氣體與蒸汽的流動課件

飛機(jī)發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程：1飛機(jī)發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程：1渦輪噴氣發(fā)動機(jī)2渦輪噴氣發(fā)動機(jī)2噴氣發(fā)動機(jī)是由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和噴管五大部件組成。工作原理：足夠量的空氣，通過進(jìn)氣道以最小的流動損失順利地引入壓氣機(jī)；壓氣機(jī)以高速旋轉(zhuǎn)的葉片對空氣作功壓縮空氣，提高空氣的壓力；高壓空氣在燃燒室內(nèi)和燃油混合，燃燒，將化學(xué)能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，形成高溫高壓的燃?xì)?；高溫高壓的燃?xì)馐紫仍跍u輪內(nèi)膨脹，推動渦輪旋轉(zhuǎn)，去帶動壓氣機(jī)；然后燃?xì)庠趪姽軆?nèi)繼續(xù)膨脹，加速燃?xì)?，提高燃?xì)獾乃俣龋谷細(xì)庖暂^高的速度噴出，產(chǎn)生推力。3噴氣發(fā)動機(jī)是由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和噴管五大部件組成渦輪噴氣發(fā)動機(jī)渦噴發(fā)動機(jī)的主要結(jié)構(gòu)如上圖，空氣首先進(jìn)入進(jìn)氣道，因?yàn)轱w機(jī)飛行的狀態(tài)是變化的，進(jìn)氣道需要保證空氣最后能順利的進(jìn)入下一結(jié)構(gòu)：壓氣機(jī)(compressor，或壓縮機(jī))。進(jìn)氣道的主要作用就是將空氣在進(jìn)入壓氣機(jī)之前調(diào)整到發(fā)動機(jī)能正常運(yùn)轉(zhuǎn)的狀態(tài)。在超音速飛行時，機(jī)頭與進(jìn)氣道口都會產(chǎn)生激波(shockwave，又稱震波)，空氣經(jīng)過激波壓力會升高，因此進(jìn)氣道能起到一定的預(yù)壓縮作用，但是激波位置不適當(dāng)將造成局部壓力的不均勻，甚至有可能損壞壓氣機(jī)。所以一般超音速飛機(jī)的進(jìn)氣道口都有一個激波調(diào)節(jié)錐，根據(jù)空速的情況調(diào)節(jié)激波的位置。4渦輪噴氣發(fā)動機(jī)渦噴發(fā)動機(jī)的主要結(jié)構(gòu)如上圖，空壓氣機(jī)由定子(stator)頁片與轉(zhuǎn)子(rotor)頁片交錯組成，一對定子頁片與轉(zhuǎn)子頁片稱為一級，定子固定在發(fā)動機(jī)框架上，轉(zhuǎn)子由轉(zhuǎn)子軸與渦輪相連?，F(xiàn)役渦噴發(fā)動機(jī)一般為8－12級壓氣機(jī)。級數(shù)越多越往后壓力越大，當(dāng)戰(zhàn)斗機(jī)突然做高g機(jī)動時，流入壓氣機(jī)前級的空氣壓力驟降，而后級壓力很高，此時會出現(xiàn)后級高壓空氣反向膨脹，發(fā)動機(jī)工作極不穩(wěn)定的狀況，工程上稱為“喘振”，這是發(fā)動機(jī)最致命的事故，很有可能造成停車甚至結(jié)構(gòu)毀壞。防止“喘振”發(fā)生有幾種辦法。經(jīng)驗(yàn)表明喘振多發(fā)生在壓氣機(jī)的5，6級間，在次區(qū)間設(shè)置放氣環(huán)，以使壓力出現(xiàn)異常時及時泄壓可避免喘振的發(fā)生?；蛘邔⑥D(zhuǎn)子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機(jī)與渦輪，后級高壓壓氣機(jī)與另一組渦輪，兩套轉(zhuǎn)子組互相獨(dú)立，在壓力異常時自動調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，也可避免喘振。

55燃燒室與渦輪

空氣經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮后進(jìn)入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動渦輪高速轉(zhuǎn)動。因?yàn)闇u輪與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子連在一根軸上，所以壓氣機(jī)與渦輪的轉(zhuǎn)速是一樣的。最后高溫高速燃?xì)饨?jīng)過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室最初形式是幾個圍繞轉(zhuǎn)子軸環(huán)狀并列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當(dāng)?shù)牡胤介_有孔，所以整個燃燒室是連通的，后來發(fā)展到環(huán)形燃燒室，結(jié)構(gòu)緊湊，但是整個流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有結(jié)合二者優(yōu)點(diǎn)的組合型燃燒室。

