Расчет сопла Лаваля в среде Gas2.

Структурная схема:

Сначала строим контур сопла. Далее мы разбиваем область внутри контура на ячейки с помощью линейной аппроксимации. На входном сечении сопла задаем границу втекания потока, а на выходной  границу вытекания.

Так как, задача осесимметричная берем цилиндрическую систему координат.

На границе втекания задаем давление и температуру во входном сечении сопла. Учитываем в расчетах вязкость.

Схема распределения давления газов по соплу.

Схема распределения температуры газов по соплу.

Схема распределения плотности газов по соплу.

Высчитываем погрешность для распределения давления:

Высчитываем погрешность для распределения температуры:

Высчитываем погрешность для распределения плотности:

Расчет крыльевого профиля методом скачков уплотнения и волн разряжения.

Профиль симметричный с хордой в = 150 мм и максимальной толщиной с= 14 мм.

Параметры потока обтекающего крыловой профиль

№ варианта	№ профиля	M	P(МПА)	T(K)	k	угол атаки	угол атаки	угол атаки
13	4	3.2	0.1	373	1.4	0	4	-2

Рис 1 Торможение потока на скачке уплотнения.

Рис 2 Ускорение потока на волне разрежения.

Расчет обтекания крыльевого профиля при заданных параметрах набегающего потока выполняется точным методом скачков - волн разрежения.

Схемы потоков и используемые параметры газа показаны на ( Рис 1,2)

1 Определяем параметры потока на каждом прямолинейном участке

• рассчитываем параметры потока на скачках уплотнения

• рассчитываем параметры потока на волнах расширения

Расчет параметров потока на скачках уплотнения проводим следующим образом: при заданном угле атаки и профиле находим угол отклонения потока (Рис 1),далее находим угол косого скачка  , который зависит от величины скорости Маха и от угла (Cм газодинамические ф-ии ),затем ищем отношение давления после отклонения потока к давлению до него( ),

Зная значение , находим значение ,далее находим и по газодинамическим функциям находим . Найдём значение скоростного напора непосредственно перед обтеканием крыла

V=Ma где -скорость звука

0	3.2	4	2110’	2.9	1.105	0.1105	0.0105	0.015
4	3.2	0	1813’	3.2	1	0.1	0	0
4	3.2	8	2440’	2.8	1.394	0.1394	0.0394	0.055
-2	3.2	6	2250’	2.95	1.32	0.132	0.032	0.045
-2	3.2	2	1945’	3.1	1.076	0.1076	0.0076	0.011

Расчет параметров потока на волнах разрежения проводим следующим образом: при заданном угле атаки , профиле и скорости Маха находим углы , (смотри Рис 2),далее находим фиктивный угол (из таблицы газодинамических функции)

Затем прибавляем угол ,далее находим по таблице скорости Маха отношение давления после отклонения потока к давлению до него( )будет равно

Зная значение , находим значение ,далее находим . Вычислим значение скоростного напора непосредственно перед обтеканием крыла

									(-1)
0	2.9	2006’	48	5634’	3,34	1724’	0.529	0.058	0.0525	0.073
4	3.2	1800’	54	6234’	3,74	1530’	0.492	0.049	0.051	0.071
4	2.8	2048’	46	5434’	3,23	1800’	0.539	0.075	0.0644	0.09
-2	2.95	1945’	49	5734’	3,40	1705’	0.524	0.069	0.063	0.088
-2	3.1	1842’	52	6034’	3,60	1606’	0.502	0.054	0.0536	0.075

На конце профиля:

									(-1)
0	3,34	1724’	56	86	6,188	918’	0.033	0.0019	0.0561	0.078
4	3,74	1530’	62	92	7,184	800’	0.021	0.001	0.048	0.067
4	3,23	1800’	54	84	5,875	948’	0.037	0.0028	0.0722	0.101
-2	3,40	1705’	57	87	6.321	906’	0.03	0.0021	0.0669	0.093
-2	3,60	1606’	60	90	6,845	824’	0.025	0.0013	0.0527	0.074

2 Вычисление нормальной и продольной сил для профиля при рассматриваемых углах атаки

;

• при = 0

Так как профиль симметричен и находится под нулевым углом атаки то подьемная сила .Осевая же сила

• при = 4

Находим подъемную силу

Осевая сила

• при = -2

Находим подъемную силу

Осевая сила

3Найдем коэффициенты для нормальной и осевой сил для профиля при рассматриваемых углах атаки

;

• при = 0 ;

• при = 4 ;

• при = -2 ;

4 Найдем моменты тангажа для профиля при рассматриваемых углах атаки

• при = 0

• при =4

• при =-2

5Найдем координаты относительного центра давлений при рассматриваемых углах атаки.

• при =4

• при =-2

6 Вычисляем коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы при рассматриваемых углах атаки.

• при = 0

• при = 4

• при = -2