Диффузор для сверхзвуковых скоростей

На рис. 14.1 дана простейшая схема прямоточного ВРД для сверхзвуковых скоростей полета. На схеме показаны между сечениями /-/—//-// — входной диффузор, II-II—///-/// — камера сгорания, [11-1 I—IV-IV — сопло. В нижней части рис. 14.1 даны диаграммы изменения давления и скорости газа по тракту двигателя. Теоретический цикл прямоточного ВРД представлен на рис. 14.2, где линия а-с соответствует процессу адиабатного [c.170]

Из этих уравнений следует, что при М > 1 течение в расширяющемся канале (d Е > 0) происходит с уменьшением давления вдоль потока dp < 0) и с увеличением скорости (dw > 0) и, наоборот, сверхзвуковой поток в суживающемся канале (dS <0) замедляется dw < 0), а его давление возрастает dp > 0). Таким образом, профили сопла и диффузора для сверхзвукового потока меняются местами — сверхзвуковое сопло представляет собой расширяющийся канал, а сверхзвуковой диффузор — сужающийся канал. [c.287]

Если для случая дозвуковой скорости полета потери полного давления при торможении рабочей струи определялись только внутренним сопротивлением диффузора Од, то для случая сверхзвуковой скорости эти потери включают также волновое сопротивление Оп, т. е. определяются произведением коэффициентов сохранения полного давления в прямом скачке и в диффузоре (<1пО ). [c.463]

Для того чтобы в рабочей части (р. ч.) аэродинамической трубы получилась нужная сверхзвуковая скорость (Мд), скачок уплотнения следует поместить в конце рабочей части. За скачком (в сужающемся канале диффузора) дозвуковой поток ускоряется и только в горле диффузора скорость вновь становится критической. За горлом диффузора образуется дополнительная сверхзвуковая зона, завершаемая скачком, интенсивность которого тем больше, чем сильнее разрежение, создаваемое эксгаустером трубы. [c.489]

Из (42) и (43) следует, что для выхода аэродинамической трубы на заданное значение сверхзвуковой скорости относительное сечение горла диффузора должно быть не меньше следующей величины [c.490]

Из формулы (44) вытекает следующее практически важное правило, справедливое не только для звуковых, но и для сверхзвуковых эжекторов для получения большего значения полного давления смеси на выходе из эжектора следует, сколько возможно, уменьшать относительную площадь камеры смешения, т. в. увеличивать а. При сверхкритическом отношении давлений в сопле эжектирующего газа наименьшая возможная площадь сечения смесительной камеры соответствует разгону эжектируемо-го потока в сечении запирания до скорости звука, т. е. критическому режиму работы эжектора. Таким образом, согласно изложенному правилу критический режим работы эжектора оказывается наивыгоднейшим, что соответствует данным расчетов и экспериментов. Следует, однако, учитывать, что чем меньше площадь смесительной камеры, тем больше при данных расходах газов скорость на входе в диффузор, т, е. больше потери в диффузоре. [c.547]

В диффузорах мы имеем дело с процессами, обратными процессам в соплах, и в связи с этим при дозвуковых скоростях диффузорные каналы расширяются вниз по потоку при сверхзвуковых скоростях на входе диффузорные каналы вначале суживаются, затем имеют горло, отвечаюш ее скорости потока, равной скорости звука, после чего, при дальнейшем торможении, расширяются для уменьшения дозвуковых скоростей потока. [c.95]

Полученные важные выводы установлены с помощью одномерной гидравлической теории, причем очевидно, что в рамках такой теории эти выводы верны и тогда, когда камера сгорания вообще не цилиндрическая. Подчеркнем, что снижение гидравлических потерь и выгодные условия подвода тепла в камере сгорания соответствуют процессу, в котором в пределе скорость газа относительно камеры равна нулю. В связи с этим, а также в связи с необходимостью организовать сгорание впрыскиваемого топлива в движущемся воздухе требуется поступающий в камеру сгорания воздух предварительно затормозить. Предварительное торможение воздуха можно осуществить частично или полностью с помощью диффузора, расположенного перед камерой сгорания. В сверхзвуковом полете для этого нужно применять специальные диффузоры для торможения сверхзвуковой скорости (см. выше стр. 96). [c.100]

