气体的流动课件.ppt
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气体动力学基础PPT课件
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气体动力学基础_1
23
第二章 一维定常流的基本方程
§2.1 应知的流体力学基本概念
• 无限多个连续分布的流体微团 组成的连续介质的假设(
Euler明确,1752)。而非分子论。适用于l/L<1/100,例
如100公里以下的大气与飞行器
• 一维定常流 1-D Steady flow,流线 Streamline,
3
第一章 绪论
§1.1 气体动力学的涵义
气体动力学是
➢ 流体力学的一个分支,在连续介质假设下,研
究与热力学现象有关的气体的运动规律及其与
相对运动物体之间的相互作用。
➢ 气体在低速流动时属不可压缩流动,其热力状
态的变化可以不考虑;但在高速流动时,气体
的压缩效应不能忽略,其热力状态也发生明显
的变化,气体运动既要满足流体力学的定律,
学科名 Discipline 流体力学 Fluid Dynamics 空气动力学 Aerodynamics 气体动力学 Gas Dynamics
主要研究范围 Primary Scope
不可压缩流体动力学 Incompressible Fluid Flow
不可压缩+可压缩流体动力学 Incom-+Com-pressibleLeabharlann 解析解,螺旋桨理论,飞机设计
1904-20年代,普朗特Prandtl(德)的普朗特-迈耶流动理论,(超音
速膨胀波和弱压缩波),风洞技术,边界层理论,机翼举力线、举
力面理论,湍流理论,接合理论流体与实验流体,奠定了现代流体
力学气体动力学研究的基础
1910年瑞利和泰勒研究得出了激波的不可逆性
1933年泰勒和马科尔提出了圆锥激波的数值解
气体动力学基础_1
工程流体力学课件-气体一维高速流动
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特性
由于气体一维流动中,气体参数 不随位置变化,因此流动是线性 的,可以应用一维流动方程进行 描述。
气体一维流动的分类
等熵流动
气体在流动过程中,熵值保持不变的 流动。等熵流动中,气体压力和密度 随速度增加而减小。
等温流动
气体在流动过程中,温度保持不变的 流动。等温流动中,气体压力和密度 随速度增加而增加。
火箭发动机喷管中的气体一维流动特性研究
总结词
火箭发动机喷管中的气体一维流动特性研究对于喷管 设计和火箭性能优化至关重要。
详细描述
火箭发动机喷管中的气体流动具有极高的速度和压力变 化,直接模拟三维流场非常困难且计算量大。因此,采 用一维流动模型进行研究和分析是常用的方法。一维流 动模型可以模拟喷管中气体的流动、加速和膨胀过程, 分析喷管的性能和特性。通过研究喷管中气体的流动特 性,可以优化喷管设计,提高火箭发动机的推力和效率 ,为火箭设计和发射提供重要的理论支持和技术保障。
动量守恒方程
表示动量在流动过程中的 变化,即动量在流场中不 增加也不减少。
能量守恒方程
表示能量在流动过程中的 变化,即能量在流场中不 增加也不减少。
初始条件和边界条件
初始条件
表示流动开始时流场中各物理量的值 。
边界条件
表示流场边界上各物理量的值或其变 化规律。
控制方程的离散化
有限差分法
将控制方程中的偏导数用差分近似代替 ,将连续的物理量离散为离散的数值。
有限差分法的优点是简单直观,易于编程实现,适用于各种类型的偏微分方程,特别是对波动问题和 稳定性问题有较好的处理能力。
有限元法
有限元法是一种将连续的物理量离散化为有限个单元,并在 每个单元上设置节点,通过节点上的等效源代替单元内的源 ,从而将偏微分方程离散化为线性方程组的方法。这种方法 在气体一维流动数值模拟中也有应用。
由于气体一维流动中,气体参数 不随位置变化,因此流动是线性 的,可以应用一维流动方程进行 描述。
气体一维流动的分类
等熵流动
气体在流动过程中,熵值保持不变的 流动。等熵流动中,气体压力和密度 随速度增加而减小。
等温流动
