Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Мазмұны
Кіріспе
Рейли ағыны - жылу қосу немесе шығару әсерін қарастыратын тұрақты аумақты канал арқылы сүрінусіз, адьябаттық емес ағыны. Сығымдалатын әсерлер жиі қарастырылады, бірақ Рейлидің ағындылық моделі сығымдамайтын ағынға да қолданылады. Бұл модель үшін каналдың ауданы тұрақты болып қалады және каналдың ішінде масса қосылмайды. Сондықтан, Фанно ағынынан айырмашылығы, тұрақтанған температура өзгермелі болып табылады. Жылудың қосылуы тұрақтандыру қысымының төмендеуіне әкеледі, бұл Рейли эффекті деп аталады және жану жүйелерін жобалауда маңызды. Жылу қосылуының салдарынан үстіркіштік және астырқышықты Мах саны 1 Махқа жақындап, ағыны толығады. Керісінше, жылуды лақтыру дыбыстан төмен Мах санын азайтады және каналдың бойында дыбыстан жоғары Мах санын арттырады. Калорикалық жағынан кемелді ағын үшін ең жоғары энтропия M = 1 кездесетінін көрсетуге болады. Rayleigh ағысы Джон Струтттің, 3-ші Барон Рейлидің есімімен аталған.
Rayleigh flow refers to frictionless, non adiabatic flow through a constant area duct where the effect of heat addition or rejection is considered. Compressibility effects often come into consideration, although the Rayleigh flow model certainly also applies to incompressible flow. For this model, the duct area remains constant and no mass is added within the duct. Therefore, unlike Fanno flow, the stagnation temperature is a variable. The heat addition causes a decrease in stagnation pressure, which is known as the Rayleigh effect and is critical in the design of combustion systems. Heat addition will cause both supersonic and subsonic Mach numbers to approach Mach 1, resulting in choked flow. Conversely, heat rejection decreases a subsonic Mach number and increases a supersonic Mach number along the duct. It can be shown that for calorically perfect flows the maximum entropy occurs at M = 1. Rayleigh flow is named after John Strutt, 3rd Baron Rayleigh.
Теория
Рейлидің ағындылық моделі Мах санының өзгеруін тұрақтандыру температурасының өзгеруімен байланыстыратын дифференциалдық теңдеуден басталады, T0. Дифференциалдық теңдеу төменде көрсетілген. Дифференциалдық теңдеуді шешу төмендегі қатынасқа әкеледі, мұнда T0* - ағысты жылумен тығыздау үшін қажетті каналдың саңылаудағы тұрақтанған температурасы. Бұл мәндер жану жүйелерін жобалауда маңызды. Мысалы, егер турбореактивті жану камерасының ең жоғары температурасы T0* = 2000 K болса, онда жану камерасының кіреберісіндегі T0 және M температурасы жылумен тұншығудың пайда болмауын қамтамасыз ету үшін таңдалуы керек, бұл қозғалтқышқа ауаның массалық ағынын шектейді және итермелі күшті азайтады. Рейли ағындылығы моделі үшін энтропия қатынасының өлшемсіз өзгеруі төменде көрсетілген. Жоғарыдағы теңдеуді Рейли сызығын Мах саны мен ΔS графигінде сызу үшін қолдануға болады, бірақ өлшемсіз энтальпия, H, және ΔS диаграммасы көбірек қолданылады. Өлшемсіз энталпия теңдеуі төмендегіде көрсетілген, сонда тұрақты қысымдағы жылу сыйымдылығы, cp, тұрақты болып қалатын калорикалық жағынан кемелді газ үшін статикалық температураны оның тұншығу орнындағы мәнімен байланыстыратын теңдеу. Жоғарыдағы теңдеуді M үшін H функциясы ретінде шешу үшін өңдеуге болады. Алайда, T/T* теңдеуінің формасына байланысты, M = M ((T/T*) үшін күрделі көп түбірлі қатынас қалыптасады. Оның орнына M тәуелсіз айнымалы ретінде таңдалуы мүмкін, онда ΔS және H 1-суретте көрсетілгендей диаграммада сәйкес келеді. 1-суретте қыздырудың жоғары ағыстағы, дыбыстан төмен Мах санын M = 1,0 дейін көбейтіп, ағыны тұншықтырады. Керісінше, жоғары ағыстағы, дыбыстан жоғары Мах саны бар құбырға жылу қосу ағыс тұншығып қалмайынша Мах санын азайтуға әкеледі. Салқындату осы екі жағдайда да қарама-қарсы нәтиже береді. Рейлидің ағындылық моделі ең жоғарғы энтропияға M = 1,0 -де жетеді. Бұл суытудың қыздырудың орнына Мах санын 0,845-тен 1,0-ге дейін көтеретінін көрсетеді. Бұл міндетті түрде дұрыс емес, өйткені тұрақтанған температура үнемі ағысты субсоникалық Мах санынан M = 1-ге дейін жылжытады, бірақ M = 0,845-тен M = 1.0-ге дейін ағыс оған жылу қосылғаннан гөрі жылдам жылдамдатылады. Сондықтан бұл жылу қосылған, бірақ T/T* сол аймақта төмендеуі мүмкін жағдай.
