Потери в скачках уплотнения

Одновременно из-за уменьшения перерасширения газа снизятся суммарные внутренние потери в скачках уплотнения на начальном участке струи и повысится полный напор полученной смеси газов. [c.541]

Потери в скачках уплотнения 78 [c.565]

Здесь коэффициент Кво учитывающий потери в скачках уплотнения и при взаимодействии их с пограничным слоем, определяется как [c.105]

Если в каком-либо сечении струи на участке с — п скорость струи больше скорости звука, то в этом случае следует учитывать потери в скачках уплотнения. Таким образом, потери полного давления являются суммой потерь в прямом скачке уплотнения и потерь на удар (по Борда—Карно), возникающих при расширении дозвуковой струи от сечения 2—2 до сечения п—и [4-7]. [c.149]

Потери в скачке уплотнения на участке канала, соединенном посредством проницаемых стенок с замкнутым объемом. [c.607]

Вернемся к вопросу о начальных условиях, необходимых для интегрирования уравнений пограничного слоя в области возвратного течения. Из (4.59) и (4.61) следует, что полученные в результате интегрирования верхней части течения [и > 0) про фили и(х1, г/), 5 (х1, г/), р х1,у) для линий тока, лежащих ниже разделительной линии тока (проходящей через точку отрыва потока), должны быть приняты в качестве профилей для возвратной области течения, если можно пренебречь потерями в скачках уплотнения. В локально-невязкой области С ф) и энтропия сохраняется вдоль струек тока, а в области сращивания совпадает величина давления. Поэтому на всех струйках тока функции после поворота примут их значения перед началом поворота. [c.156]

Если все потери на участке (оо,//) сводятся к потерям в скачке уплотнения, расположенном во входном сечении (запуск двигателя), то г) будет равно единице. [c.169]

При дальнейшем уменьшении сопротивления течение внутри камеры смешения, а следовательно, и коэффициент эжекции остаются неизменными, а степень сжатия уменьшается за счет возрастания потерь в скачке уплотнения, перемещающемся от горловины диффузора к выходу. Этим режимам соответствует вертикальный участок характеристики [c.242]

Таким образом, в решетке, предназначенной для дозвуковых скоростей, при сверхзвуковых скоростях возникают дополнительные потери в скачках уплотнения (волновые потери) и потери в связи с отрывом пограничного слоя. С увеличением скорости набегающего потока эти потери быстро возрастают. [c.244]

ПОТЕРИ В СКАЧКАХ УПЛОТНЕНИЯ. ПОСТРОЕНИЕ ПРОЦЕССА В ДИАГРАММЕ СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ В РЕАЛЬНОМ ГАЗЕ [c.154]

В решетках группы А при сверхзвуковых скоростях появляются дополнительные. потери в скачках уплотнения на входе, в вихревой зоне, образующейся вследствие отрыва пограничного слоя за скачком б, в кро мочном и отраженном скачках ив Л-образном скачке. С увеличением скорости эти потери интенсивно увеличиваются. [c.559]

ЧТО торможение потока до дозвуковой скорости происходит с появлением системы скачков уплотнения на спинке профиля. Для эффективного торможения потока дозвуковая часть профиля решетки должна быть как можно большой. В то же время потери в скачках уплотнения, которые составляют сушественную долю в общем балансе потерь, необходимо свести к минимуму. Интенсивность скачков уплотнения и, следовательно, потери в них связаны с расширением сверхзвукового потока в открытой [c.187]

Влияние шага решетки становится особенно заметным В трансзвуковых компрессорах. Величина шага решетки определяется числом Маха и углом потока на входе в решетку, которые обусловливают выбор необходимой ширины узкого сечения межлопаточного канала. При выборе оптимального шага для заданной решетки необходимо учитывать также потери в скачках уплотнения и потери на трение. [c.324]

Важное требование к конструкции диффузоров заключается в том, чтобы обеспечить положительный продольный градиент давления достаточно малым по величине с целью избежать отрыва пограничного слоя и интенсивного вихреобразования. В противном случае возникающие в связи с этим потери энергии, соизмеримые с потерями в скачках уплотнения, могут значительно снизить эффективность диффузора. [c.12]

Для определения параметров струи в сечениях, следующих за максимальным сечением первой бочки , можно воспользоваться уравнениями, которые были выведены выше для первой бочки , с тем отличием, что величину а — коэффициент сохранения полного давления — в уравнениях (105) или (110) уже нельзя полагать равной единице. Потери полно-го давления в скачках уплотнения ири тормо- 2,0 жении газа после пере-расширения приводят к тому, что в конце сужающейся части первой бочки и во всех последующих сечениях р С.р и а<1. На рис. 7.34 приведено семейство кривых = [c.417]