气体在流动过程中,温度保持不变的 流动。等温流动中,气体压力和密度 随速度增加而增加。
火箭发动机喷管中的气体一维流动特性研究
总结词
火箭发动机喷管中的气体一维流动特性研究对于喷管 设计和火箭性能优化至关重要。
详细描述
火箭发动机喷管中的气体流动具有极高的速度和压力变 化,直接模拟三维流场非常困难且计算量大。因此,采 用一维流动模型进行研究和分析是常用的方法。一维流 动模型可以模拟喷管中气体的流动、加速和膨胀过程, 分析喷管的性能和特性。通过研究喷管中气体的流动特 性,可以优化喷管设计,提高火箭发动机的推力和效率 ,为火箭设计和发射提供重要的理论支持和技术保障。
动量守恒方程
表示动量在流动过程中的 变化,即动量在流场中不 增加也不减少。
能量守恒方程
表示能量在流动过程中的 变化,即能量在流场中不 增加也不减少。
初始条件和边界条件
初始条件
表示流动开始时流场中各物理量的值 。
边界条件
表示流场边界上各物理量的值或其变 化规律。
控制方程的离散化
有限差分法
将控制方程中的偏导数用差分近似代替 ,将连续的物理量离散为离散的数值。
有限差分法的优点是简单直观,易于编程实现,适用于各种类型的偏微分方程,特别是对波动问题和 稳定性问题有较好的处理能力。
有限元法
有限元法是一种将连续的物理量离散化为有限个单元,并在 每个单元上设置节点,通过节点上的等效源代替单元内的源 ,从而将偏微分方程离散化为线性方程组的方法。这种方法 在气体一维流动数值模拟中也有应用。
空气动力学ppt课件
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压缩减速
膨胀加速
超音速气流
尾激波
压缩减速
音爆 激波面上声学能量高度集中,这些能量让人感受到短暂而极其强烈的爆炸声。
冲压发动机
亚燃冲压发动机 3<Ma<6
进气道及扩压段 斜激波及正激波
气流增压至亚音速
燃烧室 燃烧
拉伐尔喷管 气流超音速喷出
推力
超燃冲压发动机
进气道/斜激波 气流增压且超音速
隔离段 附面层诱导激波串
压强脉动形成声波 辐射声波
龙卷风 积雨云中大范围分布的涡量
由下降气流带到地面 涡管拉细/涡量增强 地面气压急剧下降/风速急剧上升
森林空气动力学 建筑物空气动力学
树木风阻∝风速:种植方式避免风害 风阻树冠/树叶: 树叶在高速风中结构变形 种子传播:繁衍规律、仿生力学
高/矮建筑物间涡流:风速大于普通布局的3-4倍 建筑物迎背风面: 背风面低压吸力效应 斜屋顶:倾斜角较小吸力效应屋顶掀翻
宏观运动规律 不考虑微观结构
100km以下
伯动努 量利 守方 恒程DVr Rrp
Dt
忽略空气质量 定常流动 忽略黏性/理想流体 不可压流体
p V2 const
2
Dvx Dt
Rx1px1x2vxx 2 3Vr1yvyx vxy 1zvzx
空气动力学
绪论及基本概念、知识
空气与气体动力学的任务、研究方法及发展
流体力学
流体静力学 流体动力学
液体
水力学 理论流体动力学 润滑理论
气体 无黏流动 黏性流动
变化小
变化大
不可压缩低速
空气动力学 高度或低压影响
高速影响
动力气象学 稀薄气体动力学
气体动力学 亚/跨/超声速空气动力学 高超声速空气动力学 电磁流体动力学
膨胀加速
超音速气流
尾激波
压缩减速
音爆 激波面上声学能量高度集中,这些能量让人感受到短暂而极其强烈的爆炸声。
冲压发动机
亚燃冲压发动机 3<Ma<6
进气道及扩压段 斜激波及正激波
气流增压至亚音速
燃烧室 燃烧
拉伐尔喷管 气流超音速喷出
推力
超燃冲压发动机
进气道/斜激波 气流增压且超音速
隔离段 附面层诱导激波串
压强脉动形成声波 辐射声波
龙卷风 积雨云中大范围分布的涡量
由下降气流带到地面 涡管拉细/涡量增强 地面气压急剧下降/风速急剧上升
森林空气动力学 建筑物空气动力学
树木风阻∝风速:种植方式避免风害 风阻树冠/树叶: 树叶在高速风中结构变形 种子传播:繁衍规律、仿生力学
高/矮建筑物间涡流:风速大于普通布局的3-4倍 建筑物迎背风面: 背风面低压吸力效应 斜屋顶:倾斜角较小吸力效应屋顶掀翻
宏观运动规律 不考虑微观结构
100km以下
伯动努 量利 守方 恒程DVr Rrp
