стенки для одного и того же сопла на рис. 5.14, а в магнитном поле (кривая 1) и без него (кривая 5) видно, что в сверхзвуковой части сопла осуществляется интенсивное торможение газа. [c.211]

Приведенные результаты дают возможность утверждать, что если к фронту скачка подходят волны сжатия, то они приносят на скачок новые значения параметров, определяемые через инварианты Римана. Это справедливо для околозвуковых течений газа и жидкости. При существенно сверхзвуковых течениях это утверждение несправедливо. В этой связи представляет интерес задача о мгновенном и полном торможении стационарного потока газа и жидкости в предположении, что возникает ударная волна, фронт которой распространяется против потока со скоростью О (рис. 3.5), и в области между первоначально открытым концом трубы и фронтом ударной волны газ (жидкость) покоится. Для сравнения приводятся основные расчетные соотношения и числовые данные для параметров торможения, основанные на использовании инвариантов Римана. [c.122]

Поскольку не известны ни угол скачка 0с, ни угол поворота Рс той части потока за скачком уплотнения, которая претерпела полное торможение, то нахождение этих углов, как и параметров газа за скачком, приходится вести методом последовательных приближений. Для этого воспользуемся — 5-диаграммой [17], на которой нанесены значения плотности. Такая — 5-диаграмма облегчает решение задачи. В первом приближении по графику ка рис. 1-1 (лист 4) [17], зная 5г = 9,18Х ХЮ м -/ сек -град) и задавшись значением энтальпии, за скачком 2 = = 4,6-10 м /сек , определяем /72 = 58.10 кГ/м- и ро = 0,58 кГ-сек /м . [c.501]

ЛИШЬ осевую составляющую скорости. Это, однако, не так, поскольку при заданных параметрах торможения значения температуры, статического давления, плотности газа будут зависеть также от величины окружной (радиальной) составляющей скорости изменения последней будут влиять на значение расхода и импульса потока. Дело в том, что, согласно уравнению энергии и полученным из него соотношениям (101)—(103), связь между параметрами в потоке и параметрами торможения определяется изменением абсолютной скорости (или приведенной скорости, вычисленной по абсолютной скорости и полной температуре торможения), независимо от угла, составляемого скоростью с осью. [c.254]

Пусть во всех точках поперечного сеченпя сверхзвукового потока температура торможения Т постоянна. Определим средние значения параметров в таком потоке, пользуясь вторым из рассмотренных выше способов осреднения, при котором в осреднен-ном потоке сохраняются действительные значения полной энергии, энтропии и расхода газа. Из уравнения энергии получаем очевидный результат Т — Т. Из уравнения (143) найдем величину р. Третий параметр — среднюю приведенную скорость X — находим из выражения для расхода [c.273]

Запишем основные уравнения, связывающие параметры потока во входном и выходном сечениях цилиндрической смесительной камеры. Параметры эжектирующего газа во входном сечении будем отмечать индексом 1, параметры эжектируемого газа — индексом 2, параметры смеси в выходном сечении — индексом 3. Будем считать заданными все параметры потоков во входном сечении камеры и построим решение таким образом, чтобы из уравнений сохранения массы, энергии и импульса потока определить температуру торможения, приведенную скорость и полное давление смеси газов в выходном сечении камеры. [c.506]

Приведенный в 3 метод расчета газового эжектора позволяет определить параметры эжектора — увеличителя тяги с учетом сжимаемости при больших отношениях давлений смешивающихся газов, больших скоростях и температурах в эжектирую-щей струе и тем самым уточнить полученные выше результаты. Расчет проводится для эжектора с заданными геометрическими размерами, т. е. параметрами а и /. Полное давление и температура эжектирующего газа р и Т для данного режима работы двигателя известны. Полное давление и температура торможения эжектируемого воздуха р и Т1 определяются по параметрам атмосферы Рв и и скорости полета с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике. Далее, последовательно задаваясь различными значениями Я2, определяем параметры смеси газа и воздуха на выходе из диффузора. Реальным будет такой режим (такие значения коэффициента эжекции п и скорости истечения w ), при котором давление дозвукового потока в выходном сечении диффузора получается равным атмосферному давлению Ря. [c.561]

