- •ОГЛАВЛЕНИЕ
- •ВВЕДЕНИЕ
- •РАЗДЕЛ 1. УРАВНЕНИЯ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ ДЛЯ ЭЛЕМЕНТАРНОЙ СТРУЙКИ – ПОВТОРЕНИЕ ПРОЙДЕННОГО
- •1.1 Используемый математический аппарат
- •1.2 Уравнение неразрывности
- •1.3 Уравнение количества движения
- •1.4 Уравнение энергии
- •1.5 Предельная скорость движения газа. Число Маха и коэффициент скорости
- •РАЗДЕЛ 2. ОДНОМЕРНЫЕ ГАЗОВЫЕ ПОТОКИ
- •2.1 Звуковые волны. Скорость звука. Излучение звука
- •2.2 Волны конечной интенсивности. Инварианты Римана. Характеристики
- •2.3 Механизм образования скачков уплотнения
- •2.4 Прямые скачки уплотнения. Ударная адиабата
- •2.5 Скорость распространения ударной волны и спутного потока за ней
- •2.6 Элементарная теория ударной трубы
- •2.7 Косые скачки уплотнения
- •2.8 Теория мелкой воды
- •2.9 Волны горения и детонации в газах
- •2.10 Общие условия перехода от дозвукового течения к сверхзвуковому
- •РАЗДЕЛ 3. ПЛОСКИЕ ТЕЧЕНИЯ НЕВЯЗКОГО ГАЗА
- •3.1 Общие уравнения
- •3.2 Метод малых возмущений
- •3.3 Дозвуковые течения при малых возмущениях
- •3.5 Обтекание малого угла сверхзвуковым потоком
- •3.6 Обтекание тонкого профиля сверхзвуковым потоком газа
- •3.7 Волны разрежения. Центрированные волны
- •3.8 Общая задача о двумерном стационарном движении газа. Уравнение Чаплыгина
- •РАЗДЕЛ 4. ТЕЧЕНИЕ ГАЗА В СОПЛАХ И ДИФФУЗОРАХ
- •4.1 Формы сопел. Простейшая теория сопла. Истечение сверхзвуковой газовой струи из сопла на нерасчетном режиме
- •4.2 Дозвуковые и сверхзвуковые диффузоры
- •РАЗДЕЛ 5. ГАЗОВАЯ ДИНАМИКА ЭЛЕМЕНТОВ ТУРБОМАШИН
- •5.1 Обтекание конечных тел. Ламинарный и турбулентный след
- •5.2 Дозвуковое обтекание тонкого крыла. Формула Жуковского
- •5.3 Обтекание решетки профилей газа
- •5.4 Простейший расчет ступени лопаточной турбомашины
- •ЛИТЕРАТУРА
- •ПРИЛОЖЕНИЯ. ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ НА СЕМИНАРАХ И В РАСЧЕТНОМ ЗАДАНИИ
- •П1. Гидравлическое сопротивление трубы при ее внезапном расширении
- •П2. Расчет простейшего эжектора
- •П3. Пример расчета аэродинамического нагрева
- •П4. Гидравлический удар при внезапной остановке потока жидкости
- •П5. Трубка Пито при сверхзвуковом движении газа
- •П6. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД)
- •П.7. Одномерное стационарное течение газа по трубе постоянного сечения с подогревом
- •П.8. Адиабатическое течение газа с трением в трубе постоянного сечения
- •П.9. Варианты расчетного задания по курсу "Техническая газодинамика"
- •Вариант 1. Крыловой профиль в гиперзвуковом потоке
- •Вариант 2. Ракета А-4
- •Вариант 3. Снаряд
49
tg α 2=− |
1 |
|
. |
|
√ |
|
|
||
1−M 12 |
Функции f(η) и g(ξ) определяются из граничных условий задачи. Так как на границах часто известны значения скорости газового потока, то можно выразить f(η) и g(ξ) через скорость газового потока на границах. Как следует из (3.4.3)
|
|
∂φ ' |
|
∂ f |
|
∂ g |
|
|
|
∂φ ' |
|
∂ f |
|
∂ g |
|
|
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|||||||||||||||||
w x= |
|
|
= |
|
|
+ |
|
|
|
, |
|
w y= |
|
|
=(− |
|
|
+ |
|
|
)√M 1−1 |
, таким образом |
|||||||
|
∂ x |
∂η |
∂ξ |
|
∂ y |
∂η |
∂ξ |
||||||||||||||||||||||
∂ g |
= |
1 |
(wx+ |
|
|
wy |
) |
, |
∂ f |
= |
1 |
|
(wx− |
|
|
w y |
) . |
|
(3.4.5) |
||||||||||
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
∂ξ |
√M 12−1 |
∂η |
|
√M 12−1 |
|
||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
3.5 Обтекание малого угла сверхзвуковым потоком
Рассмотрим задачу, когда сверхзвуковой поток движется параллельно стенке канала AOC, которая в точке O поворачивает на малый угол dΘ, рис. 3.5.1. Как до точки поворота О, так и после нее течение параллельно стенке.