Dt
忽略空气质量 定常流动 忽略黏性/理想流体 不可压流体
p V2 const
2
Dvx Dt
Rx1px1x2vxx 2 3Vr1yvyx vxy 1zvzx
空气动力学
绪论及基本概念、知识
空气与气体动力学的任务、研究方法及发展
流体力学
流体静力学 流体动力学
液体
水力学 理论流体动力学 润滑理论
气体 无黏流动 黏性流动
变化小
变化大
不可压缩低速
空气动力学 高度或低压影响
高速影响
动力气象学 稀薄气体动力学
气体动力学 亚/跨/超声速空气动力学 高超声速空气动力学 电磁流体动力学
【精品课件】可压缩气体的流动
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P+dP a-dv a
ρ+dρ
A T、P、ρ
n
n
将坐标系固定在扰动面mn上,即观察者随波面mn一起以速度 a向右运动,气体相对于观察者从右向左流动,经过mn。取虚 线范围为控制体。
动量方程为: p A (p d p )A A a d v
有dv dp (a)
a
m
m
dv P+dP
a v=0
A ρ+dρ T、P、ρ
第五章 可压缩气体的流动
前几章涉及的不可压缩流体的理论对液体和低速运动的气体 是适用的。 当气体的出流速度很高时(接近或超过音速),必须按不可 压缩气体来处理。
工程上的蒸汽、氧气、压缩空气、天然气的出流过程, 出流速度高达数百米,其出流过程必须按不可压缩流体处理。
5.1 基本概念 5.2 可压缩气体一元稳定等熵流动的基本方程 5.3 一元稳定等熵流动的基本特性 5.4 理想气体在变截面管中的流动
即 dp vdv 0
复习: 对于欧拉方程,考虑以下特殊条件: 1.理想流体; 2.稳定流动; 3.不可压缩流体; 4.质量力只有重力;5.质点沿一条特定流线运动。
X 1 p dvx
x dt
运动方程:欧拉方程
z p v2 C
2g
能量方程: 伯努利方程
5.2可压缩气体一元稳定等熵流动的基本方程 5.2.3能量方程 dp vdv 0 将上式积分,得
P+dP a-dv a
ρ+dρ
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
T、P、ρ
n
n
dv dp (a)
a
连 续 性 方 程 为 : a A ( a d v ) ( d ) A
得:dv ad d
气体流动中的声源ppt课件

(2) p c02 主要刻画热效应
回顾:任何一个热力学参量可有两个热力学变量确定
我们取熵和密度为变量,将压强在平衡位置(未扰动状态)处展开
p
p0
( p
)s
(
0 )
1 2
(
2 p
2
)
s
(
0 )2
O((
0 )3)
2011/10/10
p s
(s s ) O((s The Acou0stic Sources of Flow
一、Lighthill张量揭示了紊流、热效应及粘性应 力作为潜在声源(粘性应力张量可作为吸声源) 的可能。 二、在忽略粘性(大雷诺数)以及热效应(小马 赫数和等熵)情形下,Lighthill 张量很好地 刻画了 紊流的发声机制。
三、Lighthill 张量没有显明地揭示涡度的声发射 机制,我们接下来就来推导气动声学另一个基 本方程,来说明涡度对声发射的作用。
的基本解),即满足方程
2
c2t 2
2
(x) (t)
2011/10/10
The Acoustic Sources of Flow
1
则解为 (x,t) h( y, )G(x y,t )dyd
对于三维空间中无边界的自由波(free-space waves),
G(x,t) 1 (t | x |)
16
为突出涡度的声源地位,我们略去粘性效应并假设流动
为等熵。做了上面的准备工作后,就可以开始我们的推
导: 联立
V (V )V p
t
h Ts 1 p
消去 1 p
并注意到等式
(V )V ( V ) V 1 V 2 V 1 V 2
2
2
第7章气体的流动

r=rc (临界压力比) :对于一定T的特定气体,Q=f(r),由dQ/dr=0,求Qmax
BC段:虽然压力比继续下降,Q也不再变化
rc
(
2
K
) K 1
K 1