Здесь ао и То — соответственно скорость звука и температура в точке торможения. Им соответствуют некоторые давление и плотность ро. Величины а , То, ро, Ро, называемые параметрами торможения, являются константами данного газового потока. Но не обязательно им приписывать смысл параметров газа в некоторой точке торможения, ибо таковой в данном потоке может и не быть. Параметры торможения можно понимать как расчетные параметры, которые мы получили бы, если бы данный поток полностью затормозили без необратимых преобразований механической энергии. Особую роль играет температура торможения То,, поскольку, как это следует из уравнения (11.26), она определяет полную энергию данного газового потока. [c.415]

Параметры торможения. Параметрами торможения или полными параметрами называются параметры в той точке потока, где скорость газа равна нулю. Эти параметры отмечают звездочкой. [c.85]

При рассмотрении основных особенностей газового потока (см. гл. 3) было установлено, что при пстечении через суживающиеся сопла скорость газа не может быть больше местной скорости звука, следовательно, расширение в таких соплах осуществляется до давлений, больших или равных критическому. Поэтому суживающиеся сопла применяются для создания потоков газа дозвуковых и звуковых скоростей. Расчет таких соил сводится к определению размеров выходного сечения по заданным расходу газа и скорости истечения и к определению формы сопла. Те 1ение газа в сопле принимается адиабатическим. Обозначив, как и раньше ( 3.1), параметры полного торможения Ра, То п ро, а статическое давление в выходном сечении ра, можно определить скорость изоэнтропийного 1гстечения в выходном сечении сопла Fi по формуле [c.205]

Состояние газа перед ступенью определяют по параметрам полного торможения (рис. 4.15). Отрезок О—О соответствует кинетической энергии газа, имеющего на входе в сопловую рещетку скорость Сд, процесс О —1 — расширению газа в сопловой решетке, процесс 1—2 — расширению газа в рабочей решетке. Соответственно и Яцр — располагаемые теплопадения на сопловую и рабочую решетки, а Яд — тепло- [c.97]

Процесс течения газа в турбине л1ежду сечениями с и d по статическим параметрам и по параметра. [ полного торможения представлен па рис, 7-53. [c.407]

Помимо определсиня формы криволинейного контура в расчет сопла входит вычисление параметров газа в форкамерс (параметров полного торможения) я в критическом сечении, а также его площади 5. Заданными обычно являются параметры газа на выходе сопла —число и давление /7 , площадь вихааиа-го сечения 5=/6, а также температура газа в форкамере Го- Площадь критического сечения сопла находится из уравнения расхода (3.6 44) которое напишем в виде (> 1 5=р а 5. Отсюда [c.224]

На рис. 2-5,а представлена часть диаграммы 8 для водяного пара. Если нам известны два любых параметра полного торможения р и 7 ), то на диаграмме 18 легко находится точка О, определяюпдая состояние заторможенного потока. Эта точка может быть найдена и по другим параметрам состояния (например, и 5 ). Проведя вертикальную линию до точки пересечения с изобарой статиче-, ского давления / , изотермой Т или изохорой V, определим состояние движундегося газа (точка 1) и прежде всего его энтальпию / тогда скорость течения легко может быть определена по уравнению (2-106). [c.68]

Полученные формулы представляют собой количественные зависимости между параметрами Г и а и скоростью течения газа н в потоке. Температуру Г назьшают еш е температурой полного торможения газа (при н = О Г = Г ). Из формулы (1.38) следует, что при уменьшении скорости газа на величину Ам = - м 2 (неполное торможение) температура газа увеличится на [c.29]