Увеличения тяги ТРД при практически неизменном перепаде давления я можно достичь с помош ью повышения температуры торможения на Выходе из выхлопного сопла, для этого можно дополнительно дожигать топливо за турбиной в сопле и таким путем форсировать тягу двигателя. При форсаже температуру газа, вытекаюш его из сопла, можно поднять до 2000 К и более, т. е. значительно выше, чем в основной камере сгорания, где температура не может быть больше значений, при которых обеспечивается прочность лопаток турбины. Для полетов с ТРД на значительных сверхзвуковых скоростях, как было указано выше, необходимо применять специальные диффузоры со сниженными потерями на сверхзвуковых скоростях. [c.143]

Таким образом, даже при отсутствии за колесом спрямляющих поток лопаток, можно организовать торможение воздушного потока, выходящего с большой скоростью из колеса, направив его в пространство между двумя кольцевыми поверхностями (стенками). Поэтому участок между сечениями 2—2 и 2 —2 (см. рис. 2.4) получил название безлопаточный диффузор . (Можно показать, что в таком диффузоре возможен переход от сверхзвуковой скорости к дозвуковой без образования скачка уплотнения). Однако в без-лопаточном диффузоре уменьшение скорости происходит сравнительно медленно (примерно обратно пропорционально радиусу), что приводит к необходимости выполнять его с увеличенными диаметральными габаритными размерами и сопровождается большими потерями на трение воздуха о стенки. Для более эффективного торможения потока, выходящего из колеса, в центробежных ступенях (компрессорах) авиационных ГТД обычно применяют лопаточные диффузоры, работающие аналогично направляющим аппаратам осевых ступеней. В некоторых конструкциях для уменьшения габаритных размеров центробежной ступени канал диффузора выполняется криволинейным с частичным или полным поворотом потока в нем из радиального направления в осевое. [c.47]

Наш второй принцип заключается в том, что последнее колесо, когда втулка 0,8+0,85, нагружать надо равномерно на всех радиусах и нагружать как можно больше, однако не следует прямой скачок делать для относительной скорости с числом М больше 1,4+1,5, в крайнем случае может быть несколько большим. Надо думать, что при числе М большем, чем 1,5, уже прямой скачок будет недостаточным, придется искать новые пути и переходить па систему косых скачков, так как это делается для сверхзвуковых диффузоров. ЦАГИ сейчас ведет работы и исследования в этом направлении. [c.126]

Отсюда можно сделать следующий вывод для всех ВРД сверхзвуковых скоростей полета целесообразно введение конусов в диффузорах, что позволяет повысить давление перед компрессором и уменьшить потери в диффузоре. [c.267]

Двигатель, показанный на рис. 90, предназначен для полета с дозвуковыми скоростями. При работе на скоростях, больших скорости звука, необходимо специально приспособить форму диффузора и сопла для получения потоков рабочего тела со сверхзвуковыми скоростями. [c.220]

Если входное устройство выполнить в виде обычного диффузора (расширяющегося канала), то при полете со сверхзвуковой скоростью перед входным отверстием диффузора возникает скачок уплотнения, как правило отсоединенный (см. рис. 8.18). Та часть воздуха, которая затем войдет в двигатель, проходит через центральную часть этого скачка, где он может рассматриваться как прямой. Как было показано ранее ( 10.4), торможение в прямом скачке сопровождается наибольшими потерями давления. Поэтому для самолетов, летающих со скоростями, значительно превышающими скорость звука (М>1,5), применяют сверхзвуковые диффузоры, схема одного из которых показана на рис. 10. 6. [c.204]

Кривые фиг. 6 могут быть непосредственно использованы при подборе эжектора, в котором сверхзвуковая скорость на выходе из камеры смешения не переводится в дозвуковую. Такой эжектор может быть применен, например, в качестве устройства для увеличения тяги ВРД путем подмешивания к реактивной струе воздуха, обтекаю-ш,его двигатель. Кривые фиг. 6 могут служить также для оценки работы эжектора, в диффузоре которого осуществляется торможение сверхзвуковой скорости, так как они дают предельные значения s, соответствующие адиабатическому торможению потока. [c.56]

