本文目录
- 流体力学，气体流动为什么文特里管得不到超音速流动
- 选用孔板、喷嘴和文氏里管
- 孔板流量计和文丘里流量计的区别
- 拉法尔管和文丘里管拉法尔和文丘里管都是先缩后扩，有什么区别么
- 涡喷和涡扇发动机最大的区别在哪里
- 涡喷发动机，涡浆发动机，涡轴发动机，涡扇发动机的相同点和区别
- 关于流体动力学中空气加速管道设计的问题
- 孔板与文丘里管对比怎样，哪个好有相关这方面的大神嘛
流体力学，气体流动为什么文特里管得不到超音速流动
文丘里管（文特里管）有多种构型。有的只有收缩段，如下图
有的如下图，
这样的有收缩段和扩张段相连的文丘里管，就是个拉瓦尔喷管嘛，是可以达到超音速的。
那么问题来了。若采用下种图，文丘里管后部达到超音速，会有什么结果呢？
在来流压力高于后部压力的情况下，气流通过收缩管加速。当压差很高时，气体不会无限加速，而是在收缩段末端（最小截面处）达到音速。此时若前部来流的压力不变，气流的速度都不会再增大，且与下游压力无关（当下游压力小于最小截面处压力时）。此时气流再进入扩张段，就可能达到超音速。
我们知道文丘里管是用来测量流体流速的。而当达到音速，甚至产生了超音速时，流速已无法再增加。那么文丘里管测量的作用就失去了。
当然可以用这种方式进行流量控制。在设定的来流压力下，流经收缩管的最大流量是确定的。控制压力可以改变流量。这就是音速流量计的基本原理。
选用孔板、喷嘴和文氏里管
选用孔板、喷嘴和文氏里管等节流装置应遵循以下原则： 1、孔板、喷嘴和文丘里喷嘴，一般都用于直径D≥50mm的管道中。 2、测量高温、高压介质的流量，则选用孔板和喷嘴，如选用孔板或喷嘴测量蒸汽流量；文丘里管只适用于低压的流体介质流量测量。 3、要求节流装置所产生的压力损失较小时，可采用喷嘴或文丘里管。 4、测量某些脏污介质或腐蚀性介质流量时，选用喷嘴较好 5、孔板、喷嘴和文氏里管三者中喷嘴测量精度高，直管段要求也较短 6、在加工、制造和安装中，孔板要求最简单，喷嘴次之，文丘里管最复杂 7、在满足技术要求的前提下，按经济、适用和可行的原则来选用孔板、喷嘴和文氏里管 以上原则仅作正确选用节流装置抛砖引玉之用，必须结合孔板、喷嘴和文氏里管的优点、缺点和实际使用要求来综合考虑。参考文献http://www.yunrun.com.cn/ServiceCentre/zhishibaoku/340.html孔板http://www.yunrun.com.cn/Product/140.html差压变送器http://www.yunrun.com.cn/Product/135.html
孔板流量计和文丘里流量计的区别
孔板流量计是恒截面变压差的流量计，在缩脉处速度最大，流体的压力降至最低，结构简单，但阻力损失大。文丘里流量计也是恒截面变压差的流量计，是在孔板流量计的基础上，用一段渐缩渐扩的短管代替孔板，结构简单，阻力损失小，但造价高。
孔板和文丘里管同属于截流原件，配合差压变送器，测量介质体积流量。孔板流量计：安装在DN50~1000的圆形管道上，多用来测气体和蒸气以及不导电液体的体积流量。文丘里流量计：主要用在大口径管道和方形管道，多用于测风量。
拉法尔管和文丘里管拉法尔和文丘里管都是先缩后扩，有什么区别么
拉法尔和文丘里管是两个不同的概念，可以认为是缩放段和扩压段的设计尺寸不同。如果楼主真的想完全弄明白，建议看一下“化工热力学”这本大学教材，一般都会详细分析。我这里简单的说一下：1。文丘里管有缩放段和扩压段，目的是改变动力流体流速，在缩口处达到最大流速，根据波努力方程，速度头增大，压头减小，从而产生真空。真空喷射器就是利用这个原理2。如果仔细观察过真空喷射器的喷嘴的话，就能发现喷嘴口还有个先缩后扩的一小段，这个就是拉法尔管，其实根本谈不上缩放段和扩压段，就是很短的一段。其目的是进一步增大动力气体的流速，增加真空喷射器效率。3。拉法尔的特别之处就是，在流速极端条件下（音速），扩管口，反而能提高流速。原理是流体在高速条件下通过小孔的量已经是极限（音速），而此时扩容，反而可以使气体容易通过。这个涉及到物理化学的两个概念，Cp和Cv。等压热容和等容热容。
涡喷和涡扇发动机最大的区别在哪里
