СОПЛА ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

СОПЛА ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ [c.346]

Приведенные ниже результаты иллюстрируют ряд условий и особенностей, в которых находится реактивное сопло гиперзвукового летательного аппарата, а также порядок величин различных составляющих потерь импульса (или тяги) реактивного сопла. [c.349]

Один из прогрессивных методов защиты поверхности, подвергающейся воздействию высокотемпературной среды, заключается во введении охлаждающей жидкости или газа через отдельные щели, расположенные вдоль рассматриваемой поверхности... Эта схема охлаждения, обычно называемая пленочным охлаждением, уже нашла применение в газовых турбинах и ракетных соплах и в будущем может быть использована для охлаждения передних кромок гиперзвуковых летательных аппаратов". Охлаждающая жидкость часто инжектировалась в пограничный слой через щель, с помощью которой пытались направить охладитель более или менее параллельно охлаждающей поверхности Расстояние вниз по потоку от щели обычно обозначают буквой х, высоту щели буквами Л или 5, а отношение массовых расходов через щель и в основном потоке (т.е. С /С ) буквой М. Степень охлаждения обычно описывают условным безразмерным параметром, называемым "эффективностью", который определяется следующим образом [c.125]

Экспериментальные исследования реактивных сопел различных двигателей гиперзвуковых летательных аппаратов с моделированием всех натурных параметров газового потока в настоягцее время проведены быть не могут из-за сложности всех происходящих в соплах процессов, поэтому большое значение здесь приобретают методы расчета в соплах с учетом химической кинетики газов. [c.347]

Что касается схем реактивных сопел гиперзвуковых летательных аппаратов, то из приведенной в главе И классификации наиболее вероятными схемами являются круглые иди плоские симметричные сопла, а также плоское сопло с косым срезом. Последняя схема сопла позволяет максимально использовать компоновку прямоточного двигателя на ГЛА, когда хвостовая часть летательного аппарата является как бы продолжением панели сопла и обеспечивает дальнейшее расширение продуктов сгорания, создавая дополнительный прирост тяги двигателя. [c.349]

Иллюстрация уровней температуры и давления продуктов сгорания в камере сгорания прямоточных воз-душно-реактивных двигателей, т. е. на входе в реактивное сопло, дается на рис. 8.1 в зависимости от чисел Л/полета гиперзвуковых летательных аппаратов [121], [144], [160] (см. также [19], [c.349]

Определение оптимального контура трехмерного выходного устройства, имеющего криволинейное поперечное сечение. Рассмотрим выходное устройство гиперзвукового летательного аппарата с нижним расположением воздушно-реактивного двигателя. В начальном сечении искомого выходного устройства корпус летательного аппарата и сопло имеют формы прямоугольников одинаковой ширины. Контур выходного [c.171]

Заключение. С использованием разработанного ранее прямого метода рассчитаны оптимальные трехмерные контуры сверхзвуковых сопел и выходных устройств, дающие максимальную тягу. Расчеты проводились для сверхзвуковых течений невязкого совершенного газа при отсутствии отрывных зон. Определены оптимальные контуры трехмерного сопла при заданном входном (круг) и выходном (прямоугольник) сечениях для разных длин х . Получено, что коэффициент тяги (скорости) оптимального сопла при х = 10 практически равен единице. С уменьшением х , от 10 до 6 коэффициент тяги снижается от 1 до 0.995. Применительно к гиперзвуковому летательному аппарату с нижним расположением прямоточного воздушно-реактивного двигателя определены оптимальные контуры трехмерного выходного устройства при = 2.9, = 6, [c.176]

Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей (предназначенных в основном для космических летательных аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позволяет использовать общую двигательную установку на протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор для конструкторских решений и способствуют повышению характеристик ракет-носителей. [c.11]