对于空气或其他双原子分子 如O2,H2,N2等)K=1.4,rc=0.525; 对于单原子分子K=1.2,rc=0.564
对于20℃的空气
当r0.525时 c 76.6r0.712 1 r0.288 A
层流状态 Re1200;
层流-紊流状态1200Re2200;
气体的流动
气体的流量Q 压力为P、温度为T的气体通过某平面的容积流率dV/
dt与其压力P的乘积
Q P dV dt
管道的流导c 表示气流的通过能力,在单位压差下,流经导管的气流 c Q
量(单位为m3/s)
c c1 c2 ... cn
分子流状态的特点是气体分子的平均自由程大于气体容器的尺寸 高真空薄膜蒸发沉积系统或各种材料的表面分析仪器就工作在分子流的状态下。
气体的黏滞流状态
当气体压力较高时,气体分子的平均自由程较短,气体分子间的相互碰撞较为频繁。这种气 体的流动状态称为气体的黏滞流状态。
工作压力较高的化学气相沉积系统一般工作在气体的黏滞流状态下
Re du
③ 层流状态和紊流状态——雷诺(Revnolds)准数Re
d管道直径; u气体流速;
雷诺准数相当于气体流动的惯性动量与其受到的黏滞阻力
气体密度;粘滞系数;
之比,各自起着破坏与稳定气流的作用。
气体流动速度越慢,气体的密度越小,真空容器的尺寸越
紊流状态 Re2200;
小,气体的黏度系数越大,则越有利于气流形成层流。
动
《气体的二维流动》课件

测量气体流动过程中的压力变化。
实验设备与流程
温度计
监测气体流动过程中的温度变化。
流量计
测量气体的流量。
实验设备与流程
01
02
03
04
1. 准备实验设备,确保 风洞装置稳定,传感器 校准。
2. 将气体引入风洞,调 整入口压力和温度。
3. 观察并记录气体流动 过程中的数据,如压力 、温度和流量。
4. 分析实验数据,得出 结论。
结果与讨论
结果 根据实验数据,得出气体二维流动的特征和规律。
分析不同参数对气体二维流动的影响,如压力、温度、流量等。
结果与讨论
• 对比已有研究结果,验证实验的可靠性和准确性。
结果与讨论
讨论 对实验结果进行解释和讨论,探讨其物理机制和实际应用。
分析实验的局限性,提出改进和完善实验的方法和建议。
06
范德华方程
描述真实气体状态变化的一个经验方程,可以用来计算真实气体的 压强、体积等物理量。
真实气体的流动特性
真实气体的流速、压强、密度等物理量随温度和压强的变化而变化 ,需要使用更为复杂的数学模型进行描述。
气体流动的基本方程
连续性方程
描述质量守恒的方程,即单位时 间内流入流出控制体的质量流量 之差等于控制体内质量的减少率
CHAPTER
二维流动的应用实例
航空航天领域的应用
飞机设计
二维流动理论在飞机设计中发挥了重要作用,通过研究机翼 上气体的二维流动,可以优化机翼的形状和结构,提高升力 、减小阻力,从而提高飞机的性能和燃油效率。
航天器热设计
在航天器设计中,二维流动理论用于研究航天器表面与周围 气体之间的热交换,对于航天器的热控设计具有重要意义。
实验设备与流程
温度计
监测气体流动过程中的温度变化。
流量计
测量气体的流量。
实验设备与流程
01
02
03
04
1. 准备实验设备,确保 风洞装置稳定,传感器 校准。
2. 将气体引入风洞,调 整入口压力和温度。
3. 观察并记录气体流动 过程中的数据,如压力 、温度和流量。
4. 分析实验数据,得出 结论。
结果与讨论
结果 根据实验数据,得出气体二维流动的特征和规律。
分析不同参数对气体二维流动的影响,如压力、温度、流量等。
结果与讨论
• 对比已有研究结果,验证实验的可靠性和准确性。
结果与讨论
讨论 对实验结果进行解释和讨论,探讨其物理机制和实际应用。
分析实验的局限性,提出改进和完善实验的方法和建议。
06
范德华方程
描述真实气体状态变化的一个经验方程,可以用来计算真实气体的 压强、体积等物理量。
真实气体的流动特性
真实气体的流速、压强、密度等物理量随温度和压强的变化而变化 ,需要使用更为复杂的数学模型进行描述。
气体流动的基本方程
连续性方程
描述质量守恒的方程,即单位时 间内流入流出控制体的质量流量 之差等于控制体内质量的减少率
CHAPTER
二维流动的应用实例
