Газодинамическая температурная стратификация в сверхзвуковых потоках

• Автор: Макаров, Максим Сергеевич
• Шифр специальности: 01.04.14
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2007
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 154 с. : ил.

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ИССЛЕДУЕМОЙ ПРОБЛЕМЫ

ГЛАВА 2. ГАЗОДИНАМИЧЕСКАЯ ТЕМПЕРАТУРНАЯ СТРАТИФИКАЦИЯ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ ГАЗА ДОРОДНИЦИНА
2.1. Эффект энергоразделения в сверхзвуковой аэродинамической трубе с торможением части потока на прямом скачке уплотнения

2.2. Влияние скорости и температуры газа в дозвуковой части течения

2.3. Влияние параметров газа набегающего потока

2.4. Влияние проницаемости стенки на температуру теплообменной поверхности и тепловой поток от дозвуковой части течения к сверхзвуковой
2.5. Температурная стратификация в аэродинамической трубе с независимым «дозвуковым» и «сверхзвуковым» каналами

ГЛАВА 3. КОЭФФИЦИЕНТ ВОССТАНОВЛЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ

3.1. Постановка задачи и метод решения

3.2. Влияние числа Прандтля газовой смеси на коэффициент восстановления температуры

3.3. Влияние зависимости теплоёмкости газовой смеси от температуры

3.4. Коэффициент восстановления на проницаемой поверхности
ГЛАВА 4. ГАЗОДИНАМИКА И ТЕПЛООБМЕН В ПРИСТЕННЫХ ПОГРАНИЧНЫХ СЛОЯХ В УСЛОВИЯХ ТЕМПЕРАТУРНОЙ СТРАТИФИКАЦИИ
4.1. Постановка задачи и метод решения
4.2. Распределение температуры по толщине пограничного слоя в условиях температурной стратификации
4.3. Влияние скорости газа в сверхзвуковой части течения на распределение температуры и тепловой поток
4.4. Влияние свойств газовой смеси
4.5. Влияние проницаемости теплообменной поверхности на эффект температурной стратификации
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
ПРИЛОЖЕНИЯ
А. Определение минимальной температуры теплообменной поверхности
Б. Определение максимального нагрева и охлаждения газа вблизи теплообменной

поверхности
В. Определение максимального теплового потока
Г. Термодинамические и переносные свойства газов

На сегодняшний день известно много методов газодинамической температурной стратификации. Под этим понятием объединены процессы различные по своей природе, но приводящие к одному и тому же эффекту - эффекту разделения газового потока на «горячую» и «холодную» составляющие только за счёт газодинамики течения. К ним относятся вихревой эффект (Ранка-Хилша), волновые процессы, резонансная накачка, эжекционные методы [45]. Повышенный интерес к эффектам такого рода связан с реальными перспективами их скорого технического приложения. Так на основе вихревого эффекта были построены системы кондиционирования воздуха летательных аппаратов, системы охлаждения режущих инструментов как при обработке металлов, так и при буровых работах, вихревые холодильные установки и т.д.
Газодинамический метод энергоразделения в сверхзвуковом потоке впервые был предложен А. И. Леонтьевым [25, 26, 27]. Несмотря на то, что первые работы по этой теме были опубликованы меньше десяти лет назад и её изучение ещё далеко от завершения, в технической литературе уже встречаются описания теплообменных аппаратов, основанных на эффекте температурной стратификации в сверхзвуковом потоке. Так коллективом исследователей под руководством А. И. Леонтьева была спроектирована и изготовлена экспериментальная установка для редуцирования и подогрева природного газа, которой предполагается заменить огневые подогреватели на газораспределительных станциях. На основе рассматриваемого метода предложены новые идеальные циклы тепловых и холодильных машин с газодинамической регенерацией [45].
Суть метода достаточно проста. Теплообмен осуществляется между сверхзвуковой и дозвуковой частями потока, разделёнными теплопроводной поверхностью. При значениях коэффициента восстановления меньше единицы температура стенки со стороны сверхзвукового потока (температура восстановления) будет меньше температуры торможения со стороны дозвукового потока. Полученный таким образом перепад температур приводит к возникновению теплового потока от дозвуковой части течения к сверхзвуковой.
В работах [5, 6] показано, что в упрощённой постановке исследования данной задачи можно вести с помощью простых интегральных соотношений теории пограничного слоя. Получены простые аналитические зависимости, определяющие основные параметры задачи - коэффициент восстановления температуры, показатель адиабаты газа, число Маха сверхзвукового течения. Определено их влияние на значение теплового потока.
Однако, проведённые исследования были ограничены принятой постановкой задачи, в которой дозвуковой поток формировался торможением части сверхзвукового на прямом скачке уплотнения. В этом случае параметры газа в дозвуковой части течения (скорость,

0,012
0.0040,000
Ламинарный режим
Без учёта скорости и температуры за прямым скачком уплотнения у=1.4, Рг=0
—•— Линия х
максимального • 7 =1.67 теплового потока
т—і”

0,006-

0,005
0,003
0,002
0,001
Турбулентный режим
Без учёта скорости и температуры за прямым скачком уплотнения у=1.4, Рі=0
—Линия максимального теплового потока
0,000 -1-^,
Рисунок 15 - Безразмерный тепловой поток через теплообменную поверхность для различных показателей адиабаты газа при Рг=0.7 с учётом скорости и температуры в дозвуковой части течения.
На рис. 16 показано влияние числа Прандтля газа на тепловой поток через теплообменную поверхность в зависимости от числа Маха в сверхзвуковой части течения. В целом можно сказать, что влияние Рг на тепловой поток по сравнению с тем, что было получено в предыдущей части главы, осталось тем же. Можно лишь отметить, что при уменьшении числа Прандтля в данном случае тепловой поток увеличивается несколько меньше.
На рис. 15 и 16 так же представлены расчёты максимального теплового потока, выполненные с использованием приближённых формул (2.45), полученных при анализе (2.44) на экстремальные значения (см. Приложение В).