31

Исходные данные для расчета

Таблица 1

k=1,278 R=290,7 Дж/кг К р0 =5 МПа То =293 К Тк* =1866К
№ вар	rу, мм	Ŝ0	řк	řа	а	βа град	βу гад
1	61	0,30	1,7	1,7	3,93	3	17
2	27	0,35	1,6	1,81	4,16	3	18
3	31	0,40	1,5	1,91	4,39	4	19
4	45	0,45	1,4	2,01	4,62	5	19
5	54	0,50	1,3	2,11	4,85	7	18
6	56	0.30	1,7	1,73	2,84	4	22
7	65	0,35	1,6	1,83	3,11	4	24
8	29	0,40	1,5	1,93	3,28	5	25
9	38	0,45	1,4	2,03	3,45	6	26
10	47	0,50	1,3	2,13	3,62	8	24
11	49	0,30	1,7	1,75	3,24	4	21
12	58	0,35	1,6	1,85	3,42	4	22
13	67	0,40	1,5	1,95	3,61	4	24
14	31	0,45	1,4	2,05	3,79	6	23
15	40	0,50	1,3	2,15	3,98	8	22
16	42	0,30	1,7	1,77	3,54	4	20
17	51	0,35	1,6	1,27	3,74	4	21
18	60	0,49	1,5	1,97	3,94	4	22
19	69	0,45	1,4	2.07	4,14	6	21
20	33	0,50	1,3	2,17	4,34	8	20
21	61	0,35	1,5	2,01	4,85	4	24

Дополнительная информация по расчетным зависимостям к КР.

Уравнение Гюгонио

(М²-1)·dC/C = dS/S

Уравнение Гюгонио позволяет получить простую связь между изменением скорости dC/C и изменением проходного сечения канала dS/S при неизменном потоке массы. В дозвуковой области (М<1) положительное увеличение скорости dC/C обеспечивается отрицательным изменением dS/S площади проходного сечения канала. В точке с максимальным значением скорости (при М=1) изменение и скорости и площади проходного сечения канала равны 0. В сверхзвуковой части канала (М²-1) больше 0, и знаки изменения скорости и площади проходного сечения канала должны совпадать.

Газодинамические функции – это функции от приведенных скоростей потока. Для приведения скорости используют ту величину, которая остается постоянной при изменении скорости потока. Условно выделяют внешнюю и канальную задачи рассмотрения движения среды относительно рассматриваемых тел.

Внешняя задача – это рассмотрение движения летательных аппаратов в атмосфере при заданной высоте полета. В этой задаче постоянной остается температура окружающей среды. С изменением скорости движения летательного аппарата меняется как говорят полная (или температура адиабатного торможения ) вещества, а статическая неизменна. Характерной скоростью является скорость звука

(1)

, т.к.

Здесь - число Маха. Газодинамические функции используют число М как аргумент.

Для канальной задачи постоянной остается величина заторможенной температуры потока (рассматривается адиабатное течение).

При увеличении перепада давления возрастает скорость потока. При вполне определенном перепаде давления скорость потока становится равной местной скорости звука. При постоянном размере выходного сечения возникает кризис течения. При дальнейшем увеличении перепада давления скорость в выходном сечении не может больше возрасти и перейти через скорость звука. Этот режим течения называют критическим.

Если найти температуру потока, то ее называют критической температурой:

Т_кр = Т^* - а² /2с_р

В условиях критического истечения М=1 и T_st = T_кр, поэтому:

или Т_кр = Т^*

Скорость, соответствующая критической температуре, определяется по формуле (1) путем замены температуры на критическую:

а²_кр = RТ^* (1a)

Отношение местной скорости потока к критической скорости обозначается греческой буквой λ:

λ =

Число λ используется как аргумент при рассмотрении канальной задачи.

Аргумент λ меняется от 0 до . А вот аргумент М не имеет ограничения по максимальной величине.

Газодинамические функции удобны при использовании в расчетах, но надо иметь в виду, что ограничением являются два факта – они применимы к одномерным задачам и при условии постоянства отношения теплоемкостей газа k. Последний фактор устраняют проведением расчетов для серии значений k. Рассмотрим круг задач, решаемых с использованием ГДФ.