航空航天领域的应用
飞机设计
二维流动理论在飞机设计中发挥了重要作用,通过研究机翼 上气体的二维流动,可以优化机翼的形状和结构,提高升力 、减小阻力,从而提高飞机的性能和燃油效率。
航天器热设计
在航天器设计中,二维流动理论用于研究航天器表面与周围 气体之间的热交换,对于航天器的热控设计具有重要意义。
06工程热力学第六章 气体的流动
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( qm A2 ) max 2
dMa
d 2 Ma
1 1
(
2
) 2 ( 1)
p0 v0
(6-13a)
喷管设计 —依要求的流量计算截面积。为使气体在喷管内充 分膨胀降压至背压pB ,应根据pB /p0设计喷管。 当pB /p0 ≥ pcr/p0,选用渐缩形喷管,这时令p2 =pB ,按式(613)得出口截面面积
)
2
(
p2 p0
) ( 1) ]
当pB /p0 = pcr/p0,则也可按式(6-13a)得出
q m A2 2
1 1
(
)
2 /( 1)
p0 v0
pB < pcr
若工作条件变动后有pB /p0 < pcr/p0 ,则由于渐缩形喷管出 口截面压力最低只能等于临界压力pcr,因而气体在喷管中得不 到充分膨胀降压,而只能在喷管出口外面补充膨胀使压力降低 到pB ,变成扰动损失。
q m Amin 2
1 1
(
2
)
2 /( 1)
p0 v0
pB>p2
pB<p2
缩放形喷管工作条件变动后,如pB/p0小于p2/p0的设计值,则 气体在喷管中只降压到设计值p2,然后在喷管出口外面补充膨胀 降压到pB ,产生扰动损失。 如果pB/p0高于p2/p0的设计值,则如图所示,在喷管出口附近 会产生冲击波,气体压力突然上升,流速降至声速,然后按扩压 管方式升压至背压流出喷管。因发生冲击波时产生很大的损失, 故应避免发生这种情况。
(6-14a)
进口截面面积一般不需计算,只要适当大于出口截面面积以 保持喷管一定的形状即可。
当pB /p0 < pcr/p0,选用缩放形喷管。此时需计算喉部面积和出 口面积。
dMa
d 2 Ma
1 1
(
2
) 2 ( 1)
p0 v0
(6-13a)
喷管设计 —依要求的流量计算截面积。为使气体在喷管内充 分膨胀降压至背压pB ,应根据pB /p0设计喷管。 当pB /p0 ≥ pcr/p0,选用渐缩形喷管,这时令p2 =pB ,按式(613)得出口截面面积
)
2
(
p2 p0
) ( 1) ]
当pB /p0 = pcr/p0,则也可按式(6-13a)得出
q m A2 2
1 1
(
)
2 /( 1)
p0 v0
pB < pcr
若工作条件变动后有pB /p0 < pcr/p0 ,则由于渐缩形喷管出 口截面压力最低只能等于临界压力pcr,因而气体在喷管中得不 到充分膨胀降压,而只能在喷管出口外面补充膨胀使压力降低 到pB ,变成扰动损失。
q m Amin 2
1 1
(
2
)
2 /( 1)
p0 v0
pB>p2
pB<p2
缩放形喷管工作条件变动后,如pB/p0小于p2/p0的设计值,则 气体在喷管中只降压到设计值p2,然后在喷管出口外面补充膨胀 降压到pB ,产生扰动损失。 如果pB/p0高于p2/p0的设计值,则如图所示,在喷管出口附近 会产生冲击波,气体压力突然上升,流速降至声速,然后按扩压 管方式升压至背压流出喷管。因发生冲击波时产生很大的损失, 故应避免发生这种情况。
(6-14a)
进口截面面积一般不需计算,只要适当大于出口截面面积以 保持喷管一定的形状即可。
当pB /p0 < pcr/p0,选用缩放形喷管。此时需计算喉部面积和出 口面积。
工程热力学与传热学_气体的流动

ccr a kpcr vcr
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,
ccr a kpcr vcr
5-3 气体流经喷管的流速和流量
能量方程
1 2 h1 h2 c2 c12 2
过程方程
Pvk 常数
dp dv 0 p v
§5.2 促使流速改变的条件