涡扇发动机 全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向后推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。 涡扇引擎的旁通比（Bypass ratio，也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。 ..涡轮风扇发动机的诞生 二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。 实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。 50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。 1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。 涡轮风扇喷气发动机的原理 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。 本段涡轮风扇发动机的优缺点 如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远 ......................... ............ ....... ... . 涡轮喷气发动机 是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。 .....原理及工作方式 涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。 飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。 螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。 涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。 涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。 .......结构 进气道 轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。 两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。 压气机 压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。 燃烧室与涡轮 空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。 涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。 喷管及加力燃烧室 喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。 在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或后燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。 ......使用情况 涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的） 与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。
涡喷发动机，涡浆发动机，涡轴发动机，涡扇发动机的相同点和区别
涡轮喷气发动机 历史 涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式 2 回复：涡轮喷气发动机 结构 进气道 轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。 两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。 压气机 压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。 燃烧室与涡轮 空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。 涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。 喷管及加力燃烧室 喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。 在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或後燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。 3 回复：涡轮喷气发动机 使用情况 涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的） 与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。 基本参数 推力重量比：Thrust to weight ratio，代表发动机推力与发动机本身重量之比值，愈大者性能愈好。 压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。 涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。 压缩比：进气被压缩机压缩後的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大者性能愈好。 海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差(空速)为零时，全速运转所产生的推力，被使用的单位包括kN(千牛顿)、kg(公斤)、lb(磅)等。 单位推力小时耗油率：又称比推力(specific thrust)，耗油率与推力之比，公制单位为kg/N-h，愈小者愈省油。 涡轮前温度：燃烧後之高温高压气流进入涡轮机之前的温度，通常愈大者性能愈好。 燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度。 平均故障时间：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，愈长者愈不易故障，通常维护成本也愈低。 涡轮风扇发动机 turbofan engine 由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机,由核心机排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是 1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。 核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质(工作介质)流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮喷气发动机比涡轮风扇发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25％左右，大约为 0.06～ 0.07公斤/牛·时（0.6～0.7公斤/公斤力·时）。60年代末、70年代初发展了高涵道比(5～8)、高增压比(25～30)和高燃气温度 (1600～1750K)的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·时（0.3～0.4公斤/公斤力·时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。 有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。 飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。 涡轴发动机定义与概念： 航空涡轮轴发动机是一种以空气为作功工质的燃气涡轮发动机。它主要是靠输出功率带动负载工作的燃气涡轮发动机，能将动力涡轮有效功率的绝大部分（95%以上）通过输出轴带动负载。涡桨发动机是用燃气涡轮带动螺旋桨的燃气涡轮发动机。涡轴/涡桨发动机与大型涡喷/涡扇发动机的气动热力循环原理基本相同，虽可借助大型燃气涡轮发动机研制所取得的技术成果和经验，但由于涡轴/涡桨发动机属于小型燃气涡轮发动机类，因而在气动和结构上均有其独特之处： (1) 小流量、小通道引起的"尺寸效应"对压气机、涡轮性能及冷却等产生不利影响； (2) 转速高--高转速给临界共振、高速轴承、轴系、支承、叶片盘的疲劳强度等方面都带来一系列新的问题； (3) 流动复杂--小涡轮叶片短叶型使得流动转折加大，三维特性及粘性影响突出； (4) 冷效差--小涡轮叶片短而薄，相对外表面积大，而内部冷却孔型很难布置，且冷气流程短，因而冷却效果随尺寸减小而降低； (5) 需要进气防护装置(粒子分离器)。 