Рисунок 3.5.1. Обтекание малого угла сверхзвуковым потоком
Так как поток является сверхзвуковым, то возмущения, которые вносит в поток точка О не могут проникнуть вверх по течению. В результате все пространство разделяется на две области. В область AOC – информация о повороте стенки еще не проникла. Поток газа движется здесь равномерно и прямолинейно вдоль оси x со скоростью W1, поэтому потенциал скорости равен
50
φ=W 1 x=W 1 12 (ξ +η ) .
Вобласти COB поток уже повернул W =W 1+w . Луч OC разделяет эти
области и является характеристикой 1-го рода. Так как
|
W y |
= |
w y |
≈ |
w y |
=tg d Θ ≈d Θ |
, то |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
W x W x |
|
W 1 |
|
|
|
||||||||
w y=W 1 d Θ . |
|
|
(3.5.1) |
|||||||||||
С другой стороны, из (3.4.5) следует, что |
||||||||||||||
|
|
|
|
∂ f |
|
|
∂ g |
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|||||
w y=(− |
|
+ |
|
)√M 1 |
−1 . |
|
||||||||
∂η |
∂ξ |
|
Неизвестных функций здесь две, однако в данном случае необходимо, чтобы g(ξ)=0, так как в противном случае информация о наличии возмущения в точке О проникает в область невозмущенного потока АОС вдоль характеристик ξ = const. В таком случае
∂ f |
W 1 d Θ |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
∂η =− |
|
|
|
|
|
|
. |
|
|
|
|
|
|
||||
√ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
M 12−1 |
|
|
|
|
|||||||||||||
Отсюда следует, что |
|
||||||||||||||||
f (η)=− |
|
W 1 d Θ |
η |
, |
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
|
√M |
12−1 |
|
||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
и для суммарного потенциала скорости потока в области COB получаем |
|||||||||||||||||
|
|
|
|
W d Θ |
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
(x− y √M 12−1) . |
|
||||||||||||
φ =W 1 x− |
|
|
|
1 |
|
|
|
|
|
|
(3.5.2) |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
√M 1−1 |
|
|
|
|
|||||||||
Суммарная составляющая скорости потока вдоль оси X равна |
|
||||||||||||||||
W x=W |
1− |
W 1 d Θ |
. |
|
|
(3.5.3) |
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
√M 12−1 |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
51
Как следует из (3.5.3), при dΘ > 0 (сужение канала) газ тормозится, а при dΘ < 0 (расширение канала) газ ускоряется, что вполне соответствует закону обращения воздействий (см. п. 2.10).
Для изменения давления в потоке, в соответствии с (3.2.3),
ρ W 2 d Θ
P−P1= p '≈−ρ W 1 wx= √ 1 . (3.5.4)
M 21−1
Для коэффициента давления получаем
p=2 |
P−P1 |
= |
|
2 d Θ |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|||
ρ1 W 12 |
√M 12−1 . |
(3.5.5) |
||||||
̄ |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
3.6 Обтекание тонкого профиля сверхзвуковым потоком газа
При расчете обтекания тонкого профиля гладкий контур заменяется на ломаную, рис. 3.6.1. Полагаем, что переход от одного отрезка контура к последующему вносит в поток лишь малое возмущение. Последнее рассчитывается по методике, описанной в п. 3.5. Отсюда следует, что если первоначальное направление скорости газового потока совпадало с осью X, то
wi , x=− |
W i dΘ i |
≈− |
W 1 d Θ i |
. |
|||
|
|
|
|
|
|||
√M i2−1 |
|
||||||
|
|
√M 12−1 |
Таким образом для точки на профиле, касательная в которой расположена
под углом Θ к оси X, Θ =∑ d Θ i |
, суммарное изменение скорости потока |
||||
w x≈− |
|
W 1Θ |
, w y≈W 1Θ . |
(3.6.1) |
|
√ |
|
|
|||
M 12−1 |
52
Рисунок 3.6.1. Обтекание сверхзвуковым потоком тонкого профиля
Для коэффициента давления, в соответствии с (3.5.5), получаем
p=2 |
P−P1 |
= |
|
2 Θ |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|||
ρ1 W 12 |
√M 12−1 . |
(3.6.2) |
||||||
̄ |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
Как следует из (3.6.2) давление на передней части профиля выше, чем на задней, что приводит к возникновению тормозящей силы (лобового сопротивления), направленной вдоль оси X. Так как возникновение этой силы никак не связано с силами трения, а обусловлено образованием ударных волн, данное сопротивление называется волновым сопротивлением.
Пусть поток, натекающий на профиль, составляет угол α с осью X , которая совпадает со средней линией профиля. Этот угол называется углом атаки. Так как в формулах (3.6.1), (3.6.2) угол Θ отсчитывается от исходного направления потока, то при угле атаки, отличном от нуля, все углы должны быть уменьшены на α при расчете параметров потока на верхней части профиля, и увеличены на α на нижней его части. Для коэффициента давления в таком случае получаем
p= |
2( Θ α ) |
|
|
||
̄ |
√ |
|
|
. |
(3.6.3) |
M 12−1 |
Частным случаем обтекания тонкого профиля является обтекание плоской пластины, рис. 3.6.2. Для пластины всюду угол Θ = 0, и
p= |
|
2α |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
̄ |
√M 12−1 . |
(3.6.4) |