工程上常有将气流加速或加压的要求。例如: 利用喷管将蒸汽流加速,冲动汽轮机的叶轮作功; 喷气式发动机则利用喷管将气流加速后喷出,产生巨大的反作 用力来推动装置运动 通过扩压管利用气流的宏观运动动能令气流升压
相应对扩压管的要求:
• 对超音速气流做成渐缩扩压管 • 对亚音速气流做成渐扩扩压管 • 对气流连续降至亚音速时,要做成缩放扩 压管。但这种渐缩渐扩扩压管中气流流动 情况复杂,不能按定熵流动规律实现超音 速到亚音速的连续转变
临界参数
缩放喷管和扩压管的最小截面处,称为喉部。 此处的流速恰好等于当地音速。此处为气流从亚音 速变为超音速,或从超音速变为亚音速的转折点, 通常称为临界状态。对应的状态参数,称为临界参 数。并加以下标cr表示。 M=1,即c=a。
相应对喷管的要求:
• 对亚音速气流做成渐缩喷管 • 对超音速气流做成渐扩喷管 • 对气流由亚音速连续增至超音速时,要做 成缩放喷管,或叫拉法尔喷管(Laval), 只要这样才能保证气流在喷管中充分膨胀, 达到理想加速后果。
对于扩压管(dc< 0) : M>1,超声速流动,dA<0,截面收缩; M=1, 声速流动,dA=0,截面缩至最小; M<1, 亚声速流动,dA>0,截面扩张;
西工大空气动力学PPT课件第一章

3 气体的压缩性、粘性和热传导
压缩性(弹性)
在一定温度条件下,一定质量气体的 体积或密度随压强变化而变化的特性
度量气体压缩性大小用体积弹性模数E 各种物质的弹性模量是不同的,所以它们的压缩性也不同。
如水的弹性模量为 2.1×109 N / m2
−4 当压强增大一个大气压时密度变化 0.5 × 10
px = p y = pz = p
P
Px
dy
n
X o dx A
dz
结论 理想流体内一点处的压强与受压面 方位无关,方向垂直指向作用面。 压强仅是空间坐标的连续函数。
△ABC的面积ds
z C
Py
流体微团四面体和压强
2 流体的密度、压强和温度
完全气体的状态方程 分子是完全弹性的 忽略内聚力 忽略分子微粒的实有总体积
流动性弱
将固体、液体 和气体放在一 密闭的容器当 中,会有什么 现象?
1
连续介质假设
微观上:流体分子距离的存在以及分子运动的随机性使得 微观上:流体分子距离的存在以及分子运动的随机性使得 流体的各物理量在时间和空间上的分布都是不连续的。 流体的各物理量在时间和空间上的分布都是不连续的。
空气动力学研究对象(飞行器)的特 征尺寸远大于流体分子平均自由程
低层大气层
高温层:85~500Km
高层大气层
电离层
外层大气:>500Km
5 标准大气
大气的分层
•普通飞机主要在对流层和平流层飞行,约39Km左右。 •探测气球:44Km左右 •定点通讯卫星约35000Km •航天飞行器几百Km
5 标准大气
海平面上的标准值
Ta = 288.15 K pa = 101325 N / m 2
《气体动力学基础》课件

热力学基本定律
总结词
热力学基本定律是描述热能和其他能量之间转换的基本定律,它包括第一定律和第二定 律。
详细描述
热力学第一定律,也称为能量守恒定律,指出在一个封闭系统中,能量不能被创造或消 灭,只能从一种形式转换成另一种形式。热力学第二定律,也称为熵增定律,指出在自
然发生的反应中,总是向着熵增加的方向进行,即向着更加混乱无序的状态发展。
分子运动论基础
总结词
分子运动论基础是描述气体分子运动的基本理论,它包括分子平均自由程和分 子碰撞理论。
详细描述
分子平均自由程是指气体分子在两次碰撞之间所经过的平均距离。分子碰撞理 论则描述了气体分子之间的碰撞过程和碰撞频率,是理解气体流动和传热现象 的基础。
热传导基本定律
总结词
热传导基本定律是描述热量传递规律的基本方程,它包括导热系数和傅里叶定律。
它涉及到气体流动的基本原理、气体 与物体的相互作用、以及气体流动过 程中的能量转换和传递等。
气体动力学的发展历程
气体动力学的发展始于17世纪,随着科学技术的进步,气体 动力学的研究范围和应用领域不断扩大。
20世纪以来,随着航空航天技术的发展,气体动力学的研究 更加深入和广泛。
气体动力学的研究内容
06 气体动力学在工程中的应用
航空航天领域的应用
飞机设计
