气体与蒸汽的流动

单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,第八章,气体和蒸汽的流动,(Gas and Steam Flow),1,81,稳定流动的基本方程式,一、简化,稳定 一维,可逆 绝热,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。,2,二,、,稳定流动基本方程,1,1,2,2,p,1,T,1,q,m1,c,f1,p,2,T,2,q,m2,c,f2,1.,质量守恒方程,（连续性方程）,-,continuity equation,3,2.,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,绝热滞止,(stagnation),理想气体,：,定比热：,变比热：,5,水蒸气,：,其他状态参数,注意：高速飞行体需注意滞止后果，如飞机在,20,的高空以,Ma,=2,飞行，其,T,0,=182.6,。,4.,音速方程,等熵过程中,所以,？,6,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,7,82,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,8,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,二,、,几何条件,力学条件,过程方程,连续性方程,1,）,9,几何条件,讨论,：,1,）,c,f,与,A,的关系还与,Ma,有关，对于喷管,渐缩喷,管,convergent nozzle,10,截面上,Ma,=1,，,c,f,=,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,11,2,）当促使流速改变的压力条件得满足的前提下,：,a,）,收缩喷管,(,convergent nozzle,),出口截面上流速,c,f2,max,=,c,2,（出口截面上音速）,b,）,以低于当地音速流入渐扩喷管,(,divergent nozzle),不可能使气流可逆加速,。,c,）,使气流从亚音速加速到超音速，必须采用渐缩,渐扩喷管,(,convergent- divergent nozzle,),拉法尔,(Laval nozzle,),喷管,。,12,3,）,背压,(,back pressure,),p,b,是指喷管,出口截面外工作环境,的压力,。正确设计的喷管其出口截面上压力,p,2,等于,背压,p,b,，但非设计工况下,p,2,未必等于,p,b,4,）对扩压管,(diffuser),，目的是,p,上升，通过,c,f,下降使动,能转变成压力势能，情况与喷管相反。,13,归纳,：,1,）,压差,是使气流加速的基本条件，,几何形状,是使,流动可逆必不可少的条件；,2,）气流的焓差（即技术功）为气流加速提供了,能量；,3,）收缩喷管的出口截面上流速小于等于当地音速；,4,）拉法尔喷管喉部截面为临界截面，截面上流速,达当地音速，,5,）背压,p,b,未必等于,p,2,。,14,83,喷管计算,一,、,流速计算及分析,1.,计算式,注意：,a,）公式适用范围：绝热、不作功、任意工质,b,）式中,h,单位是,J/kg,，,c,f,是,m/s,，但一般资料,提供,h,单位是,kJ/kg,。,2.,初态参数对流速的影响,：,为分析方便，取理想气体、定比热，但结论也,定性适用于实际气体。,15,分析：,16,但,c,f,，,max,不可能达到,摩擦,从,1,下降到,0,的过程中某点,17,该点即,为临界点,，此点上压力,p,cr,与,p,0,之比称,临界压力比,(critical pressure ratio; throat-to-stagnation of pressure),，,用,cr,表示,讨论：,理想气体,水蒸气,随工质而变,理想气体定比热双原子,过热水蒸气,湿蒸汽,1,）,18,3,）由于几何条件,约束，,cr,截面只可能,发生在,d,A,=0,处，考虑到工程实际：,收缩喷管,出口截面,缩放喷管,喉部截面,另：,与上式是否矛盾,？,19,3.,背压,p,b,对流速的影响,a,）收缩喷管,：,b,）缩放喷管：,20,二,、,流量计算及分析,1.,计算式,通常,收缩喷管,出口截面,缩放喷管,喉部截面,出口截面,其中,21,2.,初参数对流量的影响,22,分析：,a,）,23,b,）结合几何条件和质量守恒方程：,图中,收缩喷管,缩放喷管,且,喷管初参数及,p,2,确定后，,喷管各截面上,q,m,相同，并,不随截面改变而改变。,c,）虚线情况,24,三,、,喷管设计,据,初参数,p,1,，,v,1,，,T,1,背压,p,b,功率,喷管形状,几何尺寸,1.,外形选择,首先确定,p,cr,与,p,b,关系，然后选取恰当的形状,25,26,2.,几何尺寸计算,A,1,往往已由其他因素确定,太长,摩阻大,太短,过大，产生涡流,(eddy),27,四,、,工作条件变化时喷管内流动过程简析,1.,收缩喷管,运行工况,背压,p,b,出口截面,压力,p,2,喷管在非设计工况下运行，尤其是背压变化较大最终是造成动能损失。,28,2.,缩放喷管,1,）若,p,b,p,b,过度膨胀,(over expansion),，产生激波,(shock wave),29,例题,第八章,A511661.ppt,例题,第八章,A451266.ppt,例题,第八章,A451377.ppt,30,86,有摩擦的绝热流动,一,、,摩阻对流速的影响,定义：,喷管速度系数,(velocity coefficient of nozzle),一般在,0.920.98,31,二,、,摩阻对能量的影响,定义：,能量损失系数,喷管效率,注意：,？,32,三,、,摩阻对流量的影响,若,p,2,，,A,2,不变,据,例题,第八章,A4512871.ppt,33,85,绝热节流,一,、,绝热节流,(adiabatic throttling),定义：由于局部阻力，使流体,压力降低的现象,。,节流现象特点,：,1),p,2,s,1,I=T,0,s,g,3),h,1,=,h,2,，但节流过程并非,等焓过程,4),T,2,可能大于等于或小于,T,1,理想气体,T,2,=,T,1,34,二,、,节流后的温度变化,1.,焦耳,汤姆逊系数（,Joule-Thomson coefficient,）,据,令,焦耳,汤姆逊系数,（也称节流微分效应）,35,如理想气体,36,2.,转回温度,(inversion temperature),节流后温度不变的状态的温度,把气体的状态方程代入,J,表达式即可求得不同压力下的转回温度曲线，转回曲线,(inversion curve),。,例如,理想气体转回温度为一直线；,实际气体，如用范氏方程,代入,J,可得,或,37,若令,p,=0,，得,3.,节流的积分效应,常温节流后,T,上升，,T,2,T,1,常温常压下节流,T,下降,节流时状态在致冷区则,T,下降,节流时状态在致温区则，,T,上升或下降取决于,p,的大小,当气体温度,T,T,i,max,或,T,T,i,min,，节流后,T,上升,如：,38,三,、,水蒸气节流过程,1,）节流后温度稍有下降,2,）,但少作功,作功能力损失,？,四,、,节流现象的工程应用,气体液化,发动机功率调节,孔板流量计，干度计,利用,J,，结合实验，建立实际气体微分方程,热网中蒸汽降压,39,例题,第八章,A452177.ppt,例题,第八章,A652266.ppt,40,