The Rayleigh flow model begins with a differential equation that relates the change in Mach number with the change in stagnation temperature, T0. The differential equation is shown below. Solving the differential equation leads to the relation shown below, where T0* is the stagnation temperature at the throat location of the duct which is required for thermally choking the flow. These values are significant in the design of combustion systems. For example, if a turbojet combustion chamber has a maximum temperature of T0* = 2000 K, T0 and M at the entrance to the combustion chamber must be selected so thermal choking does not occur, which will limit the mass flow rate of air into the engine and decrease thrust. For the Rayleigh flow model, the dimensionless change in entropy relation is shown below. The above equation can be used to plot the Rayleigh line on a Mach number versus ΔS graph, but the dimensionless enthalpy, H, versus ΔS diagram is more often used. The dimensionless enthalpy equation is shown below with an equation relating the static temperature with its value at the choke location for a calorically perfect gas where the heat capacity at constant pressure, cp, remains constant. The above equation can be manipulated to solve for M as a function of H. However, due to the form of the T/T* equation, a complicated multi root relation is formed for M = M(T/T*). Instead, M can be chosen as an independent variable where ΔS and H can be matched up in a chart as shown in Figure 1. Figure 1 shows that heating will increase an upstream, subsonic Mach number until M = 1.0 and the flow chokes. Conversely, adding heat to a duct with an upstream, supersonic Mach number will cause the Mach number to decrease until the flow chokes. Cooling produces the opposite result for each of those two cases. The Rayleigh flow model reaches maximum entropy at M = 1.0 For subsonic flow, the maximum value of H occurs at M = 0.845. This indicates that cooling, instead of heating, causes the Mach number to move from 0.845 to 1.0 This is not necessarily correct as the stagnation temperature always increases to move the flow from a subsonic Mach number to M = 1, but from M = 0.845 to M = 1.0 the flow accelerates faster than heat is added to it. Therefore, this is a situation where heat is added but T/T* decreases in that region.
Қосымша қатынастар
Райли ағыны үшін ауданы мен массалық ағынды жылдамдығы тұрақты болып қалады. Фанно ағынынан айырмашылығы, Фаннинг тартылу коэффициенті, f, тұрақты болып қалады. Бұл қатынастар төмендегі * белгісімен, ал * белгісі - тұншығудың орын алуы мүмкін болатын саңырауқұлақ жерін білдіреді. Дифференциалдық теңдеулерді де әзірлеуге және шешуге болады, олар Рейлидің ағындылық қасиетінің қатынастарын тұншығу орнындағы мәндерге қатысты сипаттайды. Қысым, тығыздық, статикалық температура, жылдамдық және тұрақтандыру қысымы үшін қатынастар төменде көрсетілген. Олар алдыңғы бөлімдегі тұрақтандыру температурасы қатынасы теңдеуімен бірге графикалық түрде бейнеленген. Тұрақтандыру қасиетінде '0' субскрипті бар.
The area and mass flow rate are held constant for Rayleigh flow. Unlike Fanno flow, the Fanning friction factor, f, remains constant. These relations are shown below with the * symbol representing the throat location where choking can occur. Differential equations can also be developed and solved to describe Rayleigh flow property ratios with respect to the values at the choking location. The ratios for the pressure, density, static temperature, velocity and stagnation pressure are shown below, respectively. They are represented graphically along with the stagnation temperature ratio equation from the previous section. A stagnation property contains a '0' subscript.