气体动力学在飞机设计中发挥着 至关重要的作用,涉及到机翼设 计、尾翼设计、进气道和喷管设 计等。
航天器设计
航天器在发射、运行和返回过程 中都受到气体动力学的影响,如 火箭推进、航天器在大气层中的 飞行和着陆等。
飞行器性能优化
通过研究气体动力学,可以优化 飞行器的性能,提高其飞行速度 、航程和安全性。
能源领域的应用
气压传动课件-PPT
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气动元件得通流能力
➢ 定义:气动元件得通流能力,就是指单位时间内通 过阀、管路等得气体质量。
➢ 有效截面积 ➢ 由于实际流体存在粘性,流速得收缩比节流孔 实际面积小,此最小截面积称为有效截面积,它 代表了节流孔得通流能力。
充气、放气温度与时间得计算
➢ 定积容器充气问题 ➢ 充气时引起得温度变化
➢ 向容器充气得过程视为绝热过程,容器内压力由p1 升高到p2,,容器内温度也由室温T1升高到T2,充气后
➢空气压缩机将机械能转化为气体得压力能,供气
动机械使用。
➢空气压缩机得分类:容积型与速度型。 ➢空气压缩机得选用原则:依据就是气动系统所需
要得工作压力与流量两个参数。
压缩空气得净化装置与设备
➢气动系统对压缩空气质量得要求:压缩空气要具有
一定压力与足够得流量,具有一定得净化程度。不 同得气动元件对杂质颗粒得大小有具体得要求。
➢ 气体状态变化过程
➢ 等温过程 p1V1= p2V2= 常量
➢ 绝热过程 一定质量得气体与外界没有热量交换时得状 态变化过程叫做绝热过程。
➢ p1V1k = p2V2k =常量
➢ 气动系统中快速充、排气过程可视为绝热过程。
气体得流动规律
气体流动基本方程
连续性方程 伯努利方程
ρ1v1A1 =ρ2v2A2 (注意ρ1≠ρ2)
➢ 压缩空气得析水量
➢ 压缩空气一旦冷却下来,相对湿度将大大增加,到温度降 到露点以后,水蒸气就要凝析出来。
理想气体得状态方程
➢ 理想气体得状态方程 ➢ 不计粘性得气体称为理想气体。空气可视为理想气体。 ➢ 一定质量得理想气体在状态变化得瞬间,有如下气体状态 方程成立
pV / T = 常量 或 p=ρRT
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c f dc f vdp
..
4
按物理学中关于气体介质中声速的公式
c
p
( ) s
v
2
(
p v
)
s
可得定熵过程中压力变化与体积变化的关系为
(dp) s
c 2
(dv) s v2
代入动量方程,即得定熵流动时流速变化与比体积变化的关系
(dcf ) s (dv)s c 2 (dv)s 1
当地声速(马赫数)—气体所处状态下的声速(马赫数)。
扩压管—利用气体流速逐渐降低而使气体压力增高的设备。其
流动特性为: dp>0 → dcf<0 、dh..>0、dv<0 。
7
6-3 气体的流速及临界流速
根据绝热流动的能量转换关系式,对喷管有
h0
h2
1 2
(cf22
cf20 )
下标“0”—进口状态。
按能量方程式,当q=0时,有:
h1
h2
1 2
(c
2 f
2
c
2 f1
)
q
h2
h1
1 2
(c
2 f
2
c
2 f1
)
即,dh<0 →dcf>0。气体的焓降低而转换气体的流动动能。
按动量方程式,得到流速变化和压力变化的关系:
vdp cf dcf
即,dp<0 →dcf>0。气体压力降低时流速增加。
喷管,称为缩放型喷管或拉伐尔喷管。
..
6
另外,如 c v2 (p v)s 所示,声速与介质性质和介质状态 有关。对理想气体,由定熵过程方程pvκ=c,可得 (p v)s pv,因1 而在理想气体中声速可表示为
c pv RgT
由于喷管中气体的焓和温度随着气流速度的提高而降低,所 以喷管中气体的声速会随着气流速度的提高而降低。
)
其微分形式为:
q
dh
1 2
dc
2 f
由牛顿第二定律,流体运动时流速变化和受力的关系可表
示为:
mdc f dFd
稳定流动情况下,有:
qm
Ac f v
qmdc f dF
可逆过程,流体内部无摩擦: dF Adp
代入上式,有: c f dc f vdp
此式即为动量方程式。
..