6燃燒室與渦輪

6噴管及加力燃燒室

噴管(nozzle，或稱噴嘴)的形狀結(jié)構(gòu)決定了最終排除的氣流的狀態(tài)，早期的低速發(fā)動機(jī)采用單純收斂型噴管，以達(dá)到增速的目的。根據(jù)牛頓第三定律，燃?xì)鈬姵鏊俣仍酱?，飛機(jī)將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因?yàn)樽罱K氣流速度會達(dá)到音速，這時出現(xiàn)激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴(kuò)張噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴氣流。飛機(jī)的機(jī)動性來主要源于翼面提供的空氣動力，而當(dāng)機(jī)動性要求很高時可直接利用噴氣流的推力。在噴管口加裝燃?xì)舛婷婊蛑苯硬捎每善D(zhuǎn)噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量推力噴嘴）是歷史上兩種方案，其中后者已經(jīng)進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用階段。著名的俄羅斯Su-30、Su-37戰(zhàn)機(jī)的高超機(jī)動性就得益于留里卡設(shè)計(jì)局的AL-31推力矢量發(fā)動機(jī)。燃?xì)舛婷娴拇硎敲绹腦－31技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。

7噴管及加力燃燒室

7第六章氣體和蒸汽的流動GasandSteamFlow6-1穩(wěn)定流動的基本方程式6-2促使流速改變的條件6-3噴管計(jì)算6-4有摩擦的絕熱流動6-5絕熱節(jié)流8第六章氣體和蒸汽的流動GasandSteamFlow

工程中有許多流動問題需考慮宏觀動能和位能，特別是噴管(nozzle,jet)、擴(kuò)壓管(diffuser)及節(jié)流閥(throttlevalve)內(nèi)流動過程的能量轉(zhuǎn)換情況。9工程中有許多流動問題需考慮宏觀動能和位能，96–1穩(wěn)定流動的基本方程式一、簡化穩(wěn)定絕熱一維可逆參數(shù)取平均值106–1穩(wěn)定流動的基本方程式一、簡化穩(wěn)定絕熱一維可逆參數(shù)取二、穩(wěn)定流動基本方程

1.質(zhì)量守恒方程（連續(xù)性方程）(continuityequation)

p1T1qm1cf1p2T2qm2cf211二、穩(wěn)定流動基本方程p1p2112.過程方程3.穩(wěn)定流動能量方程(steady-flowenergyequation)

122.過程方程3.穩(wěn)定流動能量方程(steady-flowe4.聲速方程等熵過程中所以134.聲速方程等熵過程中所以13注意：1）聲速是狀態(tài)參數(shù)，因此稱當(dāng)?shù)芈曀佟?/p>

如空氣，2）

馬赫數(shù)(Machnumber)（subsonicvelocity）（supersonicvelocity）（sonicvelocity）亞聲速聲速超聲速14注意：1）聲速是狀態(tài)參數(shù)，因此稱當(dāng)?shù)芈曀佟?–2促使流速改變的條件一、力學(xué)條件流動可逆絕熱能量方程力學(xué)條件156–2促使流速改變的條件一、力學(xué)條件流動可逆絕熱能量方程討論：噴管擴(kuò)壓管2）是壓降，是焓（即技術(shù)功）轉(zhuǎn)換成機(jī)械能。的能量來源1）異號16討論：噴管擴(kuò)壓管2）是壓降，是焓（即技術(shù)功）轉(zhuǎn)換成機(jī)械能。二、幾何條件力學(xué)條件過程方程連續(xù)性方程幾何條件17二、幾何條件力學(xué)條件過程方程連續(xù)性方程幾何條件17討論：1）A的關(guān)系與Ma有關(guān)，對于噴管漸縮噴管（convergentnozzle）18討論：1）A的關(guān)系與Ma有關(guān)，對于噴管漸縮噴管（conver截面上Ma=1、cf=c，稱臨界截面(minimumcross-sectionalarea)[也稱喉部(throat)截面]，臨界截面上速度達(dá)當(dāng)?shù)匾羲?velocityofsound)稱臨界壓力(criticalpressure)、臨界溫度及臨界比體積。19截面上Ma=1、cf=c，稱臨界截面(minimum歸納：

1）壓差是使氣流加速的基本條件，幾何形狀是使流動可逆必不可少的條件；2）氣流的焓（即技術(shù)功）為氣流加速提供能量；3）收縮噴管的出口截面上流速小于等于當(dāng)?shù)匾羲伲?）拉伐爾噴管喉部截面為臨界截面，截面上流速達(dá)當(dāng)?shù)匾羲?0歸納：2）氣流的焓（即技術(shù)功）為氣流加速提供能量；3）收縮噴

燃?xì)庖再|(zhì)量流量流經(jīng)一噴管。在噴管入口截面處的壓力、溫度和流速分別為在噴管出口截面處壓力為。設(shè)流動工質(zhì)為理想氣體且，流動過程為可逆絕熱過程。試求噴管出口截面處的溫度、流速、比體積和截面面積。當(dāng)?shù)匾羲贋?38.22m/s，判斷此噴管類型？21燃?xì)庖再|(zhì)量流量流經(jīng)一噴管。在6–3噴管計(jì)算一、流速計(jì)算及分析1.計(jì)算式注意：

a）公式適用范圍：絕熱、不作功、任意工質(zhì)；b）式中h，J/kg，cf，m/s，但一般資料提供h，kJ/kg。2.初態(tài)參數(shù)對流速的影響：

