Исследование турбулентных течений с учетом теплоотдачи при PR < 1 Текст научной статьи по специальности «Физика»

Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»

полученным в результате натурной отработки ряда ЖРД на реальных компонентах топлива.

Рекомендуемые значения тпр и Ьпр изменяются в

широких пределах, однако следует помнить, что ростом величины Ьпр и соответственно длины КС возрастает полнота сгорания топлива и увеличивается значение удельного импульса, что важно при совершенствовании современных ЖРД. Для ЖРД с дожиганием значение ¿пр рекомендуется снижать на 30-50 %

за счет того, что в КС топливо поступает частично газифицированное.

Библиографические ссылки

1. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования : учебник / М. В. Добровольский ; под ред. Д. А. Ягодникова. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005. 488 с.

2. Алемасов В. Е. Теория ракетных двигателей : учебник /В. Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, А. П. Тишин ; под ред. В. П. Глушко. М. : Машиностоение, 1989. 464 с.

© Тасенко К. А., 2012

УДК 669.713.7

М. И. Толстопятов, Е. В. Шлоссер Научный руководитель - А. А. Зуев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ИССЛЕДОВАНИЕ ТУРБУЛЕНТНЫХ ТЕЧЕНИЙ С УЧЕТОМ ТЕПЛООТДАЧИ ПРИ Рг < 1

Проведено исследование процессов теплоотдачи газов при турбулентном прямолинейном равномерном течении, рассмотрена модель распределения температурного и динамического пограничных слоев при обтекании гладкой прямой пластины, получено выражение для определения толщины потери энергии.

Исследование процессов теплоотдачи при реализации турбулентных течений газа является важной научной задачей, решение которой позволит значительно уточнить инженерный расчет по учету распределения температурных полей во вспомогательных и проточных частях ЖДР, в частности при проектировании новых тепловых двигателей (турбин) для привода насосов.

При проектировании турбин ТНА для учета распределения температурных полей по радиусу используются либо полуэмпирические зависимости, либо численные методы в составе различных пакетов программ. Достоверность полученных такими методами данных зачастую не позволяет уйти от дорогостоящих испытаний готовых образцов изделий.

Для определения данных характеризующих распределение температурных полей по исследуемой полости необходимо использовать локального коэффициента теплоотдачи. Для проведения аналитического исследования процессов теплоотдачи рассмотрена модель распределения динамического и температурного пограничных слоев.

Исходя из распределения параметров в пограничных слоях записано выражение для определения толщины потери энергии:

5 ( =| и

о

Т - Т 1 - Т То

\

Т5- То

о У

4у + ^ •

(

1 --

Т - Т0

л

Т5- То

йу . (1)

о У

В выражении (1) профиль изменения скорости характеризуется отношением скорости в пограничном слое (и) к скорости течения в динамическом ядре потока (и ). Профиль изменения температуры в пограничном слое характеризуется отношением разностей температур. По аналогии с автором [1, с. 260],

обозначаем отношение толщин динамического и температурного пограничных слоев через (А), т. е.

д=А.

5,

(2)

При аппроксимировании профиля скорости по данным с автора [2, с. 555] используем закон 1/7 степени. Для аппроксимирования профиля изменения температуры, так же используем закон 1/7, учитывая толщину температурного пограничного слоя, используя выражение (2). Исходя из рисунка, допускаем, что во втором члене выражения (1) на участке интегрирования от (5) до (5,) нет градиента скоростей и принимаем, что и / и = 1. С учетом принятых выражений и допущений выражение для определения толщины потери энергии примет вид:

5/ \1/7 ( / N1/7 Л 5, / Л1/7

5*;=/

1 -

у

5-А

йу + | 1 -

У

5-А,

йу . (3)

После интегрирования выражения (3) в граничных условиях пограничных слоев имеем:

5*; =

5-(7-А8/7 -9• А + 9)

72-А

(4)

Получено выражение (4) для определения толщины потери энергии путем аппроксимации профилей изменения скорости и температуры в пограничных слоях при турбулентном течении газа или газовой смеси характерного для случая Рг < 1. При подстановке данного выражения в интегральное соотношение уравнения энергии пространственного пограничного слоя полученного в работе [3, с. 41], и дальнейшего

0

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

Модель распределения температурного и динамического пограничных слоев

интегрирования и преобразования соотношения в граничных условиях лопаточных машин можно получить выражение для определения локального коэффициента теплоотдачи при течении газов и газовых смесей в геометрически сложных полостях.

Библиографические ссылки

1. Кейс В. М. Конвективный тепло- и массообмен ; пер. с англ. М. : Энергия, 1972. 448 с.

2. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М. : Наука, 1969. 742 с.

3. Интегральное соотношение уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя / А. А. Зуев [и др.] // Вестник Рыбинской гос. авиац. технол. акад. им. П. А. Соловьева. 2010. № 2 (17). С. 41-47.

© Толстопятов М. И., Шлоссер Е. В., 2012