Что такое составляющая тяги давления и почему она существует?

Действительно, выхлопные газы могут быть расширены за пределы 1 Маха, и это приведет к увеличению тяги за счет более высокой эффективности двигателя. Проблема в том, что сжатый газ расширяется за счет сужения площади поперечного сечения, когда она меньше M1, и расширяется, когда она выше M1.

Таким образом, для достижения полного расширения до атмосферного давления$p_0$при сверхзвуковой скорости выхлопа нам нужно поперечное сечение, которое сужается, а затем расширяется для всех условий полета. На рисунке ниже показано, как это делается в сверхзвуковых истребителях: с эжекторным выхлопом.

Первичный выхлоп установлен внутри трубы, и расширяющийся выхлопной газ всасывает вторичный поток, который гасит расширение первичного потока, так что оно происходит постепенно. Вторичный поток можно рассматривать как расходящуюся часть выхлопа, и он защищает настоящий металлический выхлоп от тепла форсажной камеры. В сверхзвуковых истребителях регулируются как первичный, так и вторичный выхлопы: рис слева для дозвуковой скорости, справа для сверхзвуковой скорости.

Таким образом, полное расширение возможно, но сложно, с необходимостью постоянно меняющихся выпускных сопел.

Во-первых, хорошо известно, что скорость выхлопных газов самолетов может легко стать сверхзвуковой, взять, например, истребитель ... почему это ограничение, скажем, для турбовентиляторных двигателей?

Поскольку основной поток ТРДД проходит через вентилятор, который является всего лишь компрессором, в этом потоке не происходит сгорания. В большинстве случаев байпасный поток полностью расширяется на дозвуковых скоростях - если бы это было не так, создание всего четырех концентрических регулируемых выхлопных сопел, как на рисунке выше, было бы сложным и тяжелым для очень ограниченного усиления. Только выше М1,5 будет значительный прирост тяги от полного сверхзвукового расширения.

Во-вторых, в учебных материалах часто подчеркивается, что вы не должны думать о тяге как о воздействии на окружающий воздух за двигателем, а не о 3-м законе Ньютона... но разве это не то же самое, что давление? тяга есть? Он определяется давлением × площадь, на которую он воздействует...

Абсолютно верно!

Забитое сопло

Будь то сверхзвуковой или дозвуковой полет, воздухозаборник, компрессор и диффузор реактивного двигателя замедляют движение воздуха до дозвуковой скорости, чтобы могло произойти сгорание. При резком повышении температуры часть этой энергии переходит в скорость.

Из-за высокой температуры горения скорость звука намного выше, поэтому массовый поток на пути к соплу дозвуковой; круто правда? В дозвуковом потоке при сжатии воздух ускоряется, а его давление падает.

• Расчетный перепад давления на сопле приводит к тому, что через него проходит определенный массовый расход из-за разницы давлений.

• Бросьте еще, и в самом узком месте сопла, горловине, скорость достигнет 1 Маха. Теперь поток захлебывается.

• Опусти его дальше, и уже физически невозможно будет разогнаться с дозвука за счет сжатия этого неподвижного горла. Массовый расход достиг своего максимума (даже для ракет).

(Ссылка и дальнейшее чтение: Технологический институт Вирджинии )

Турбовентиляторные сопла в реактивных лайнерах (кольцевые) даже этого не делают, намеренно из соображений эффективности - чем ближе скорость выхлопа к набегающему потоку, тем эффективнее двигатель. См. Также: Википедия: Эффективность движения § Реактивные двигатели.

Истребители и высокопроизводительные реактивные самолеты

У бойцов есть две хитрости:

1. Более горячий выхлоп и еще более горячий выхлоп при использовании форсажной камеры. Чем горячее воздух, тем выше скорость звука, что позволяет 1 Маха выхлопа быть быстрее, чем 1 Маха свободного потока; круто опять да?

Температура на выходе определяет скорость звука на выходе, которая определяет скорость на выходе.

- НАСА: конструкция сопла

2. Форсунки с изменяемой геометрией: расширяющаяся горловина позволяет большему массовому потоку проходить через дросселированную горловину. При более высоких числах Маха полета воздухозаборник обеспечивает большее сжатие , и поэтому становится возможным больший массовый расход. Вот почему горловины расширяются, когда самолет летит быстрее и/или использует большую тягу.

Давление тяги

Из-за различных условий работы неподвижных сопел в ракетах для уравнения тяги наряду с изменением количества движения необходима «напорная тяга» - это не то и не другое, просто для газотурбинных двигателей тяга нагнетания пренебрежимо мала :

Сопло газотурбинного двигателя обычно рассчитано на то, чтобы давление на выходе было равно набегающему потоку. В этом случае член давления-площади в общем уравнении равен нулю.

- НАСА: общее уравнение тяги

это действительно два вопроса-

1) Сжимаемый поток в каналах

Первая часть вопроса посвящена тому, как разогнать поток в воздуховодах до сверхзвуковых скоростей. Проще говоря, для сжимаемого потока в трубе переменного диаметра:

• на дозвуке разгоняется по трубе, при уменьшении диаметра трубы
• на сверхзвуке разгоняется по трубе, когда труба расширяется.

для создания сверхзвукового потока нужно

• воздуховод, который сначала сжимается, чтобы ускорить поток до 1 Маха в горловине,
• потом воздуховод, который оттуда расширяется, потому что иначе дальнейшего ускорения для потока не будет - и он останется на 1 Маха
• (сверх) критическая степень давления, иначе поток просто ускорится до чего-то ниже Маха1 в горловине, но, поскольку он не сверхзвуковой, расширяющаяся часть снова затормозит поток.

немного более подробно, если хотите: https://en.wikipedia.org/wiki/De_Laval_nozzle или https://en.wikipedia.org/wiki/Choked_flow

Дальнейшая часть , не подлежащая ускорению, относится к нерасходящимся соплам. Для сверхзвуковых конструкций есть часть об адаптации сопла - это означает, что сопло в идеале должно расширяться ровно настолько, чтобы статическое давление на выходе соответствовало атмосферному, иначе вы получите избыточное или недостаточное расширение со снижением эффективности.

2) Сохранение импульса

Тяга действительно состоит из двух частей. Идея в том, что при нанесении где-то контрольного объема силы реакции на этот контрольный объем равны

• Силы реакции уравновешиваются изменением количества движения в потоке.
• сумма всех давлений на поверхности этого контрольного объема (или математически более правильно, интеграл давления, нормального к поверхности контрольного объема A:$\int_A p \vec{n} dA$)

В качестве упрощения можно предположить, что разница давлений до и после двигателя - достаточно далеко - пренебрежимо мала, и тогда только разница в импульсе (скорость потока * плотность) обеспечивает тягу. Но если перепады давления достаточно велики, этим уже нельзя пренебрегать.

Тогда математическая формулировка немного усложняется... но вы можете видеть условия давления.

https://web.mit.edu/16.unified/www/FALL/thermodynamics/notes/node78.html