I Corke-boken, kapitel 7 om motorval, talar han om Mach-faktorn som är en faktor som är större än 1 i supersonisk för att ta hänsyn till ram-effekten.
I sin fallstudie tar han 2,39 för en farthastighet på Mach 2.1.
Han nämner att det finns algoritmer och böcker som tillåter att beräkna denna Mach-faktor.
Jag letar efter en figur som visar denna Mach-faktor i funktion av Mach-numret. Jag har sett ut som galen.
Om någon har källor eller den här typen av diagram, skulle det vara bra.
Tack
Det låter som det du beskriver är isentropa komprimerbara flödesekvationer. Se ekvation 6 & 7.
På Mach 2.1 ger de en stagnation tryckökning på 9,14 och en stagnation temperaturökning på 1,88, eftersom luften har ett värde av 1,4 för gamma.
Men , kommer luften inte att slutföra vila (stagnation) i intaget, varför dessa värden inte erhålls.
Det du behöver veta är det faktiska Mach-numret vid motorinloppet, vilket antar du, där du föreslår, är placeringen av ett totalt tryck 2,39 gånger högre än det frittgående totala trycket. Det här är typiskt runt Mach 0.4. Men eftersom freestreamflödet är supersoniskt betyder det att det måste gå igenom några chockvågor för att komma till en subsonisk hastighet. Det betyder att det kommer att bli tryckförluster som hör samman med dessa chockvågor. Normala chockvågor (en chockvåg vinkelrätt mot flödet) resulterar i högre totala tryckförluster än sneda chockvågor. Därför har supersoniska flygplan pekade koner i sina intag för att skapa sneda chockvågor för att minimera tryckförlusterna. För att beräkna de totala tryckförlusterna från dessa måste du veta geometrin hos dessa koner för att veta om de orsakar 1, 2 eller kanske till och med 3 sneda chockvågor, eftersom tryckförlusten för varje chock beror på styrkan hos varje chockvåg .
Jack Mattingly, i sin textbok "Aircraft Engine Design", ger en bra beskrivning av hur man beräknar förlusterna förknippade med snedvridningsintagchockvågor. Det är ganska komplext. Se här Den bild du vill ha är 10,35, men det visades inte i den fria förhandsgranskningen när jag försökte det, men kanske de sidor de gömmer är slumpmässiga och du får bättre lycka.
Såsom sammanfattning, för att verifiera 2.39-faktorn, måste du veta Mach-numret vid motorfläktens inlopp och kunna beräkna de totala tryckförlusterna hos chockvågorna, vilket kräver information om intagens geometri.
Svaret är att ramfaktorn representerar ökningen i massflödet till motorn. Ökningen i massflödet på grund av det komprimerbara Mach-talet är
m_dot ~ P / sqrt (T) där P och T är de totala trycket och temperaturerna. Dessa kan hittas från isentropa relationer.
(P_t / P_s) = (1 + ((gamma-1) / 2) M ^ 2) ^ (gamma / (gamma-1))
och
(T_t / T_s) = (1 + ((gamma-1) / 2) M ^ 2)
Därför m_dot ~ (1 + ((gamma-1) / 2) M ^ 2) ^ (gamma / (gamma-1)) / (1 + ((gamma-1) / 2) M ^ 2) ^ 0,5Vid Mach 2.0, m_dot ~ 5.8 vilket är ram-effekten multiplicerad med trycket vid höjden.
Läs andra frågor om taggar thrust Kärlek och kompatibilitet Skor Gear 12 Stjärntecken Grunderna