Особенности движения газа с большими скоростями

4.1 Реакции химически активных газов

Процессы расширения газов в значительной степени зависят от темпе­ратуры и химического состава этих газов. С этой точки зрения все газы можно разделить на две группы: реагирующие (активные) и не реагирующие (пассив­ные).

Активный газ — это газ, в котором при расширении происходят те или иные химические реакции; пассивный — расширяющийся без сопровождения химическими реакциями.

Обычно, химические реакции, происходящие в газах при их расшире­нии, отрицательно влияют на параметры термодинамического процесса и дви­гательной установки в целом. К таким реакциям относятся диссоциация, кон­денсация и ионизация.

Так как диссоциация (процесс разложения молекулярных соединений на составляющие элементы) протекает с поглощением большого количества тепла, то это приводит к снижению температуры потока, то есть уменьшению его общей энергетики, а, следовательно, к ухудшению основных параметров двигателя.

При расширении газового потока происходит снижение его температу­ры, а, следовательно, возможно явление конденсации — частичный переход рабочего тела из газообразного состояния в жидкое. Это отрицательно влияет на характеристики двигательной установки, уменьшая совершаемую газом по­лезную работу.

Наглядное представление возникновения потерь от конденсации пока­зано на рабочей диаграмме, рис. 4.1.

Располагаемая работа Начало конденсации Потери располагаемой работы от конденсации

Рис.4.1

Ионизация — процесс отрыва электронов с внешних орбит электро­нейтральных атомов. Возникает при больших скоростях газового потока и обтекании им тел. Ионизация вызывает появление на выходе из сопла электро­заряженных частиц, вследствие чего наблюдается снижение тяги из-за взаимоотталкивания одноимённо заряженных ионов рабочего тела. Кроме того, в процессе эксплуатации корпус летательного аппарата приобретает высокий электрический потенциал, что может вызвать электрический разряд между корпусом этого ЛА и другими электронейтральными или противоположно за­ряженными телами. При этом могут образоваться мощные кратковременные дуговые разряды, порой приводящие к серьёзным последствиям. Даже просто нахождение корпуса ЛА под высоким электрическим потенциалом уже может быть небезопасно для экипажа и приборов. Поэтому в случае процесса иони­зации необходимо применять специальные устройства — нейтрализаторы, ко­торые усложняют конструкцию двигателя и увеличивают его массу.

4.2. Аэродинамический нагрев в полете

Все процессы, происходящие в активных газах, могут наблюдаться и при аэродинамичес­ком нагреве поверхности летательного аппарата.

Кроме того, следует добавить, что при ламинарном слое сопротивление трения значительно меньше, чем при турбу­лентном. Уменьшение трения в ламинарном пограничном слое уменьшает теплоотдачу, а, следовательно, и температуру поверхности. Поэтому обеспечение ламинарной структуры пограничного слоя является одним из эффективных средств тепловой защиты конструкции летательного аппарата.

Переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный зависит от числа Рейнольдса и на плоской пластине с нуле­вым углом атаки при дозвуковых скоростях полета (М<1) происходит при Re =4,65•10³. Опыт показывает, что при сверхзвуковых скоростях полета и особенно при теплоотводе от пограничного слоя турбулизация пограничного слоя происходит при более высоких числах Рейнольдса.

При гиперзвуковых скоростях (М>5) у поверхности ле­тательного аппарата развиваются некоторые механические, физические и физико-химические явления, которые изменяют физические параметры воздуха и могут являться эндотерми­ческими или экзотермическими реакциями.

К числу таких явлений относится диссоциация, рекомби­нация и ионизация воздуха. Кроме того, вследствие увеличе­ния толщины вытеснения пограничного слоя при гиперзву­ковых скоростях (М>10) на теплообмен начинает заметно влиять увеличивающееся при этом давление потока у поверх­ности тела.

При диссоциациивоздуха, вызываемой высокой его тем­пературой, молекулы кислорода 0₂ и азота N ₂ разлагаются на атомы, при этом поглощается значительное количество тепла. Например, на высоте 50 км при скорости полета М = 20 температура заторможенного идеального газа, не подвержен­ного диссоциации, должна быть 17500°К, а для реального газа, с учетом поглощения энергии на диссоциацию, будет только 6500°К. Полная диссоциация для кислорода наступает при 6000°К, а для азота при 10000°К.

Так как температура поверхности стенки при гиперзвуковых скоростях будет всегда ниже температуры заторможенного воздуха, то у стенки может возникнуть обратный про­цесс — рекомбинации атомарных газов.При этом будет выде­ляться тепловая энергия.

Опыты показывают, что скорость естественной рекомби­нации (без катализаторов) очень низка, но обтекаемая газом стенка играет роль катализатора, и при попадании атомов на стенку скорость рекомбинации во много раз возрастает. При этом у металлических стенок скорость рекомбинации значительно выше, чем у неметаллических.

При гиперзвуковых скоростях, вследствие высокой темпе­ратуры, кроме диссоциации, возникает ионизация атомов и молекул воздуха.Однако, даже при скоростях потока М 20 ионизируется всего ~1% воздуха и такая степень ионизации почти не влияет на теплообмен.

Область движения летательных аппаратов с космическими или околокосмическими скоростями на больших высотах, где вследствие большого разре­жения воздуха средняя длина свободного пробега (до взаимного столкновения) молекул становится больше размеров тела, называется зоной свободно - молекулярного потока. В области свободно - молекулярного потока пограничный слой отсутствует и для исследования процесса теплопередачи теория пограничного слоя не применима. Отношение средней длины свободного пробега молекул к линейному размеру тела называется числом Кнудсена (Кп). Область свободно-молекулярного потокахарактеризуется следующим значением числа Кнудсена:

В свободно-молекулярном потоке ударные волны отсут­ствуют, однако в результате соударений молекул с поверх­ностью возможны их диссоциация и ионизация, причем вслед­ствие большой длины свободного пробега молекул в потоке перед движущимся телом возникает обширная ионизированная зона.

Для диапазона чисел Кнудсена 0,01< Кп <0,1 поток имеет пограничный слой, но этот слой скользит вдоль поверхности, т. е. у этого слоя скорость газа у поверхности не равна нулю. Наличие скачка скорости в пограничном слое потока со скольжением вызывает также температурный ска­чок.Поэтому коэффициент теплоотдачи при потоке со сколь­жениемполучается несколько ниже, чем по формулам для непрерывного потока.

Торможение газового потока может происходить как вдоль канала, например, вследствие изменения формы канала, так и в направлении нормали к поверхности стенки канала, вследствие внутреннего трения газа около стенок, скорость потока становится равной нулю. При движении газа с большой скоростью теплота, выделяющаяся вследствие трения, приводит к существенному повышению температуры газа пограничном слое. В результате вблизи тела устанавлиется распределение температур, изображенное на рис. 4.2. В частности, при отсутствии теплообмена с телом градиент температуры на его поверхности равен нулю, и теплообмен происходит только в пограничном слое.

Температура поверхности стенки, которая устанавливается при отсутствии теплообмена между стенкой и газом, превышает температуру Т газа вдали от стенки и называется температурой восстановления или температурой адиабатичес­кой стенки.

Рис. 4.2.

Изменение температуры в пограничном слое: 1—при отсутствии теплообмена; 2 — при отсутствии тепло­обмена между стенкой и газом; 3 — при нагревании газа; 4 — при охлаждении газа.

Величина , называется коэффициентом восстановления температуры.

Значение коэффициента восстановления зависит в основном от структуры пограничного слоя и от физических свойств газа, определяемых критерием Прандтля. Приближенно для инженерных расчетов можно принять:

- для ламинарного пограничного слоя ;

- для турбулентного пограничного слоя ;

где физические величины в критерии Прандтля должны соот­ветствовать следующей определяющей температуре ,

где Т_п — температура поверхности стенки.

Введение температуры Т₀ вызывается большой разницей в температурах и, соответственно, в физических свойствах газа по толщине пограничного слоя.

Из рис. 4.2 следует, что при наличии теплообмена между движущимся газом и стенкой направление теплового потока зависит от того, является ли действительная температура T_n стенки выше или ниже адиабатической температуры T_r стенки. Отвод тепла от газа в ряде случаев (например, при входе космического корабля в атмосферу) может осуществляться при температуре T_n стенки, превышающей среднюю температуру Т газа в потоке.

В случае течения газа со сверхзвуковой скоростью задачу приходится решать во всей конкретной сложности, т. е. с учетом влияния теплоты трения на коэффициент теплоотдачи и с учетом величины температуры восстановления .

Для сверхзвуковых потоков в настоящее время имеются прибли­женные решения, которые получены только для случая обте­кания плоской пластины под нулевым углом атаки, и то без учета давления вдоль пластины, вызываемого наличием по­граничного слоя с нарастающей толщиной.