涡轴发动机的优点是： 功重比大（500-600kW级的发动机，几乎比活塞发动机高2倍）；发动机维修简单（特别在低温下不需加温起动）；振动小（无往复运动件、发动机转子平衡精度高）；较小的最大截面改善了直升机的气动力性能。所以，从50年代开始涡轴发动机逐步取代活塞式发动机，成为直升机的主要动力装置。当然它也有缺点：动力涡轮转速高，传动旋翼减速比大，造成减速器大而复杂；燃料消耗率一般较活塞式略高；周围介质（空气中的粉尘、湿度、温度）对其工作的影响较大；还有小尺寸的涡轴发动机生产难度大等。随着40多年不断的研究发展、更新换代，现代涡轴发动机具有以下特点： (1) 性能先进：起飞耗油率0.267-0.358kg/(kW/h)；功重比4-8kW/daN； (2) 经济性好：巡航工作状态的耗油率可达0.299-0.367kg/(kW/h)，维护费用低、寿命长（单元体寿命3000-5000h）； (3) 可靠性高：发动机提前更换率低、平均故障间隔时间长、性能衰减率低； (4) 有技术发展潜力：具有良好的功率覆盖面和改型的可能性； (5) 环境适用性强：武装直升机动力的防砂能力（一般具有粒子分离器）、红外抑制能力、抗作战损伤和防坠毁能力都比较强。 自1953年罗&罗公司达特发动机投入使用以来，涡桨发动机成为当时民用与军用运输机的一种重要的动力装置。最大的是前苏联的HK12MB，起飞功率达11000kW。涡桨发动机与活塞式发动机相比，可靠性高，重量轻，而燃油经济性又比早期的纯喷气发动机低得多。由于60年代涡扇发动机的出现，涡桨发动机逐步退出大型运输机领域，但在中小型飞机领域仍有广泛应用。 国外概况： 涡轴发动机从1953年莱康明公司研制的第一台生产型发动机T53到今天，已有三代投入使用，第四代正在研制之中。第一代指50年代投产的，第二代指60年代投产的，第三代指70年代末、80年代初投产的，第四代指90年代末或21世纪初投入使用的涡轴发动机。 国外涡轴发动机经过40多年的发展，技术水平有了很大提高： (1) 耗油率降低。第四代涡轴发动机，如美国的T800和西欧的MTR390，其耗油率与第三代涡轴发动机中相同功率级别的"宝石"发动机相比，耗油率降低8%左右，达到0.273kg/(kW/h)。 (2) 单位功率增加。由于第三代和第四代涡轴发动机的功率级别不甚相同，因此，采用单位功率作为衡量涡轴发动机的性能指标是最佳方案。40多年来，单位功率一直是稳步提高的。例如，美国50年代的产品，T58发动机的单位功率为166kW/(kg/s)；第二代产品，T64涡轴发动机的单位功率为197kW/(kg/s)；第三代的T700发动机的单位功率为267 kW/(kg/s)；而第四代的T800发动机的单位功率达到300 kW/(kg/s)，比第一代产品提高81%，比第二代提高52.3%，比第三代提高12.4%。 (3) 寿命期费用降低。寿命期费用是全面衡量一种新发动机的经济指标。新的第三代比起其先辈来寿命期费用大大减少，如T700比T58的寿命期费用降低32%。其费用的降低主要来自单元体结构设计和耗油率的减少。 (4) 第四代涡轴发动机普遍具有10-20%的功率储备。在发动机轮廓尺寸不变的情况下，可通过增加流量和涡轮进口温度，或者适当加大尺寸，即在压气机前加零级压气机，以提高功率。 (5) 采用整体式粒子分离器，提高军用动力的防砂能力。 (6) 压气机均为双级离心式，转子稳定性好，零件数量少，便于维修，耐腐蚀，抗外物损伤能力强。 (7) 采用回流环形燃烧室和气动雾化喷嘴。 (8) 首次在功率小于1000kW的发动机上采用气冷涡轮静子和转子叶片，使涡轮进口温度提高到1420K。 进入21世纪后，涡轴发动机将沿两个方向发展：一是继续提高涡轴发动机循环参数和部件效率，研制性能更好的发动机，二是发展高速旋翼推进技术。下世纪初，涡轴发动机压比将达16-26，涡轮前温度将达1500-1920K。这种发动机有可能仍用3级轴流加1级离心式压气机，总压比达18。燃烧室火焰筒为多层冷却结构。涡轮有可能采用有复杂冷却通道的径向内流式。目前，美国艾利逊公司研制的高速倾转旋翼机T406，其最大速度已达600km/h。下一步要实现的最大速度达800km/h以上，主要有倾转旋翼、折叠式旋翼和旋翼-机翼几种方案。 到目前为止，在民用支线动力方面，国外已经成功地研制和使用两代涡桨发动机。第三代正在研制之中。第一代是指70年代以前投产的，主要有达特、PT6A和TPE331这三种涡桨发动机。功率范围500-1500kW，耗油率0.35-0.40kg/(kW/h)，翻修寿命8000-14000h，主要用于12-60座的支线飞机。第二代是指70年代末投产的，主要有PW100、CT7和TPE331-14/15，压比11-17，涡轮前温度1273-1533K，单位功率达230-240kW/(kg/s)，耗油率0.280-0.315kg/(kW/h)。第三代是指90年代投入使用的，主要有AE2100和TPF351-20。AE2100是艾利逊公司为竞争下一代高速支线飞机、在T406基础上研制的功率为4474kW的涡桨发动机。该发动机的主要特点是具有足够的发展潜力，如在改进高压涡轮的情况下，功率可提高到5880kW；海平面静态标准状态下的功率不会因热天与高空而降低；爬升功率高，可缩短飞机爬升时间。TPF351-20是美国加雷特公司为20-39座支线飞机研制的、功率为1566kW的推进式涡桨发动机，与该公司早期发动机相比，由于增大了尺寸和采用改进的压气机，其耗油率降低25%、功重比提高53%。TPF351-20为单元体设计，采用许多成熟技术，如F109涡轮发动机的压气机技术（目前正在研制新的压气机可使功率提高25%，达1870kW）、TPE331-14的燃烧室与燃气发生器涡轮技术。 目前，国外许多小型涡轮发动机生产厂家为了降低研制成本、减少维护费用，都在努力采用成熟的研制和使用经验，研制涡轴、涡桨和涡扇发动机的"通用核心机"技术，即在一种成熟的涡轴发动机的基础上，研制相应的涡桨和涡扇发动机。如美国艾利逊公司的AE2100涡桨发动机就是以该公司生产的T406涡轴发动机的"通用核心机"为基础研制的，大大降低研制风险和研制成本。这已成为国外研制小型燃气涡轮发动机的普遍发展趋势。另外，国外涡轴/涡桨发动机的研制、生产都有单独的计划、由专门的生产厂商或专门的小型燃气涡轮发动机分部完成，并且有独立于大型燃气涡轮发动机的试验设备和生产设备。 涡轴/涡桨发动机关键技术 （1）组合压气机 涡轴/涡桨发动机要求压气机具有高的总增压比，以获得高的热效率和单位功率。随着增压比的不断提高，压气机的结构形式也由最初的纯轴流式转变成目前大量采用的若干级轴流加一级离心的组合式压气机。其主要是因为对于高增压比的小涡轴/涡桨发动机来说，轴流压气机级数的增加使得压气机后几级的"尺寸效应"愈加明显，气流损失增大，气动性能显著下降；而且多级轴流压气机的转子跨度大，也会带来转子动力学上的困难。由于离心压气机的转子结构刚性更好、抗外物能力更强，尺寸效应对离心压气机的影响不大，因此用它来取代后面的轴流压气机是有利的。在极小尺寸情况下，有必要全部采用离心压气机系统。 （2）燃烧室 涡轴发动机发展到第三代和第四代，燃烧室多采用回流环形燃烧室。随着涡轴发动机性能的不断提高，要求燃烧室的进口温度和通过燃烧室的温升相应提高。由于热燃气温度正在接近涡轮材料的温度极限点，保持均匀燃烧显得尤为重要。这就需要采用具有大调节比系数的新型燃油喷嘴，以得到均匀的周向和径向温度分布系数。而更高的燃烧温度和更大的高压热辐射将使燃烧室火焰筒承受更大的热载荷，同时，由于更多的气流用于燃烧，导致用于冷却的气流减少，而且进口气流温度的升高降低了冷却气流的吸热能力，这都使得传统的火焰筒冷却技术不再有效，改进火焰筒的冷却和研究更耐热的材料已经势在必行。近年来，国外已经把研究新型喷嘴和改进火焰筒的冷却作为提高小型燃气涡轮发动机燃烧室性能的研究重点。另外这里还介绍一种新型燃烧室发展方向，即利用头部波转子取代传统意义上的燃烧室。 （3）涡轮 提高涡轴发动机涡轮进口温度的方法主要有以下两种：一是寻求耐高温材料；二是采用涡轮冷却技术。在采用新材料方面，目前，单晶材料已广泛使用，下一步工作是研究防氧化与腐蚀的金属和陶瓷涂层。在采用冷却技术方面，目前代表涡轴发动机最高水平的第四代涡轴发动机T800-LHT-800和MTR390，其燃气发生器涡轮分别采用了2级气冷单晶叶片和单级跨音速气冷叶片。由此可以看出，在大功率涡轴发动机如(T700和RTM322)上应用的气冷涡轮叶片已开始应用于中等功率的涡轴发动机涡轮设计上，使涡轮进口温度提高到1480K以上。但由于涡轴发动机发出的功率相对较小，所需空气流量小，而其进口气流轴向速度与大型发动机相差不大，所以流道截面积相应较小，导致动静叶片长度短。这就给涡轮使用气冷叶片带来了一定难度。目前，国外正在进行径向气冷涡轮的预研。与轴流涡轮相比，径向涡轮的冷却气流量和泄露量较小，效率高，且尺寸适合小型燃气涡轮发动机。 （4）高速转子动力学 对于转子轴系同心、功率输出轴前出的涡轴发动机，其功率涡轮轴必然穿过燃气发生器转子内腔伸到发动机前面，所以功率涡轮轴支承间跨度长，轴径小。早期的涡轮轴发动机(如T53发动机)增压比较小，转速较低，其功率涡轮轴仍在亚临界状态工作，而现代高转速增压比的中、小涡轮轴发动机，其转子轴系的工作转速很可能接近临界转速或在临界转速之上，有的甚至过三阶临界转速。在发动机转速很高的情况下要求转子振幅小，就使得转子动力学问题十分棘手，往往不得不采用超临界转子支承系统，使转子支承系统在以支承振动为主的刚体振型各阶临界转速以上以及转子轴线实质性弯曲变形的临界转速以下平稳地工作。转子支承方案的合理选择、转子轴向尺寸的严格控制、弹性支承与阻尼器的正确采用以及材料的合理选用等都直接影响转子支承系统的动力学特性。 （5）粒子分离器 由于直升机经常在起落条件恶劣的场地使用，在超低空飞行和悬停时旋翼容易吸起大量尘土、碎石。这些杂物吸入发动机轻则腐蚀压气机，造成性能衰减或压气机喘振裕度降低以至提前返修，重则打坏叶片，损坏发动机酿成飞行事故。因此，为保证涡轴发动机安全可靠工作，必须采用进气净化装置。进气净化装置可分为两种类型：阻拦式过滤器和惯性式粒子分离器。由于阻拦式过滤器的分离效率低且设备能量损失大，因而已被更适合涡轴发动机进气除尘的惯性式粒子分离器所代替。目前的惯性类型的粒子分离器已经由早期的作为发动机整体的一个部件(如"黑鹰"直升机上的T700发动机)发展到直升机的外部，如AH-64阿帕奇的外部空气粒子分离器(EAPS)。试验证明：EAPS在能量损失低于3%的情况下，除砂效率超过90%，更能体现当前对粒子分离器的设计要求：在满足特定的最低飞机性能的基础上尽量提高分离技术水平。而第四代涡轴发动机T800则采用一个整体的、但可分开的进气粒子分离器，它的分离效率在工业上是最高的。在试验台上用C级细砂试验证明分离效率高达97%。 （6）红外抑制器 二十世纪光电子学迅猛发展，研制的红外成像技术能在很远的距离内识别目标，即通过跟踪飞机发出的红外信号来摧毁飞机，这就使得红外抑制技术变得重要起来。发动机是直升机的最大红外辐射源，是红外导弹的最主要跟踪目标。因此，需要在发动机上安装红外抑制器来降低发动机热部件温度和排气热流温度。例如，在尾喷口采用隔热护挡板，以遮挡或屏蔽红外辐射，采用异形尾喷管，改变红外波长，使红外探测器失谐；采用喷气滤波，改变其辐射波长；采用非圆截面的二元喷管，从而滤除90%的红外辐射。目前，红外抑制器主要是利用引射原理引射周围冷空气掺入高温尾焰并冲淡二氧化碳浓度以达到大幅度减少排气尾焰红外辐射的目的。美国AH-64武装直升机上装的是红外散热片、三个矩形引射器的抑制装置，安装这种抑制装置后，同用冷却风扇冷却发动机热源相比，飞机重量减少182kg，垂直爬高速度增加76m/min，红外信号只有无抑制装置红外信号的6%，而排气热流红外信号为未抑制的10%。应用与影响： 涡轴/涡桨发动机有包括轻型攻击/反坦克直升机、专用武装直升机、战术运输机、反潜攻击机、边防巡逻机、轻型攻击机、初级教练机等。
关于流体动力学中空气加速管道设计的问题
如果气流速度非常高，达到音速，就是一个拉瓦尔喷管。但从左面的加料装置看，这是一个典型的喷射泵。气体流量是恒定的（S1V1=S2V2)，在过流面积减小的地方，流速必然升高。同时按照柏努力方程，气体流速升高时，压力必然下降，所以在收敛段，气体压力很低（低于大气压），会从左面的料仓中吸取散装物料。气流与物料到达扩散段，流速下降，回复正常气压，同时气体形成紊流，气体和物料充分搅拌，混合均匀。按照各处直径，可以大致计算各处气流的速度和压力。
孔板与文丘里管对比怎样，哪个好有相关这方面的大神嘛
之前在宏沛仪表网站看了一些测控仪表知识， 孔板与文丘里管两者都是恒截面变压差的流量计。 比较的话前者孔板流量计在缩脉处速度最大，流体的压力降至最低，结构简单，但阻力损失大。 后者文丘里流量计，是在孔板流量计的基础上，用一段渐缩渐扩的短管代替孔板，结构简单，阻力损失小，但造价高。 使用的话，建议还是根据需要的环境等方面因素考虑。暂时就这些！