Қолданбалар
Рейлидің ағындылық моделі көптеген аналитикалық мақсаттарға, әсіресе ұшақ қозғалтқыштарына қатысты қолданылады. Мысалы, турбореактивті қозғалтқыштардың ішіндегі жану камераларының ауданы тұрақты және отын массасының қосылуы елеусіз. Бұл қасиеттер Rayleigh ағыны моделін жану арқылы ағыны үшін жылу қосуға жарамды етеді, жылу қосу ауа-отын қоспасының ажырауына әкелмейді деп болжайды. Қозғалтқыштың жану камерасында жылулық тұншығудан туындаған соққы толқынын шығару массалық ағымның жылдамдығы мен итермелеудің төмендеуіне байланысты өте жағымсыз. Сондықтан Rayleigh ағыны моделі қозғалтқыштың бастапқы геометриясы мен жану температурасының бастапқы дизайны үшін өте маңызды. Рейлидің ағындылық моделі Фанно ағындылық моделімен де кеңінен қолданылады. Бұл екі модель энтальпия энтропиясы мен Мах саны энтропия диаграммасындағы нүктелерде қиылысады, бұл көптеген қолданбалар үшін мағыналы. Алайда, әр модельдің энтропиялық мәндері соник күйде бірдей емес. Энтропияның өзгеруі әр модель үшін M = 1 кезінде 0 болады, бірақ алдыңғы мәлімдеме энтропияның бір кездейсоқ нүктеден дыбыстық нүктеге өзгеруі Фанно мен Рэйли ағындылық модельдері үшін әртүрлі екенін білдіреді. Егер si және Mi бастапқы мәндері анықталса, әр модель үшін Мах санына қарсы өлшемсіз энтропияның жаңа теңдеуін анықтауға болады. Бұл теңдеулер Фанно және Рэйли ағыны үшін төменде көрсетілген. 3-суретте Рейли және Фанно сызықтары si = 0 және Mi = 3.0 бастапқы жағдайлары үшін бір-бірімен қиылысатын сызықтар көрсетілген. Қиылысу нүктелері жаңа өлшемсіз энтропия теңдеулерін бір-біріне теңестіру арқылы есептеледі, нәтижесінде төмендегі қатынас пайда болады. Қиылысу нүктелері берілген бастапқы Мах саны мен оның қалыпты соққыдан кейінгі мәні кезінде пайда болады. 3-суретте бұл мәндер M = 3,0 және 0,4752, бұл көпшілік сығымдалатын ағынды оқулықтарында көрсетілген қалыпты соққы кестелерінде кездеседі. Осы нүктелерде тұрақты канал ауданы бар берілген ағын Rayleigh және Fanno модельдерінің арасында ауыса алады.
The Rayleigh flow model has many analytical uses, most notably involving aircraft engines. For instance, the combustion chambers inside turbojet engines usually have a constant area and the fuel mass addition is negligible. These properties make the Rayleigh flow model applicable for heat addition to the flow through combustion, assuming the heat addition does not result in dissociation of the air fuel mixture. Producing a shock wave inside the combustion chamber of an engine due to thermal choking is very undesirable due to the decrease in mass flow rate and thrust. Therefore, the Rayleigh flow model is critical for an initial design of the duct geometry and combustion temperature for an engine. The Rayleigh flow model is also used extensively with the Fanno flow model. These two models intersect at points on the enthalpy entropy and Mach number entropy diagrams, which is meaningful for many applications. However, the entropy values for each model are not equal at the sonic state. The change in entropy is 0 at M = 1 for each model, but the previous statement means the change in entropy from the same arbitrary point to the sonic point is different for the Fanno and Rayleigh flow models. If initial values of si and Mi are defined, a new equation for dimensionless entropy versus Mach number can be defined for each model. These equations are shown below for Fanno and Rayleigh flow, respectively. Figure 3 shows the Rayleigh and Fanno lines intersecting with each other for initial conditions of si = 0 and Mi = 3.0 The intersection points are calculated by equating the new dimensionless entropy equations with each other, resulting in the relation below. The intersection points occur at the given initial Mach number and its post normal shock value. For Figure 3, these values are M = 3.0 and 0.4752, which can be found the normal shock tables listed in most compressible flow textbooks. A given flow with a constant duct area can switch between the Rayleigh and Fanno models at these points.