Оглавление:
Теплоотдача в передней критической точке
- Когда сверхзвуковой поток газа обтекает тело(см. Рисунок XI-27), перед ним возникает головная ударная волна 1 it. It представляет собой прерывистую поверхность, в которой поток газа резко изменяет параметры определенным образом, а компонент скорости лопается тангенциально к поверхности, оставаясь непрерывным. На поверхности зазора действуют законы сохранения массы, импульса и энергии met. In в области течения 2 между внешним краем ударной волны и пограничным слоем влияние вязкости не учитывается.
Эта область 2 называется L o-M невязкой, и пограничный слой 3 появляется на поверхности обтекаемого тела. Сверхзвуковая скорость непертурбативного потока через поверхность ударной волны резко падает, что приводит к дозвуковому Вт ограниченная поверхностью тела, ударной волной и звуковой плоскостью. На рис. XI-28 показана область дозвукового течения, когда сверхзвуковой воздушный поток обтекает сферу(8).
Сверхзвуковое течение перед ударной волной считается недоступным, а за ударной волной находится область дозвукового течения. Людмила Фирмаль
Для определения параметров газодинамики на внешнем пограничном слое решаем задачу газодинамики-сначала определяем положение и форму стартовой ударной волны (эту информацию можно получить из эксперимента), а затем находим поле параметра гидродинамики на поверхности тела за ударной волной. Параметры, найденные на поверхности тела таким образом, считаются параметрами, искомыми на внешней границе ограничивающего слоя и RiL. указывает на р.
Значение параметров внешней границы граничного слоя выступает в качестве граничного условия граничного уравнения пограничного слоя. Граничные условия на поверхности тела определяются так же, как и в случае дозвуковых течений. Рассмотрена газомеханическая задача определения параметра поля между ударной волной и поверхностью тела в месте расположения и формы ударной волны, а также ее сложность и трудоемкость、 Возвращается к пограничному слою.
Как решить задачу газовой динамики Ток (VIII-2).Где s-координата от точки O вдоль поверхности обтекаемого тела. Однако в рассматриваемом случае градиент скорости является функцией числа Маха потока M, который не возмущен. Для расчета теплопередачи вблизи критической точки, когда сверхзвуковой поток втекает в препятствие с ламинарным пограничным слоем, используют формулу, полученную в случае утечки дозвукового потока на препятствие, например, если градиент скорости замещен ими (VIII-29) или (VIII-30).
На рис. XI-29 показана зависимость безразмерного градиента скорости от числа M ^в критической точке в сверхзвуковом обтекании сферы. Эта зависимость обусловлена тем, что форма ударной волны перед цилиндром и сферой является поверхностью концентрического цилиндра и сферы соответственно, а скорость, с которой ударная волна не возмущается, не изменяется. Поток выбирается сразу после ударной волны.
- Экспериментальные значения получены для полушарной части нлв. Для области M> 5 безразмерный градиент в критической точке сферы и цилиндра примерно одинаков. stream. In сверхзвуковые течения вокруг процесса теплообмена вблизи критической точки, если имеется турбулентный или переходный пограничный слой, еще не изучены, поэтому мы не будем рассматривать его здесь.
Последствия диссоциации. Влияние диссоциации на теплопередачу продольно обтекаемой пластины подробно обсуждалось в предыдущем разделе (§ 7).Здесь мы сравниваем конечные результаты численных решений систем уравнений в частных производных X1-130, XI-13I, XI-132, XI-133, XI-I34, XI-136 (или XI-137) и XI-143^ — = # = 0. Показанная система уравнений первоначально сводится к системе обыкновенных дифференциальных уравнений, а последняя-к удобной форме для численного интегрирования в электронных вычислительных машинах.
При определенных условиях пограничный слой вблизи критической точки может стать турбулентным, например, под влиянием турбулентной пульсации или шероховатости обтекаемой поверхности в проточной части. Людмила Фирмаль
Таким образом, эта система была определена Fey и Riddel [83]со следующими значениями определяемого объема. 1. РГ = 0.71; 2. Ле = 1.0; 1.4; 2.0; 3. Значение, равное O C, C oo A Он называется параметром скорости рекомбинации. Где Ki-константа скорости рекомбинации. Например, для рекомбинации кислорода при 7 * = 300°к Ki-7 ′ 71-/ =5-101⁴cm3/mol2. Величина градиента давления в этой области и градиента скорости вблизи прямой критической точки, которая зависит от формы головки обтекаемого тела, приблизительно равна времени (в секундах) диффузии частиц через пограничный слой в той же области одновременно; индекс0>относится к основной критической точке. 4.
Параметры воздуха вблизи передней критической точки соответствуют термодинамическому равновесному составу при скорости 7600-37 000 м на высоте 1770-3000 м/с. 5.Температура стен колебалась от 300 до 3000°К. Для выяснения влияния отдельных параметров на теплопередачу мы изменили выбранные параметры и решили исходное уравнение для каждого нового значения выбранных параметров без изменения каких-либо других параметров. Решение было принято по следующим 2 делам. а)^замораживание * пограничный слой-предельный случай, когда параметр скорости рекомбинации (XI-169) равен нулю. для hx, Cx = 0 .
В этом случае атомы, диффундирующие из внешнего потока через пограничный слой, достигают стенки. Если материал стенки не является катализатором реакций рекомбинации, например стекловолокна, то концентрация атомов здесь имеет тенденцию концентрироваться во внешнем потоке. Если материалом на стенке является катализатор, например металл, то концентрация атомов снижается до равновесного значения, которое определяется температурой wall. In эти условия, выражение Ню = 0.763 пр, ⁴-РЕ » — ^ 1 (Си-170）.
Формула (XI-170) помогает определить коэффициент теплопередачи а-учитывая диссоциацию, предполагается, что вблизи предыдущей критической точки смесь состоит только из тяжелых частиц молекул и легких атомов (§ 7).）; б) равновесный пограничный слой является предельным случаем, когда параметры скорости рекомбинации (X1-169)стремятся к бесконечности-oo, Лш/ J. исследования Фея и ридделя показали, что теплообмен в этом случае зависит от изменения произведения RC через пограничный слой.
Формула для определения коэффициента теплоотдачи напорной стенки в этом случае имеет вид、 Nu = 0.763 Рг ’ — ’ re » — ’ (- ^у [1 + (Le * — s-1)).(XI-171) Формулы (XI-170)и (XI-171） Nu = -ascascf’W — — — — — число нуссельта、 \ «(/Г—» «） Наличные= — £2 -!—— Стандарты Рейнольдса、 (ля.)» Индекс » o » относится к параметрам стены. Оба уравнения были получены в предположении, что пограничный слой вблизи передней критической точки является слоистым, в то время как Прандтль и Льюис остаются неизменными по толщине. Мул более распространен в отношении формулы (VIII-25).
Смотрите также:
