07第7章一維定常管流-航院

第七章一維定常管流空氣動力學授課教師：陳浮

哈爾濱工業(yè)大學能源科學與工程學院

推進理論與技術研究所8學時1教材：空氣與氣體動力學引論李鳳蔚1.第九章p223~246。2一維定常流理論問題描述廣義一維流動面積變化/添質/增能/外力垂直流動方向的各截面上參數(shù)不隨時間變化的平均值三維流動簡化截面積變化速度變化亞音進氣道擴張增壓

亞音噴管收縮增速推力添/減質熱交換防止高溫部件損壞的熱防護

做功或耗功壓氣機對氣體做功/氣體對渦輪做功

反響熱加熱使總焓增加增能燃燒室噴油質量流量改變外力摩擦力、管壁壓力等簡化廣義一維流動舉例燃氣在發(fā)動機進氣道、尾噴管中流動摩擦熱交換參加或引出氣體截面積變化管壁尺寸大、摩擦作用在附面層內燃氣速度快、二者接觸時間短冷卻等特殊要求影響燃氣氣動參數(shù)的主要原因3多因素作用下的根本方程連續(xù)方程動量方程壁面摩擦應力壁面摩擦力Cw截面周長D水力直徑軸向分量管壁壓力壓差作用力設添質速度⊥軸線動量變化4能量方程當?shù)販轨蜀R赫數(shù)沖量函數(shù)總靜壓關系熵方程狀態(tài)方程5總壓、熵不受面積變化影響；

摩擦力對所有參數(shù)均有影響；

沖量函數(shù)不受總溫、傳質變化影響；

除面積變化外，其他制約因素變化均引起熵增、總壓下降；

M=1時出現(xiàn)奇性即此時制約因素變化必須為零。制約因素6變截面管道等熵流動亞音速

超音速收縮管道dA<0加速膨脹dV>0/擴張管道dA>0減速增壓dV<0；

收縮管道dA<0減速增壓dV>0/擴張管道dA>0加速膨脹dV<0；dA變化對亞/超音速氣流影響相反噴管擴壓器擴壓器噴管亞音速MdV增加>d下降VdA<0超音速MdV增加<d下降VdA>07M=1只能出現(xiàn)在最小或極值截面/喉部，此時稱臨界截面。

截面單調變化不能實現(xiàn)亞/超音速的轉換必為最小值學時18收縮噴管流動實驗設備：所需Ma數(shù)均勻亞音氣流

發(fā)動機尾噴管：燃氣膨脹高速氣體噴出產生推力臨界壓比出口截面為臨界截面

流量到達最大流量等熵流動滯止參數(shù)不變

Me=1即q()=1pb不再影響流動狀態(tài)及流量參數(shù)計算流動狀態(tài)亞臨界狀態(tài)閥門開大pb全場亞音流動背壓擾動傳遍全場入口V1而p1噴管內氣流完全膨脹過程9臨界狀態(tài)噴管內氣流完全膨脹過程超臨界狀態(tài)/壅塞狀態(tài)pb噴管出口M=1膨脹波自由界面

反射過程擾動無法以音速逆向傳播影響入口參數(shù)管內流動不變音速氣流管外膨脹pepb噴管內氣流未完全或欠膨脹狀態(tài)壅塞狀態(tài)討論仍為壅塞狀態(tài)隨p*而增加不影響壓比為壅塞狀態(tài)發(fā)動機加力燃燒增加推力原理可調噴管增加A噴管設計維氏曲線平滑壁面逐漸膨脹過程

出口截面橫向壓力梯度及徑向分速逐漸減小流動仍較均勻10黏性影響IIIIIIIIIIII黏性附面層平衡狀態(tài)亞臨界狀態(tài)出口截面max

p=pe超臨界狀態(tài)附面層內為亞音速

背壓擾動逆流傳播~低背壓抽吸作用出口截面max逆流移動有效出口面積

其后擴張流道加速減壓實驗結果即超臨界狀態(tài)下考慮黏性效應時背壓下降仍可影響流動第二臨界壓比多維流動影響直錐型噴管非一維流動

存在徑向分量出口處收縮射流流線彎曲且曲率不同

邊界速度最大而核心區(qū)最小射流沿流動方向收縮

遠處截面為最小截面射流邊界為臨界音速

內部速度<音速自由射流區(qū)

靜止周圍介質壓強=pb下游開展速度均勻且=音速音速線從出口邊緣核心區(qū)

音速線之外為超音速區(qū)隨pb音速線靠近出口截面即超臨界狀態(tài)下考慮多維效應時背壓下降仍可影響流動氣流徑向積聚中心處高壓低速11例題1發(fā)動機收縮噴管進口參數(shù)如下。求出口截面速度、壓強及流量。流動狀態(tài)例題2超臨界或壅塞狀態(tài)參數(shù)。問噴管出口能否實現(xiàn)超臨界狀態(tài)，最大流量可通過的出口截面直徑。根據(jù)cr判定可以實現(xiàn)超臨界狀態(tài)12拉伐爾噴管流動建立出口截面超音速流動所需面積比唯一

同一面積比對應亞/超音速兩個M數(shù)

出口截面M數(shù)由壓比確定流動狀態(tài)分析出口Me>1出口pe設計狀態(tài)

f擴張段加速完全膨脹臨界壓比I背壓擾動不能逆向傳至出口截面欠膨脹狀態(tài)

g膨脹波自由界面反射過程超音速氣流管外膨脹pepbpb<(pb)I收縮段為亞音加速流動

擴張段流動狀態(tài)有區(qū)別13正激波恰位于出口截面

dpb>pe且pe/pb滿足正激波關系式即氣流速度正激波位于出口截面時激波Vs氣流激波運動速度背壓擾動不能逆向傳播出口截面氣流速度瞬間內不變即波前壓力

Vs

氣流速度速度到達新的平衡

激波位置穩(wěn)定激波逆向移至管內某個截面pb(pb)II>(pb)I出口截面過膨脹狀態(tài)

e斜激波自由界面反射過程超音速氣流管外激波壓縮pepb

隨pb增加激波加強曲線激波正激波pb>(pb)I臨界壓比II14管內激波狀態(tài)

c正激波管內逆向移動至平衡位置激波前：超音速加速流動

激波后：亞音速減速增壓流動激波消失擴張段出口處Me<1且pe=pb喉部位置M=1激波接近喉部波前壓力越高

波后壓力越低激波變弱臨界狀態(tài)pb>(pb)IIpb(pb)III>(pb)II臨界狀態(tài)III

b喉部M=1而其余截面均為亞音速流動激波所在截面位置正激波前數(shù)

喉部與激波間流量方程出口截面M<1背壓擾動逆向傳至出口截面即臨界壓比III學時215亞臨界狀態(tài)

a管內流動全為亞音速靜止狀態(tài)亞音流動背壓擾動逆向傳至入口截面特征壓強比確定亞臨界狀態(tài)設計狀態(tài)正激波恰位于出口截面pbp*>(pb)III16流動狀態(tài)總結亞臨界狀態(tài)：全場亞音速流動臨界狀態(tài)：Mt=1其余均為亞音速流動超臨界狀態(tài)：擴張段有激波且Mt=1Me<1pe=pb正激波位于出口截面且Mt=1Me>1pe<pb過膨脹狀態(tài)出口有斜激波

Mt=1Me>1pe<pb設計狀態(tài)/完全膨脹狀態(tài)

Mt=1Me>1pe=pb欠膨脹狀態(tài)出口有膨脹波

Mt=1Me>1pe>pb引射噴管拉伐爾噴管Ae/At壓強及溫度較低氣流收縮

拉伐爾發(fā)動機在不同工況下工作pe/p*膨脹比一定

設計推力一定Ae/At可調適應不同pb/p*主噴管未完全膨脹主流外罩次噴管次噴管內主流繼續(xù)膨脹

截面逐漸擴大/V/p次流“流體〞擴張壁面隨發(fā)動機工況可調隨發(fā)動機工況變化17例題3罐內氣體經(jīng)拉伐爾噴管流出。求出口截面M數(shù)及流量，假設有激波求其位置。特征壓強比確定擴張段有激波參數(shù)計算激波位置正激波前M數(shù)喉部與激流波間量方程18等截面摩擦管流總壓及沖量總是減小、熵增加：摩擦機械能損失/可用功減少/減少推力亞音速恒為正值摩擦使得M數(shù)恒增加超音速恒為負值摩擦使得M數(shù)恒下降M1但不能越過M=1這一狀態(tài)19iXmax即imaxMiMe=1

Me≯1存在氣流順利流過管道的Lmax，假設L>Lmax流體無法通過稱摩擦壅塞。Lmax截面Me=1對應較小Mi的LmaxiXmax即imin易于發(fā)生壅塞氣流積聚亞音速L>LmaxL>Lmax截面Me≯1擾動逆流傳播

至入口總參數(shù)不變

Mi及流量即溢流超音速L>Lmax氣流積聚

高壓擾動激波且逆流移動

波后亞音速亞音速較小

總壓有所恢復超音速不能通過的流量

亞音速可以通過入口流量不變出口截面為臨界狀態(tài)L過長激波被推出管道入口且管內為亞音流動摩擦壅塞20范諾線絕能流動能量方程連續(xù)方程給定某個V值某條范諾線改變其他范諾線左側范諾線密流較高M<1h-s圖上曲線斜率為負即曲線上半支

