第八章：气体和蒸汽的流动概述.ppt

* 三.喷管设计 据 初参数?p1，v1，T1? 背压?pb? 功率 喷管形状? 几何尺寸 1.外形选择? 首先确定pcr与pb关系，然后选取恰当的形状 * 2.几何尺寸计算 A1——往往已由其他因素确定 太长——摩阻大? 太短——? 过大，产生涡流(eddy) 例：空气进入喷管时流速为300m/s，压力为0.5MPa， 温度450K，喷管背压pb=0.28MPa，求：喷管的形状， 最小截面积及出口流速。cp=1004J/kg·k，Rg=287J/kg·k 解：由于cf1=300m/s，所以应采用滞止参数 滞止过程绝热 所以采用缩放喷管 注：若不考虑cf1，则 pcr=?cr·p1=0.528?0.5=0.264MPapb 应采用收缩喷管，p2=pb=0.28MPa 例：滞止压力为0.65MPa，滞止温度为350K的空气，可逆 绝热流经一收缩喷管，在喷管截面积为2.6×10-3m2处， 气流马赫数为0.6。若喷管背压为0.30MPa，试求喷管出 口截面积A2。 解：在截面A处： 出口截面处： 据喷管各截面质量流量相等，即 例：有一储气柜内有初温t1=100°c，压力为p1=4.90MPa的 氢气。氢气经渐缩喷管流入背压pb=3.9MPa的外界，设 喷管的出口截面积A2=20mm2，试求： 1）氢气外射的速度及流量； 2）若初始条件不变，喷管不变，氢外射入大气， 求外射时的流速及流量。 （已知氢气Rg=4.12kJ/kg·k，cp=14.32kJ/kg·k） 解：1）首先确定p2 ？ =822 m/s * * 工程热力学课件 华北电力大学（北京） 动力工程系 * 第八章 气体和蒸汽的流动 (Gas and Steam Flow) * 一.简化 工程中有许多流动问题需考虑宏观动能和位能，特别? 是喷管(nozzle;?jet)、扩压管(diffuser)及节流阀(throttle? valve)内流动过程的能量转换情况。 §8–1 稳定流动的基本方程式 稳定 一维 可逆 绝热 * 二.稳定流动基本方程? 1.质量守恒方程（连续性方程）continuity?equation 1 1 2 2 p1 T1 qm1 cf1 p2 T2 qm2 cf2 * 2.过程方程 注意，若水蒸气，则 3.稳定流动能量方程—steady-flow?energy?equation 4.音速方程 等熵过程中 所以 ？ * 注意：1）音速是状态参数，因此称当地音速 如空气，? 2）水蒸气当地音速 3） 马赫数? (Mach?number) subsonic velocity supersonic velocity sonic velocity * 绝热滞止(stagnation) 定义：气流掠过物体表面时，由于摩擦、撞击等使气体相对于物体的速度降低为零的现象称为滞止现象。 滞止发生时气体的温度及压力都要升高，致使物体的温度及受力状况受到影响。 忽略滞止过程中的散热，则可认为过程为绝热滞止过程。绝热滞止状态下气体的状态参数称为绝热滞止参数或简称为滞止参数。 可见，绝热滞止焓等于绝热流动中任一位置气体的焓和流动动能的总和，因此也称总焓。 * 水蒸气： 其他状态参数 理想气体、定比热时的滞止参数： 绝热滞止温度： 绝热滞止时气体的温度称为绝热滞止温度，用T0表示，当比热容为定值时，由焓和温度的关系，可得 例如，如飞机在–20℃的高空以Ma=2飞行，其T0=182.6?℃。航天飞机返回大气层时Ma更大。 可见， cf ↑→ T0 ↑。因而，当设计在高速运动的装置时和测量高速气流的温度时，必须考虑气体的滞止温度的影响。 * §8–2 促使流速改变的条件 一.力学条件 因为流动可逆绝热，所以 且能量方程 故 力学条件 * 讨论： 喷管 扩压管 2） 是压降，是焓（即技术功）转换成机械能。 的能量来源 1） 二.几何条件 力学条件 过程方程 连续性方程 * 几何条件 讨论： 1）cf与A的关系还与Ma有关，对于喷管 渐缩喷管—convergent?nozzle * 当Ma 1时， dcf0 →dA0 ，采用渐扩喷管； 截面上Ma=1，cf=c，称临界截面(minimum?cross-sectional? area)[也称喉部(throat)截面]，临界截面上速度达当地音速? (velocity?of?sound) 称临界压力(critical?pressure)，临界温度? 及临界比体积 * 2）当促使流