- •Глава 2. Методы определения газодинамических параметров при взаимодействии струй двигательной установки с элементами пусковой установки
- •2.1. Газодинамические свойства струй двигательной установки и краткий обзор методов расчета
- •2.2. Начальный неизобарический участок струи
- •2.2.1. Основные закономерности газодинамики, необходимые для расчета неизобарического участка струи и воздействия на преграды
- •Изоэнтропические течения по соплу
- •Принимая во внимание термодинамические соотношения ; и изоэнтропичность течения , получим уравнение Бернулли для энергии
- •Учитывая, что , получим
- •Косой скачок давления
- •Течение Прандтля – Майера
- •Отсюда согласно [1] получим:
- •Общие условия перехода от дозвукового к сверхзвуковому течению и обратно
- •2.2.2. Формирование начального участка струи. Структура начального участка струи
- •В рассматриваемом примере определим по и значения , и угол разворота потока в точке : :
- •2.2.3. Структура начального участка сверхзвуковой перерасширенной осесимметричной струи
- •2.2.4. Составляющие силы тяги и критерии течения в сопле
- •2.2.5. Методика расчета начального (газодинамического – неизобарического) участка струи (методика г.В. Кулова)
- •2.2.6. Алгоритм расчета неизобарического участка струи
- •2.2.7. Определение параметров на отражателе
- •2.3. Газодинамика струй, охлаждаемых водой
- •2.3.1. Учет ввода воды в струю патрубками
- •2.3.2. Определение исходных газодинамических параметров вторичной струи (с уменьшенным импульсом, балластированной и охлажденной) в ее начальном сечении "2а"
- •2.3.3. Система уравнений газодинамики для осредненных параметров вторичной (охлажденной) струи
- •2.3.4. Влияние подъема ракеты на характеристики вторичной струи
Учитывая, что , получим
.
Из исходной системы уравнений могут быть получены формулы, связывающие параметры течения после скачка , или ,, и с исходными параметрами до скачка , или ,, и .
Параметры и будут связаны с и уравнением ударной адиабаты (адиабата Гюгонио)
,
в отличие от уравнения адиабаты Пуассона для изоэнтропического процесса. Из уравнения ударной адиабаты следует, что при получим . Для изменения на скачке относительных скоростей, учитывая постоянство в течении, будет иметь место соотношение
или ,
где .
Тогда из уравнения сохранения массы получим
, .
Далее ,
или через : .
Изменение параметров торможения за прямым скачком , определяется следующими формулами:
;
.
Если воспользоваться обозначениями , , то, учитывая что , будет
.
Косой скачок давления
Более общим случаем, важным для объяснения структуры сверхзвуковой струи, является косой скачок уплотнения. Для сверхзвуковых струй он реализуется, например, на срезе сопла при неравенстве давления в струе внешнему давлению : , отражении волн разрежения от свободной поверхности струи, а также при натекании сверхзвуковой струи на наклонную преграду.
Исходя из последнего случая, это течение рассматривается в разделе 5.1 на примере построения ударной поляры. В настоящем разделе отмечаются некоторые свойства косого скачка и приводятся основные формулы.
При косом скачке свойства прямого скачка проявляются для составляющей скорости набегающего потока , нормальной к поверхности скачка – , а составляющая скорости, параллельная плоскости скачка , переходит через плоскость скачка без изменения. Схема течения для скачка, присоединенного к наклонной поверхности (регулярное отражение) представлена на рис.2.2.
В этом случае вектор скорости после скачка будет параллелен наклонной поверхности. При больших углах стенки угол наклона вектора будет меньше угла клина , а скачок отойдет от вершины угла и будет иметь прямой участок, начиная с поверхности натекания (нерегулярное отражение). Основная часть скачка будет иметь угол больший вплоть до перехода в прямой скачок.
Рис.2.2. Схема течения при регулярном отражении
В соответствии со схемой течения, все зависимости прямого скачка будут справедливы для нормальных составляющих течения с косым скачком. При этом зависимости типа
;
(где ; – скорость звука) определяются через параметры частичного торможения , . Для этого из вектора скорости вычитается переходящая через скачок в неизменном виде составляющая . Тогда критическая скорость звука течения с частичным торможением будет определяться из уравнения энергии следующим образом:
;
.
Из последнего равенства выражаем
.
С использованием этого равенства выводим зависимости для скачка с углом наклона к вектору начальной скорости:
;
.
Если задано , то наклон скачка можно определить по формуле
,
тогда для регулярного отражения
.
Угол наклона скачка уплотнения , соответствующий максимальному углу поворота потока при переходе через скачок , определяется зависимостью от
.