Представим теперь, что для заданного эжектора (для фиксированных значений геометрических параметров а п /) при сохранении полных давлений газов Pi, и давления на выходе изменится отношение температур торможения 0. Согласно основным уравнениям при этом произойдет изменение коэффициента эжекцпи [c.544]

Пусть в сопло указанной конфигурации (рис. 206, а) поступает дозвуковой поток газа. Согласно уравнению Гюгонио в сужающейся (конфузорной) части скорость газа будет возрастать, а давление и плотность падать. Если в минимальном сечении (горле) скорость не достигнет критической, то в расширяющейся (диффузорной) части дозвуковой поток газа будет тормозиться, давление и плотность — возрастать и на выходе установится значение М < 1. Такой режим течения установится, если давление на выходе из сопла (противодавление) больше, чем некоторое граничное Рхгр, при котором в горле сопла устанавливаются критические параметры течения. Если теперь противодавление будет уменьшаться, то так как весь поток дозвуковой, возмущения в виде малых понижений давления будут распространяться вверх по течению, скорость потока во всех сечениях будет возрастать и при значении противодавления в горле будет достигнута звуковая (критическая) скорость и соответствующие ей значения р,,, Т . При этом режиме в диффузорной части происходит торможение потока от значения М = 1 в горле до некоторого Мх <1 — на срезе сопла. Если же противодавление далее уменьшится до значения р < р гр. то уменьшится давление и во всей диффузорной части. Но в горле давление не может сделаться меньшим, чем р, по причинам, которые мы выяснили, изучая истечение через сужающееся сопло. Поэтому на некотором участке диффузорной части, начиная от горла, поток получит возможность расширения и там установится сверхзвуковое течение. Однако, если давление Р1 на срезе недостаточно мало, то вблизи выхода поток будет все еще дозвуковым. Сопряжение сверхзвукового потока за горлом с дозвуковым вблизи выхода происходит в виде скачка уплотнения, который мы будем приближенно считать прямым. При дальнейшем понижении противодавления скачок уплотнения будет перемещаться внутри сопла к его выходному сечению и при некотором расчетном давлении Рхра ч расположится за срезом сопла. При этом значении противодавления на срезе устанавливается скорость, соответствующая расчетному значению числа Мхрасч > 1. При дальнейшем понижении противодавления поток будет на некотором участке вне сопла продолжать расширяться, а переход к дозвуковому режиму и полному торможению будет осуществляться через сложную систему косых скачков уплотнения. [c.453]

Решение. Учет начальной скорости потока удобно проводить, используя параметры полного адиабатного торможения. Считается, что скорость потока с, возникает в результате расширения газа от некоторых параметров Ра о, соответствую1цих параметрам торможения [c.118]

Формула (3,6,12) позволяет определить скорость истечения гаэа через насадок из резервуара (рис. 3.6,2), в котором параметры определяются условиями полного торможения, соответствующего скорости движения газа в резервуаре [c.147]

У.50. Определите параметры газа непосредственно за прямым скачком уплотнения, а также значения соответствующих параметров в точке полного торможения за этим скачком при скорости У] = 8,1 км сек, давлении р1 = 0,01 кГ1см , среднем молекулярном весе ( Яср) 1=29,0, температуре Г] =236 К и скорости звука 1 = 310 м1сек. [c.382]

Наиболее распространенным являет я метод нахождения средних значений параметров р, Т и % при сохранении в исходном и осредненном потоках одинаковыми расхода газа G, полной энергии Е и импульса I. Условия G = onst, Е = onst и / = onst дают необходимые для решения задачи три уравнения с тремя неизвестными. Пусть в поперечном сечении исходного неравномерного потока известны (заданы пли измерены) поля температуры, полного и статического давлений. Тогда можно считать в каждой точке сечения известными полное давление р, температуру торможения Т и приведенную скорость %. По величине X для каждой точки сечения могут быть найдены газодинамические функции q(X), z X) и др. Для потока в целом расход, импульс и энергия определяются путем интегрирования соответствующих элементарных выражений по всему сечению. Так, например, расход газа равен [c.268]