Кривые фиг. 8 могут быть непосредственно использованы для подбора эжектора, в котором сверхзвуковая скорость на выходе из камеры смешения не переводится в дозвуковую, а также для оценки работы эжектора, в диффузоре которого осуществляется торможение сверхзвукового потока, так как эти кривые дают предельные значения степени сжатия, соответствующие адиабатическому торможению сверхзвукового потока в диффузоре. [c.146]

При небольших сверхзвуковых скоростях потока (1,0<[М<[2) применяются расширяющиеся диффузоры (фиг. 64). Для уменьшения сопротивления передняя кромка диффузора делается острой, а внешняя поверхность—конической с малым углом наклона. [c.112]

Для предварительного сжатия воздуха в бескомпрессорном прямоточном дви гателе используется скоростной напор, создаваемый движением летательного ап парата. Сжатие воздуха осуществляется в канале, имеющем переменное сечение При дозвуковых скоростях полета канал является расширяющимся (диффузор) при сверхзвуковых — сужающимся, а затем расширяющимся. [c.160]

Для полетов со сверхзвуковой скоростью могут применяться прямоточные воздушно-реактивные двигатели несколько иной конструктивной схемы (рис. 15.48). При движении летательного аппарата со сверхзвуковой скоростью с такой же скоростью воздушный поток входит в диффузор, представляющий собой сопло Лаваля . Сверхзвуковой поток сначала будет тормозиться в сужающейся части канала. Скорость потока воздуха в самой узкой части диффузора равна местной скорости звука. При торможении давление воздуха повышается. В расширяющейся части диффузора происходит дальнейшее торможение газового потока, в результате чего его давление продолжает увеличиваться, а скорость становится дозвуковой. После диффузора воздушный поток поступает в камеру сгорания. В камере сгорания происходит смешение топлива с воздухом и его сгорание. Температура и внутренняя энергия газа увеличиваются. Из камеры сгорания газовый поток направляется в комбинированный канал (сопло Лаваля). В сужающейся части сопла газовый поток в результате расширения ускоряется и в минимальном сечении его скорость становится равной местной скорости звука. В дальнейшем расширение газа происходит уже в расширяющейся [c.459]

Для диффузора, в котором скорость газа уменьшается, при дозвуковом течении газа (М<1) площадь проходного сечения канала должна увеличиваться (с А>0), а при сверхзвуковой скорости (М>1) -уменьшаться (с А<0). [c.117]

СВЕРХЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ, течение газа, при к-ром в рассматриваемой области скорости v его ч-ц больше местных значений скорости звука а. С изучением С. т. связан ряд важных практич. проблем, возникающих при создании самолётов, ракет и арт. снарядов со сверхзвуковой скоростью полёта, паровых и газовых турбин, высоконапорных турбокомпрессоров, аэродинамических труб для получения потоков со сверхзвуковой скоростью и др. (См. также Диффузор, Сопло, Струя.) [c.655]

Применяя диффузоры специальной формы, можно осуществлять ступенчатое торможение сверхзвукового потока посредством различных систем косых скачков уплотнения. Так как за обычным плоским косым скачком скорость остается сверхзвуковой, то для полного торможения потока нужно за последним косым скачком поместить прямой скачок или особый участок криволинейной ударной волны, элементами которой являются сильные косые скачки, переводящие поток в дозвуковой. [c.464]

На фигуре 9-2, б дана теоретическая схема ПВРД для сверх-двуковых скоростей полета. Для сверхзвуковых скоростей движения газа при переходе его из области высокого в область низкого давления должно быть установлено расширяющее сопло (Лаваля), которое показано на схеме в хвостовой части двигателя. По этой же причине теоретический диффузор выполнен в виде формы сопла. Однако при сверхзвуковых скоростях полета создаются такие условия для потока воздуха при входе в диффузор, что применение его с двойным конусом не имеет физического смысла (фиг. 9-2,6). Чтобы понять эти условия [c.264]