При разработке летательных аппаратов с большими сверхзвуковыми или гиперзвуковыми скоростями полета > 3-4), с одной стороны, возрастает роль реактивных сопел, а с другой — усложняется процесс определения их аэродинамических характеристик [19], [71]. При больших скоростях полета тяга двигателя является разностью двух близких величин — импульсов потока газа на срезе реактивного сопла и на входе в двигатель. При этом вследствие возрастания коэффициента усиления при переходе от потерь тяги сопла к потерям тяги двигателя (определяемого соотношением (1.63) главы ) небольшие изменения потерь тяги (или импульса) сопла приводят к заметным изменениям тяги двигателя. Это, в свою очередь, приводит к необходимости повышения точности определения потерь тяги или импульса реактивных сопел. [c.346]

Определение оптимального контура трехмерного выходного устройства, имеющего прямоугольные поперечные сечения и косой срез. В качестве базового для исследований возьмем выходное устройство гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя [6, 7]. При этом берется несимметричная схема выходного устройства, соответствующая нижнему расположению двигателя в летательном аппарате. У этого выходного устройства поверхности кормы, верхней и нижней стенок сопла, а также боковых стенок образованы плоскостями и, кроме верхней стенки сопла, параллельны продольной оси X. Кромка косого среза имеет прямолинейную форму, донный торец отсутствует. Внутренний и внешний потоки идеального газа имеют постоянное значение показателя адиабаты у= 1.4. Экспериментальные и численные (с помощью осредненных уравнений Навье - Стокса) исследования этого устройства проведены в [6]. Численные исследования в рамках модели идеального газа выполнены в [7]. Расчеты проведены с использованием трехмерных уравнений Эйлера с учетом и без учета влияний пристеночных пограничных слоев и даны соответствующие сравнения с результатами [6]. [c.168]

Следующий пример расчета относится к течению сверхзвукового потока в плоском несимметричном сопле, применение которого возможно на гиперзвуковом летательном аппарате. Такое сопло имеет преимущество перед соплом Лаваля на режимах перерасширения, когда давление в окружающей среде больше давления на срезе сопла (см. гл. VIII, 2). Рассматривается плоское сопло с частично внутренним расширением с прямолинейной обечайкой. На расчетном режиме число М на входе в сопло равно Ми = 2, на срезе сопла Ма = 4 и отношение полного давления на входе в сопло к давлению в окружающей среде равно Лс = Рвх/рн = 152. Отношение площади на срезе сопла к площади на входе в сопло Р л равно = 6,35. Контур про- [c.291]

Переход от круглых или осесимметричных сопел к плоским или неосесимметричным был связан с повышением требований, предъявляемым к новым перспективным самолетам. Среди этих требований основными являлисъ повышение маневренности, отклонение и реверс тяги сопел для сокращения длины пробега при взлете и посадке, снижение уровня демаскирующих признаков в радиолокационном и инфракрасном диапазоне длин волн для уменьшения дальности обнаружения самолетов и повышения их живучести, т. е. уменьшения потерь самолетов в бою. Внимание к плоским соплам усилилось также с началом разработки гиперзвуковых летательных аппаратов. Достаточно подробный обзор результатов исследований плоских сопел за рубежом в течение двух-трех последних десятилетий сделан в обзорах и работах [14], [40], [42-49], [51], [56-61], где рассмотрены различные аспекты, связанные с разработкой и использованием плоских сопел, с анализом их тяговых характеристик, сопротивления, потерь эффективной тяги в компоновках на самолетах, веса, конструкции и т. д. Основные схемы плоских сопел и геометрические параметры, влияющие на аэрогазодинамические характеристики этих сопел, рассмотрены в главе И настоящей книги. [c.190]

Реактивное сопло является основным неотъемлемым элементом выходных устройств любых летательных аппаратов с реактивными двигателями. Помимо реактивного сопла выходные устройства современных летательных аппаратов, и особенно сверхзвуковых и гиперзвуковых многорежимных самолетов, являясь сложным элементом реактивных двигателей (или силовых установок), могут включать в себя различные системы подвода воздуха к реактивному соплу, системы (или устройства) для отклонения вектора тяги и реверса тяги, системы снижения уровня гаума, инфракрасного излучения и т.д. [c.9]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...