Итак, в двигателе с простым диффузором торможение входящей струи при сверхзвуковой начальной скорости начинается с прямого скачка уплотнения. Потери в скачке и параметры потока за скачком определяются по формулам, приведенным в гл. III. [c.463]

Продукты сгорания топлива, двигаясь вдоль сопла 1 (рис. 4.3.2), отрываются от кольцевого уступа 3 и, повернувшись на некоторый угол в волне разрежения 2, присоединяются к поверхности насадки 7. В таком отрывном течении зарождаются хвостовой скачок уплотнения 8, застойная зона 6 с возвратным движением газа и участок смешения 5. Из-за необратимых потерь энергии в скачках уплотнения, на участке смешения и в застойной зоне тяговые характеристики сопл с кольцевыми уступами оказываются хуже, чем у обычных сопл. Однако эти характеристики могут быть улучшены путем вдува газа через отверстия 4 в уступе. На практике используют с л а бый и тангенциальный (интенсивный) вдувы. В первом случае газ попадает в насадок через перфорированную стенку уступа 3 (рис. 4.3.2) с малой скоростью и небольшими расходами. Во втором случае движение характеризуется большими скоростями и расходами газа, вдуваемого через свободное пространство в уступе (рис. 4.3.3). При интенсивном вдуве большие расходы газа приводят к значитель- [c.318]

Рассмотрим еще раз обтекание тела установившимся потоком идеального совершенного газа при наличии адиабатич-ности, но в данном случае предположим, что либо набегающий поток сверхзвуковой, либо в возмущенном потоке вблизи тела образуются сверхзвуковые зоны. В этих случаях обычно возникают скачки уплотнения, и поэтому нельзя пользоваться принятым выше основным допущением о непрерывности движения. При наличии в потоке скачков уплотнения на линиях тока, пересекающих скачок, температура торможения Т по-прежнему сохраняется, а давление торможения р падает, так как при переходе через скачок благодаря росту энтропии появляются необратимые потери, связанные с переходом механической энергии в тепло. Наличие этих потерь в скачках, характеризующихся убыванием давления торможения, влечет за собой появление сопротивления при обтекании тел газом. [c.78]

Ландау и Лифшиц [Л. 28] показали, что в скачке уплотнения однородной среды конденсация принципиально исключена. Иное положение может сложиться при течении двухфазного вещества. В скачках уплотнения происходит выделение тепла, связанное с ударной потерей кинетической энергии. В тех случаях, когда выделившееся количество тепла оказывается недостаточным для нагрева конденсированной части потока до новой равновесной температуры, отвечающей давлению за фронтом разрыва (например, при относительно высокой влажности набегающей среды или в слабых скачках), часть газообразной фазы конденсируется, освобождая недостающее количество тепла. При сравнительно же высоком начальном паросодержании, а также в скачках значительной интенсивности, когда количество выделяющегося тепла превышает его расход на нагрев конденсированной фазы, происходит осушка, а в известных случаях и перегрев пара. [c.236]

Реальный инжектор в отличие от идеального характеризуется наличием потерь в соплах, камере смешения н диффузоре, а также в скачке уплотнения-конденсации. [c.140]

Возникновение в ступени турбомашин режимов обтекания той или иной решетки со скачком уплотнений на входе является крайне нежелательным, ибо это приводит не только к образованию дополнительных потерь энергии в скачке уплотнения, но и к нарушению режима работы как этой решетки, так и ступени в целом. [c.177]

ДЯ(,.к и АЯс.у—потери в скачках конденсации и уплотнения [c.127]

Потери в скачках конденсации определяются по формулам гл. 6. Естественно, при определении полных потерь необходимо добавить потери, характерные для однофазных потоков на трение в пограничном слое, в скачках уплотнения и др. [c.130]

Потери энергии и рост энтропии в скачке уплотнения определяются по диаграмме i—s по заданным pi и Xi и рассчитанным Т з и Р2. [c.180]

Если число М полета будет увеличено по сравнению с расчетным, то площадь горла окажется большей ее потребного значения для данного числа М полета. Тогда степень сужения канала будет недостаточной для того, чтобы в горле получить Мг=1. Скорость в горле останется сверхзвуковой. Переход к дозвуковой скорости в этом случае произойдет за горлом в скачке уплотнения, близком к прямому (скачок 5 на рис. 9. 10, в). После скачка S поток станет дозвуковым. Потери в скачке 5 приведут к снижению полного давления за воздухозаборником на величину, пропорциональную коэффициенту Оц этого скачка. [c.266]