Для расширения рабочего диапазона дроссельных режимов и улучшения характеристик диффузора на нерасчетных скоростях полета прибегают к различным методам регулирования диффузоров (изменение проходного сечения горла и взаимного положения центрального тела и обечайки, выпуск воздуха через отверстия в стенке диффузора, слив или отсос пограничного слоя на центральном теле или на обечайке и др.), описанным в специальной литературе ). Регулировоание расхода воздуха через горло сверхзвукового диффузора необходимо также для вывода последнего на рабочий режим ( запуска ). Дело в том, что расчетная скорость потока устанавливается не внезапно, а путем перехода от положения покоя к движению с постепенно нарастающей [c.488]

Рис. 62. Схема ПВРД а) для дозвуковых скоростей полета, б) для больших сверхзвуковых скоростей полета. 1 — входной диффузор, 2 — камера сгорания, 3 — реактивное

Рассмотрим далее изоэнтропийное течение рабочего тела в диффузоре. Считаем, что заданы параметры потока р , v , скорость на входе в канал и давление р дНа выходе из него. Известным также является расход. Определяем заторможенные параметры. Задавшись законом возрастания давления р вдоль оси диффузора, найдем по уравнению, аналогичному (3.51), уменьшение скорости, а по уравнению, аналогичному (3.58), изменение плош,ади поперечного сечения канала вдоль оси. При использовании газодинамических функций принимаем желательный закон изменения вдоль канала приведенной скорости X или функции р (к) и по таблицам определяем функцию расхода q ( ), а затем, воспользовавшись уравнением, аналогичным (3.49),— площадь поперечного сечения в соответствуюш,ем месте канала. Как показывают основные уравнения, при дозвуковой скорости потока на входе в ди зфузор канал будет расширяющийся. Если входная скорость превышает скорость звука, диффузор для изоэнтропийного процесса сжатия имел бы суживающуюся-расширяющуюся форму. При этом в горле устанавливались бы критические параметры. Таким образом, для изоэнтропийного процесса сжатия диффузор мог бы рассматриваться как обращенное сопло Лаваля. Однако плавное изоэнтро-пийное торможение сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей невозможно. При таком торможении обязательно возникают скачки уплотнения. Прямой отсоединенный скачок уплотнения может возникать перед входом в диффузор. Поток за таким скачком дозвуковой, поэтому диффузор в этом случае должен быть расширяющимся каналом. Сверхзвуковые диффузоры могут иметь и более сложную форму. [c.96]

Измерения скорости жидкой фазы в конце камеры с.мсшсния и диффузоре [761 показывают, что скорость потока в двухфазной зоне (равная скорости жидкости из-за малого скольжения) на всех режимах больше равновесной (термодинамической) скорости звука йи но существенно меньше замороженной скорости звука af. Следовательно, по отношению к й поток является сверхзвуковым, и поэтому должны проявляться эффекты, характерные для сверхзвукового режима течения. В этих условиях при повышении давления Рд в диффузоре появляется полностью размытая ударная волна, перемещающаяся по мере увеличения Рд к горлу диффузора. Ее интенсивность при этом увеличивается и возрастает число Маха Mi, рассчитанное по значению равновесной скорости звука ai. Вдоль камеры смешения, начиная с сечения структурного перехода, Mi немонотонно возрастает, так что в горле диффузора имеется максимум Mi, связанный с устойчивостью положения скачка в горле диффузора 18]. Из опытов также следует, что при повышении значений Рд давление в камере смешения не изменяется, т. е. течение в конце камеры смешения и диффузоре остается сверхзвуковым и по отношению к возмущениям, возникающим в диффузоре конденсирующего инжектора. [c.129]

Конструкция ПВРД для дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета должна быть, естественно, различной. Схема ПВРД на рис. 10-34 соответствует дозвуковым скоростям. Напомним, что, как показано в 8-4, торможение дозвукового потока происходит при течении в расширяющемся диффузоре, а ускорение потока — при течении в суживающемся сопле именно [c.349]

Проблема же газодинамики проточной части по мере увеличения окружных скоростей и степени веерности будет услон<няться, так как при этом возрастут и скорости потока. Исследования отечественных и зарубежных организаций (ЦКТИ, ЛМЗ, ХТГЗ, GE, ВВС и др.) вскрыли трудности, связанные с проектированием последних ступеней для сверхзвуковых потоков, особенно в случае сверх-критических скоростей при входе в РК. Ограничивается в последней ступени также осевая составляющая скорости 2Z при выходе из РК по условиям работы расположенного за ним диффузора. При достижении числа s0,8 в диффузоре обычно уже [c.262]

