第七章氣體運動課件

氣體運動是在考慮壓縮性的前提下，研究氣體流動的基本規(guī)律，以及氣流與物體之間相互作用的問題。氣體運動，與液體運動有聯(lián)系，有區(qū)別。前言1氣體的一元流動是氣體動力學(xué)中最基本的內(nèi)容，它只研究氣體流動參數(shù)在過流斷面上的平均值的變化規(guī)律，而不研究氣體流場的空間變化情況。當(dāng)氣體的流動速度<(70~100)m/s，則氣體的可壓縮性很不明顯，此時可把液體流動規(guī)律直接用到氣體上；當(dāng)氣體的流動速度>(70~100)m/s，則氣體可壓縮性將明顯增加，此時還必須考慮熱效應(yīng)(熱變態(tài))，氣體動力學(xué)與熱力學(xué)還有著密切的關(guān)系，因此氣體狀態(tài)參數(shù)要比液體運動狀態(tài)參數(shù)多，確定氣體運動狀態(tài)的參數(shù)一般有壓強p，流速u，密度，氣體的絕對溫度T等四個。第一節(jié)一維定常流動基本方程2一、氣體狀態(tài)方程式二、連續(xù)性方程實際氣體的壓縮系數(shù)對于可壓縮性一維定常管流，氣流速度的變化必然引起流體密度的變化；反之亦然3三、能量方程等溫流動中的伯努利方程式4絕熱過程流動的伯努利方程意義：理想氣體穩(wěn)定流動，氣流流束單位質(zhì)量所具有的機械能和內(nèi)能之和為常數(shù)。也適用于有粘性的實際氣流中。這個公式有十分重要的實際意義。5例7-1空氣從中間高速噴出，1斷面p1=1200kPa,v1=100m/s,T1=300K，2斷面壓力p2=1000kPa。求2-2斷面處的速度v2解：按絕熱流動計算。忽略阻力損失，建立方程：6續(xù)前7四、動量方程式推導(dǎo)過程，大致同液體動量方程推導(dǎo)使用該方程求解作用力，只需已知所取的倆控制面上流動參數(shù)，無需知道倆控制面之間的實際過程8第二節(jié)滯止參數(shù)、音速、馬赫數(shù)本節(jié)主要了解可壓縮氣流幾個參數(shù)的概念和計算。以便進行一維定常管流的分析一、滯止參數(shù)（滯止溫度T0、滯止壓強p0、滯止密度ρ0）定壓比熱，常數(shù)9二、音速在水擊中，壓強、速度和密度的傳播是以壓力擾動波的速度來進行的。實質(zhì)是音速在水管中的傳播速度。可壓縮氣體流動時，各參數(shù)的變化也是以壓力擾動波的形式進行傳播。這就是聲音的傳遞的過程101、聲速：微小擾動在介質(zhì)中的傳播速度稱為聲速

如圖所示，在充滿靜止空氣的剛性光滑的長直管道內(nèi)，有一面積為A的活塞以微小的勻速向右運動，即給管道中的氣體一個微弱擾動，擾動波以聲速c向右傳播。因為c＞＞du，擾動波鋒面會迅速超過活塞端面。由于鋒前氣體處于靜止?fàn)顟B(tài)，u=0，其狀態(tài)參數(shù)為p、、T，而波后氣體處于受擾動狀態(tài)，并在活塞推動下產(chǎn)生了一個隨活塞一起緩慢運動的速度變化du其狀態(tài)參數(shù)亦有微小變化，分別變?yōu)閜+dp，T+dT，+d。11計算推導(dǎo)過程略絕熱過程音速關(guān)系式：空氣中，空氣溫度15攝氏度時，音速為340m/s12滯止介質(zhì)音速（略講）絕熱無摩擦氣流中：同一氣流中的音速小于滯止音速。c<c013馬赫數(shù)氣體的流速與聲速之比，稱為馬赫數(shù)：其大小可以用來衡量氣體可壓縮性的大?。篗<=0.4，可以認(rèn)為是不可壓縮流體M>0.4，密度在流動過程中變化顯著，必須考慮其壓縮性14第三節(jié)氣體流動的計算一、氣流速度與斷面關(guān)系：亞音速流動：若Ma<1，即氣流速度小于聲速的流動。與不可壓縮流體規(guī)律基本一致臨界流動：若Ma=1，氣流速度等于聲速的流動。臨界斷面是最小斷面，此斷面上的參數(shù)稱為臨界參數(shù)。超音速流動：若Ma>1，即氣流速度大于音速的流動。速度會隨斷面的增加而增加。即臨界斷面后，斷面需要漸擴的，才能產(chǎn)生超音速氣流。這與液體流動規(guī)律相反。15拉伐爾噴管連續(xù)性方程：16馬

赫

盤

飛行器超音速飛行時，尾噴流產(chǎn)生激波引起的，形成連續(xù)的膨脹波、壓縮波系。圓環(huán)也叫做馬赫盤。在Ma=0.9時，局部氣流的速度可能就達(dá)到音速，產(chǎn)生局部激波。飛行器飛行時，由于為了超音速飛行尾噴管采用了拉法爾噴管從兩側(cè)的壁面流出的氣流在外界發(fā)生了折轉(zhuǎn)，并被多次折射交叉的地方形成馬赫盤。馬赫環(huán)（又稱馬赫盤），這是由于氣體在出口繼續(xù)膨脹，然后受背壓環(huán)境的壓