В этом состоит различие в природе потерь полного давления, обусловленных силами трения, и потерь ро в скачке уплотнения. Потери, связанные с трением, всегда сопровождаются потерями импульса потока. [c.97]

Последняя кривая на рис. 115, относящаяся к числу Моо = 0,835, резко выпадает из общей закономерности развития кривых давления с ростом М . Прежде всего бросается в глаза значительное уменьшение по абсолютной величине и сглаживание по форме пика разрежения, затем ясно видно скачкообразное восстановление давления, показанное на рисунке пунктиром. Эти явления можно объяснить образованием критического сечения в трубке тока, суживающейся к точке максимальной скорости в дозвуковом потоке. Дальнейшее расширение трубки тока создает движение, аналогичное движению в сопле Лаваля. Скорость становится сверхзвуковой и затем в скачке уплотнения возвращается к дозвуковому значению. Наличие скачков уплотнения прив дит к возникновению значительных потерь механической энергии и вредно отражается на аэродинамических характеристиках крылового профиля. Одной из мер борьбы с этим явлением стало создание профилей с возможно поздним образованием критической скорости на их поверхности. [c.260]

С точки зрения изложенной только что теории становится ясной причина указанного в гл. IV возрастания в скачке уплотнения энтропии. Прирост энтропии служит указанием на наличие в области перехода сверхзвукового потока в дозвуковой потерь механической энергии, превращающейся за счет внутреннего трения (вязкости газа) в тепло. [c.647]

Очевидно, что с уменьшением угла Р потери в скачке снижаются, а в случае прямого скачка они оказываются максимальными. При этом потери сильно увеличиваются с увеличением безразмерной скорости перед скачком, поэтому в аэродинамике больших скоростей при появлении интенсивных плоских скачков стараются обеспечить торможение с помощью одного или нескольких косых скачков, обладающих меньшими потерями. Исходя из этих соображений, В. П. Куркин [31] предложил газоструйный излучатель, в котором плоский скачок уплотнения заменен косым. Для преобразования плоского скачка в косой в осесимметричном потоке обычно используется конус с углом 20 при вершине, поэтому излучатель с косым скачком уплотнения по своей конструкции отличается от обычного свистка Гартмана лишь введением струи конического препятствия по оси (рис. 39). [c.57]

С точки зрения изложенной только что теории становится ясной причина указанного еще в гл. IV возрастания в скачке уплотнения энтропии. Прирост энтропии служит указанием на наличие в области перехода сверхзвукового потока в дозвуковой потерь механической энергии, превращающейся за счет внутреннего трения в тепло. Общая формула диссипируемой в тепло энергии при движении вязкого сжимаемого газа будет выведена в следующем параграфе. [c.515]

Применявшееся в 5 для расчета изобарического сечения в идеальной жидкости условие р = onst в данном случае непригодно в связи с потерями в скачках уплотнения и за счет турбулентного трения. [c.402]

Приведенные выше опытные значения коэффициентов профильных потерь в решетках получены методом тра-версирования выходного поля потока пневмо-метрическими зондами. При дозвуковых скоростях точность таких измерений достаточно высока. Переход к сверхзвуковым скоростям снижает надежность полученных результатов. Это связано со значительными трудностями определения потерь энергии в прямом скачке уплотнения перед приемным отверстием пневмометричес-кого насадка (см. гл. 14). В зависимости от дисперсности среды и интенсивности скачка перед зондом степень неравновесности процесса торможения в зоне высоких градиентов давления будет различной. Соответственно различными оказываются и потери в скачке уплотнения. На рис. 11-20 приведены кривые, полученные путем обработки опытных данных по схеме, когда все процессы в решетке протекают предельно неравновесно, т. е. так же, как и в перегретом паре с показателем изо-энтропы й = 1,3. В результате обработки опытных данных при условии 1,135, что [c.314]