Наряду с теоретическими исследованиями в газовой динамике проводились 317 эксперименты с целью определения характеристик течения, главным образом нри сверхзвуковых скоростях. Для этой области скоростей важные данные получены при наблюдениях течений в соплах, диффузорах, истечения из сосудов и при отстреле снарядов. В области дозвуковых скоростей эксперименты начались лишь в 20-х годах, после того как построили аэродинамические трубы больших скрростей. Тогда же установили значительное увеличение сопротивления тел и уменьшение подъемной силы лопастей винтов и профилей крыльев при скоростях порядка 0,66 а (опыты американских и английских исследователей). [c.317]

При полете летательного аппарата оо сверхзвуковой скоростью воздух поступает в двигатель со скоростью, превышающей скорость звука. Этот большой ско ростной напор используется для сжатия воздуха в диффузоре 1—3. Для уменьшения скорости и увеличения давления воздуха, т. е. для превращения кинетической энергии в потенциальную, при сверхзвуковой скорости потока диффузор должен сужаться на екоФорой длине, а затем расширяться, как это показано на участках 1—2 и 2—3. При этом в диффузоре 1—3 р и Т увеличиваются, а т уменьшается. Однако такая форма присуща идеальному диффузору. В действительных двигателях диффузоры имеют только расширение на всем своем протяжении. Дело в том, что при сверхзвуковых скоростях полета перед входом в диффузор образуется скачок давления и на участке 1—2 скорость воздуха становится в силу этого меньше скорости звука поэтому в этом случае диффузоры делают только с расширением (без сужения). [c.189]

Ес.ли д.тя случая дозвуково скорости полёта потери ио-ию го давления при торможении рабочей струи определялись только внутренним сопротивлением диффузора Зд, то для случая сверхзвуковой скорости эти потерп включают волновое сопротивление а,1, т. е. соответствуют произведению коэффициентов давлении в прямом скачке и в диффузоре [c.300]

Итак, для получения сверхзвуковой скорости канал в своей дозвуковой части должен сужаться (конфузор), а в сверхзвуковой части — расширяться (диффузор). В том месте, где М = 1, площадь поперечного сечения должна быть минимальной (горловина). Та же последовательиссть рассуждений применима и к случаю, когда скорость непрерывно уменьшается от сверхзвуковой до дозвуковой. Мы приходим к выводу, что значение М = 1 может быть достигнуто только в минимальном поперечном сечении канала (обратное утверждение несправедливо, так как в минимальном поперечном сечении канала число М не обязательно равно единице). Однако в минимальном поперечном сечении йи — О при Мт 1, т.е. скорость достигает здесь максимума или минимума в зависимости от того, является ли течение дозвуковым или сверхзвуковым. [c.198]

Известно, что при фиксированном числе М интенсивность косого скачка, а следовательно, и потери давления в нем, всегда меньше, чем в прямом скачке. Используя это обстоятельство, в целях повышения эффективности диффузора торможение сверхзвукового потока и прео бразо вание его в дозвуковой при числах Мн>1,7 можно осуществлять последовательно сначала в косом скачке или в системе косых скачков до чисел Mторможения потока до приемлемых значений М перед замыкающим прямым скачком. [c.61]

Если эффективный подпор потока в камере дожигания, обеспечиваемый совместным воздействием поджатия критического сечения сопла, впуска газа из первого контура и подогрева за счет дожигания, получается низким, значение 0Гд( -4), рассчитываемое по зависимостям (5.27) и (5.28), оказывается существенно ниже гого, которое опреаеляется по зависимостям параграфа 2.3 для дозвукового течения. В этом случае на практике воздушный поток, поступающий за горлом диффузора в расширяющийся канал, разгоняется в нем до сверхзвуковой скорости, а затем тормозится в прямом скачке, располагающемся в некотором промежуточном сечении участка 3—4. [c.185]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...