Как известно (гл. V), при осреднении неравномерного потока в общем случае могут быть сохранены неизменными только три его суммарные характеристики. Однако для сверхзвукового потока с постоянной но сечению температурой торможения, каким является начальный участок нерасчетной струи идеального газа при отсутствии смешения, можно найти такие средние значения параметров в поперечном сечении, при переходе к которым од-еовременно с высокой степенью точности сохраняются значения расхода, полной энергии, импульса и энтропии при неизменной площади сечения. Эти средние значения параметров газа в поперечных сечениях начального участка струи и будем вводить в уравнения неразрывности, энергии, импульсов. Совместные решения этих уравнений поэтому будут также относиться к средним значениям параметров, а определяемая отсюда площадь сечения будет равна действительной площади соответствующих сечений струи. Почти все основные свойства потока при таком одномерном рассмотрении не изменяются и оцениваются правильно. Утрачивается лишь одно существенное свойство течения, а именно равенство статического давления на границах струи и во внешней среде поэтому приходится условно полагать, что в каждом поперечном сечении потока существует некоторое по- [c.409]

Таким образом, если считать известными полные давления, температуры торможения и ириведенные скорости газовых потоков во входном сечении цилиндрической камеры смешения, а также соотношение расходов п = G2/G1 или площадей а — = F1IF2, то, пользуясь уравнениями, выведенными в этом параграфе, можно определить конечные параметры смеси газов на выходе из эжектора. [c.515]

Рассмотрим, какими условиями связаны между собой величины, которые должны быть заданы для расчета. Температуры торможения эжектирующего и эжектируемого газов обычно известны полные давления известны пли легко определяются по параметрам газов перед соплами эжектора и коэффициентам сохранения полного давления в соплах. Что касается значений приведенной скорости газов и Хг, то они до расчета камеры смеше-йяя и дкффузора, вообще говоря, неизвестны и могут быть раз- [c.515]

Pa M trpHM процесс теплоотдачи при течении нагретого воздуха по сверхзвуковому охлаждаемому соплу с турбулентным пограничным слоем (рис. 11.27) [6]. Число факторов, осложняющих теплоотдачу в модельном сопле, значительно меньше, чем в сопле реального двигателя. Параметры воздуха на входе в сопло (в ресивере) следующие давление Ро=1,ОМПа/м% температура Го==830 К, отношение температуры охлаждаемой стенки сопла к температуре торможения равно примерно 0,5, число Маха на выходе из сопла (вблизи среза) 3,6. Исследовался турбулентный пограничный слой в различных сечениях вдоль сопла измерялись профили скорости (микротрубками полного напора) и температуры (термопарами). Измерялись статическое давление, локальный удельный тепловой поток в стенку и температура стенки со стороны охладителя в нескольких точках внутренней поверхности сопла. Параметры воздуха перед соплом измерялись, а вдоль оси сопла вычислялись по формулам для адиабатного течения газа. [c.248]

В сопле реального двигателя. Параметры воздуха на входе в сопло (в ресивере) следующие давление р =1,0 ЛДПа, температура Т = 830 К, отношение температуры охлаждаемой стенки сопла к температуре торможения равно примерно 0,5, число Маха на выходе из сопла (вблизи среза) 3,6. Исследовался пурбу-лентный пограничный слой в различных сечениях вдоль согЕла измерялись профили скорости (микротрубками полного напора) и температуры (термопарами). Измерялись статическое давление, локальная плотность теплового потока в стенку и температура стенки со стороны охладителя в нескольких точках внутренней поверхности сопла. Параметры воздуха перед соплом измерялись, а вдоль оси сопла вычислялись по формулам для адиабатного течения газа. [c.349]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...