第六章 气体的流动
6-1 稳定流动时气流的基本方程式
稳定流动:管道内各点的状态及流 速、流量等都不随时间变化。
假设:①状态及流速只沿流动方向 变化;②流动中能量转换过程是可逆的。
分析气体流动过程所依据的主要方程式:①连续性方程式; ②能量方程式;③动量方程式;④状态方程式。
由能量守恒关系,有:
qm
(
]
流速公式
可见,喷管进口截面的状态一定时,喷管出
口的气流速度决定于出口截面气体的状态。对于
定熵流动,出口流速决定于出口截面的压力比
p2/p0。
..
8
临界流速和临界压力比
气流速度等于声速时,气流处于由亚声速向超声速过渡的临 界状态,这个流速称为临界流速。
临界流速处喷管截面上的压力与进口压力之比称为临界压力 比,用pcr/p0表示。
通常喷管进口流速和出口流速相比很小,取cf0=0,出口流速为:
cf2 2(h0 h2 ) 适用于可逆、不可逆过程
理想气体,若比热容为定值,则有
cf2
2c p0 (T0 T2 )
2
1 Rg
(T0
T2 )
对于定熵流动,按过程方程推得
cf 2
2
1
p0v0[1
6-4 气体的流量和喷管计算
由连续性方程,可得出口截面单位面积的气体流量为:
qm cf2 A2 v2 将流速公式和定熵过程 p0v0 p2v2参数关系式代入上式,可得:
qm 1 ( p2 )1 A2 v0 p1
2
1
p0
双原子气体:κ=1.40
pcr 0.528 p0
多原子气体:κ=1.30
pcr 0.546 p0
由临界压力比和流速的计算式公式,可得到定熵流动时临界
流速为
cf,cr
2
1 p0v0
2
1
RgT0
即临界流速决定于进口状态,当p0、v0或T0较高时临界流速
的数值较高。
..
10
2
对于理想气体,可写出其状态方程式为:
pv RgT
上式的微分形式为:
dp dv dT pvT
..
3
6-2 管内定熵流动的基本特性
讨论: 管内流动时,状态参数及截面的变换关系。
喷管—利用气体压降使气流加速的管道。即dcf>0。
气流流经喷管的时间很短,因此,喷管中气体的流 动可作为绝热流动过程处理。
Ac f v
常量
对其取对数再求微分,有:
dA dc f dv 0 A cf v
上二式称为稳定流动过程的连续性方程式。
..
Sorry, no co1py!
对于流动过程,考虑到流动过程中无轴功交换以及重力位 能的变化,其能量方程式可表示为:
q
h2
h1
1 2
(c
2 f
2
c
2 f1
( pcr )( 1) 2 [1 ( pcr )( 1) ]
p0
1
p0
整理可得:
pcr ( 2 ) ( 1)
p0 .. 1
9
可见,临界压力比仅与等熵指数κ值有关。即气体一定时,临
界压力比就有确定的数值,估算时,可取如下数值:
单原子气体:κ=1.67
pcr 0.487
按临界流速等于当地声速的关系,可求取 pcr/p0的数值,由:
2
1
p0v0 [1
(
pcr p0
) ( 1)
]
pcr vcr
有
pcr vcr 2 [1 ( pcr )( 1) ]
p0v0 1
p0
将理想气体定熵过程参数关系 p0v0 pcr vcr 代入上式,有
cf
v cf2
v Ma2
式中:cf/c=Ma—马赫数,恒为正。可见dv>0 →dcf>0。气体比体积 增大时流速增加。
综上所述,在喷管中随着气体流速的增加,即dcf>0,气体状态 的变化为:气体的焓和压力降低而比体积增大,即dh<0、dp<0、
dv>0 。
..
5
按连续性方程式,管道截面积的变化为
dA dv dcf A v cf
将流速变化和比体积变化的关系式代入上式,有
dA ( cf2 1) dcf (Ma2 1) dcf
A c2
cf
cf
即,当Ma<1时, dcf>0 →dA<0 。采用渐缩喷管; 当Ma > 1时, dcf>0 →dA>0 。采用渐扩喷管; 当流速从Ma<1→ Ma > 1,采用前段渐缩和后段渐扩的组合