為分析方便，取理想氣體、定比熱，但結(jié)論也定性適用于實(shí)際氣體。226–3噴管計(jì)算一、流速計(jì)算及分析1.計(jì)算式注意：2.二、流量計(jì)算及分析1.計(jì)算式通常收縮噴管—出口截面縮放噴管喉部截面出口截面23二、流量計(jì)算及分析1.計(jì)算式通常收縮噴管—出口截面縮放噴管2.初參數(shù)對流量的影響分析：a）242.初參數(shù)對流量的影響分析：24確定25確定25

b）結(jié)合幾何條件和質(zhì)量守恒方程：圖中收縮噴管縮放噴管且噴管初參數(shù)及p2確定后，噴管各截面上qm相同，并不隨截面改變而改變。26b）結(jié)合幾何條件和質(zhì)量守恒方程：圖中收縮噴管縮放噴管且噴管三、噴管設(shè)計(jì)據(jù)p1，v1，T1背壓

pb功率噴管形狀幾何尺寸首先確定pcr與pb關(guān)系，然后選取恰當(dāng)?shù)男螤畛鯀?shù)1.外形選擇27三、噴管設(shè)計(jì)據(jù)p1，v1，T1背壓pb功率噴管形狀首先確定28282.幾何尺寸計(jì)算A1—往往已由其他因素確定太長—摩阻大過大，產(chǎn)生渦流(eddy)太短—292.幾何尺寸計(jì)算A1—往往已由其他因素確定太長—摩阻大過大四、工作條件變化時噴管內(nèi)流動過程簡析

噴管在非設(shè)計(jì)工況下運(yùn)行，尤其是背壓變化較大最終是造成動能損失。1.收縮噴管背壓pb'出口截面壓力p2'運(yùn)行工況30四、工作條件變化時噴管內(nèi)流動過程簡析1.收縮噴管背壓2.縮放噴管1）若pb‘<pb—膨脹不足(underexpansion)，離開噴管后自由膨脹(freeexpasion)2）pb‘>pb—過度膨脹(overexpansion)，產(chǎn)生激波(shockwave)312.縮放噴管1）若pb‘<pb—膨脹不足2）pb‘>pb例A4511661例A451266例A45137732例A4511661例A451266例A451377327–4有摩擦的絕熱流動一、摩阻對流速的影響定義：噴管速度系數(shù)(velocitycoefficientofnozzle)一般在0.92~0.98337–4有摩擦的絕熱流動一、摩阻對流速的影響定義：噴管速度系二、摩阻對能量的影響定義：能量損失系數(shù)噴管效率注意：？34二、摩阻對能量的影響定義：能量損失系數(shù)噴管效率注意：？34三、摩阻對流量的影響若p2、A2不變據(jù)例A451287135三、摩阻對流量的影響若p2、A2不變據(jù)例A4512871357–5絕熱節(jié)流一、絕熱節(jié)流(adiabaticthrottling)定義：由于局部阻力，使流體壓力降低的現(xiàn)象。節(jié)流現(xiàn)象特點(diǎn)：1)p2<p1；2)強(qiáng)烈不可逆，s2>s1,I=T0sg3)h1=h2，但節(jié)流過程并非等焓過程；4)T2可能大于等于或小于T1理想氣體T2=T1。367–5絕熱節(jié)流一、絕熱節(jié)流(adiabaticthro二、節(jié)流后的溫度變化

1.焦耳-湯姆遜系數(shù)（Joule-Thomsoncoefficient）據(jù)令焦耳-湯姆遜系數(shù)（也稱節(jié)流微分效應(yīng)）37二、節(jié)流后的溫度變化1.焦耳-湯姆遜系數(shù)（Jou如理想氣體降溫升溫不變38如理想氣體降溫升溫不變382.轉(zhuǎn)回溫度(inversiontemperature)—節(jié)流后溫度不變的狀態(tài)的溫度把氣體的狀態(tài)方程代入μJ表達(dá)式即可求得不同壓力下的轉(zhuǎn)回溫度曲線，轉(zhuǎn)回曲線(inversioncurve)。例如理想氣體轉(zhuǎn)回溫度為一直線；實(shí)際氣體，如用范氏方程代入μJ可得或392.轉(zhuǎn)回溫度(inversiontemperature)若令p=0，得3.節(jié)流的積分效應(yīng)節(jié)流時狀態(tài)在致冷區(qū)則T下降，節(jié)流時狀態(tài)在致溫區(qū)則T上升或下降取決于Δp的大小當(dāng)氣體溫度T>Ti,max或T<Ti,min，節(jié)流后T