M>1h-s圖上曲線斜率為正即曲線下半支

M=1ds=0h-s圖上該點切線s軸s≥0亞音速摩擦使VMa1h及p

超音速摩擦使VMa1h及p學時321等截面加熱/冷卻管流亞音速恒為正值加熱使得M數(shù)恒增加超音速恒為負值加熱使得M數(shù)恒下降M1但不能越過M=1這一狀態(tài)加熱冷卻影響正相反亞音速M數(shù)增加時，加熱導致下降，流量守恒要求V增加較快，以至于參加熱量全部轉化為動能也不能滿足其增加需要，還要有內能轉換為動能即靜溫下降。熱阻發(fā)動機燃燒室入口氣流M數(shù)應較低較高22換熱管流計算23加熱壅塞q=qmaxMe=1

q>qmax且Me≯1出口處流量必無法通過氣流積聚亞音速q>qmax擾動逆流傳播至入口入口總參數(shù)不變

Mi及流量即溢流對應下降M1的qmax出口處臨界狀態(tài)超音速q>qmax氣流積聚

高壓擾動激波總壓下降更多

總溫不變壅塞更嚴重激波不能穩(wěn)定在某個截面

逆流推出入口截面且溢流亞音速加熱流動入口流量不變給定亞音速有i>

imax易于發(fā)生壅塞超音速有i<

imin凝結突躍對超音速氣流加熱VT*pp*高速風洞中氣體有水分MaT

至水蒸汽凝結溫度幾乎在一個截面迅速凝結并釋放潛熱24瑞利線動量方程連續(xù)方程給定某個V值M<1M>1h-s圖上曲線斜率為正kM2<1h-s圖上曲線斜率為正

kM2>1h-s圖上曲線斜率為負M=1h-s圖上該點切線s軸B點為曲線最高點A點為熵值最大點25變流量管流亞音速添質V超音速添質VM1但不能越過M=1這一狀態(tài)26風洞空氣動力學實驗的主要設備低速風洞開式風洞實驗段速度<100m/s不可壓縮流動調節(jié)風扇轉速風洞進出口壓差流速二維風洞：翼型空氣動力學特性

三維風洞：測量全機模型的空氣動力及壓力分布

低湍流度風洞：受湍流度影響較大流動如附面層研究

變密度風洞：變工質或總壓獲得不同實驗Re數(shù)

尾旋風洞：自由飛方式研究飛機尾旋的開展

陣風風洞：模擬陣風研究飛機適應自然陣風能力

自由飛風洞：模型可在實驗段內自由飛行

結冰風洞：研究飛機機體外表結冰現(xiàn)象及其排除方法閉式風洞27擴壓器將入流速度在其出口降低的管道超音速氣流等熵減速增壓亞音速理想擴壓器超音速氣流真實擴壓器斜激波系熵增減速增壓

可能以弱正激波結束亞音速超音速實驗接正激波等截面管道高壓氣源功耗大接大氣環(huán)境高壓氣源功耗降低

正激波損失較大且難保持

模型擾動斜激波系拉伐爾噴管減壓加速M>1超音速實驗段斜激波擴壓器

倒置拉伐爾噴管增壓減速M<1(斜激波系+弱正激波)損失<一道正激波損失28連續(xù)式吸氣式吹氣式實驗段高壓氣源拉伐爾噴管理想等熵流動

M<1M>1擴壓器理想等熵流動

M>1M<1高壓氣源總壓0p*逐漸下降亞臨界超臨界激波

波后p*AD>AN通過噴管喉部的流量在擴壓器喉部通過超音速風洞中的流動及起動問題29起動總壓增加正激波位于噴管擴張段

實驗段為亞音速擴壓器喉部為最小截面積且MDt=1

噴管實驗段擴壓器喉部前為亞音速全場亞音速流動

a總壓增加MNt=1噴管喉部后流場為亞音流動

b

AD>ANMDt<1總壓增加噴管擴張段出現(xiàn)激波

cd

其后為亞音流動總壓增加激波沿噴管擴張段順流移動

e激波不穩(wěn)定位于噴管出口易順流后移至擴壓器擴張段

f激波順流后移波前收縮段：氣流減速增壓

波后收縮段：氣流加速減壓擴壓器激波強度

Vs波前擴張段：氣流增速減壓

波后擴張段：氣流減速增壓波前M數(shù)高且小

耗功多可調喉部使激波位于喉部稍后截面流量阻塞

高壓擾動30內壓式進氣道直壁

曲壁波系減速增壓收縮段喉部一般Mt>1+擴張段+加速減壓經(jīng)激波亞音速減速增壓最正確流動/設計/理想狀態(tài)超音速弱壓縮收縮段+Mt=1喉部+亞音速增壓擴張段無激波

低損失At/AiM03>M01=M0d顯得小對于顯得大收斂度

超音速氣流減速擴張段加速減壓

背壓影響擴張段后出現(xiàn)激波亞音速流動

<1激波損失31激波前M02<M01=M0d正激波且<1激波損失不能在喉部通過氣