Уменьшение числа ступеней вентиляторов и компрессоров дает наибольший эффект при увеличении степени повышения давления в одной ступени и сохранении КПД компрессора. Этого можно достичь применением более высоких по сравнению с современными окружных скоростей ротора при одновременном увеличении тангенциальных и осевых скоростей потока, что повысит подвод энергии к потоку в ступени. Основными препятствиями для увеличения нагрузки на ступень вентилятора или компрессора являются увеличенные гидравлические потери, которые снижают ее КПД. Эти потери возникают при повышенных значениях числа М потока по относительной скорости и несколько уменьшают запас газодинамической устойчивости. Для увеличения нагрузки на ступень необходимо совершенствование методов проектирования профилей лопаток, в частности применение полностью сверхзвуковых по высоте лопаток. Для снижения потерь в скачке уплотнения вместо применяемых сейчас лопаток с профилями, образованными дугами окружности, возможно использование более эффективных лопаток, спрофилированных с помощью других кривых на более благоприятное расположение скачков уплотнения. В последнее время за рубежом ведутся исследования по применению для лопаток компрессора так называемых суперкритических профилей , обладающих улучшенными аэродинамическими характеристиками. [c.216]

Потери кинетической энергии в соплах Лаваля при различных режимах можно оценить по рис. 8.20. Здесь штриховой линией нанесены коэффициенты волновых потерь в скачках уплотнения. Кривые показывают, что на режн- [c.238]

Поскольку при оптимальном угле атаки и числах М1<Мкр об-текание профилей в решетках безотрывное, то коэффициент потерь относительно невелик и для используемых в компрессорах комбинаций параметров профиля и решетки не превышает 1—3%. При числах Мь близких (и даже несколько превышающих) Мкр, потери в скачках уплотнения невелики и основная доля потерь определяется трением в пограничном слое. Увеличение угла изгиба профиля и уменьшение угла установки его в решетке приводит к возрастанию диффузорности межлопаточного канала, вследствие чего повышается градиент давления, увеличивается интенсивность развития пограничного слоя и соответственно увеличиваются потери. [c.52]

Изменение тяги реального двигателя с трёхскачковым оптимальным диффузором в зависимости от числа N1 полёта для трёх значений абсолютной температуры в камере сгорания показано на фиг. 359. Аналогичные кривые д,ля удельных импульсов представлены на фиг. 360. Максимальное значение удельного имнульса достигается на меньшей скорости, нежели максимальное значение реактивной силы. Потери в скачке уплотнения, интенсивно возрастающие с увеличением скорости полёта, сначала приводят к ухудшению экономичности воздушно-реактивного двигателя, а затем уже к существенному снижению его мощности. [c.685]

Теоретические исследования газового эжектора с цилиндрической камерой смешения и расгинряющимся диффузором [1) показали, что в тех случаях, когда требуется получить смесь газов с дозвуковыми скоростями, основную долю потерь при больших перепадах давления и малых коэффициентах эжекции (Л <0,5) составляют потери в скачках уплотнения, переводящих сверхзвуковой поток в дозвуковой погерп, вызванные [c.224]

Потери энергии в ллооких соплах Лаваля при различных режимах можно оценить по рис. 6-27. Здесь пунктиром нанесены коэффициенты волновых потерь в скачках уплотнения и коэффициенты потерь на расширяющемся участке сопла. Кривые показывают, что на [c.366]

Из рассмотрения принципа работы сверхзвукового воздухозаборника внещнего сжатия становится ясным, что потери полного давления у него складываются из потерь в системе скачков уплотнения, потерь, вызванных увеличением площади горла по сравнению с ее оптимальным значением, т. е. перерасширением горла, и потерь в скачке 5 за горлом (если он имеется) из-за снижения противодавления. Кроме того, снижение полного давления происходит вследствие влияния вязкостного трения и наличия зон отрыва. Исходя из сказанного, ствх можно представить следующим образом [c.274]

При обтекании тела сверхзвуковым потоком перед телом возникает скачок уплотнения при переходе через скачок энтропия газа растет, а скорость уменьшается. Таким образом, в сверхзвуковом потоке идеальной жидкости появляется особый вид сопротивления—в олновоесопро-тивление, зависящее от потерь кинетической энергии в скачках, а следовательно, от формы и интенсивности скачков. Как мы видели, форма скачка и его интенсивность зависят от формы тела и скорости обтекания. Учитывая, что при уменьшении угла отклонения (а следовательно, и Р) потери в скачке уменьшаются, можно заключить, что остроконечные тела в сверхзвуковом потоке должны обладать меньшим сопротивлением, чем тела, имеющие скругленную форму. [c.134]

Можно показать, что такова же величина приращения в скачке уплотнения энтропии, являющейся мерой превращения механической энергии в тепло (потерь механической энергии). С этой целью применим равенство (45) к параметрам изэнтропически заторможенного газа, что допустимо, так как изэнтропическое торможение не должно иов. 1ият1> на приращение эптропии в скачке тогда иолучим [c.191]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...