喷管实验台

喷管实验台
喷管实验台

喷管实验台

一、用途和特点

本实验台主要用于《工程热力学》教学中“喷管临界状态的观察”实验。

1.可方便地装上渐缩喷管或缩放喷管,观察气流沿喷管各截面的压力变化。

2.可在各种不同工况下(初压不变,改变背压),观察压力曲线的变化和流量的变化,从中着重观察临界压力和最大流量现象。

3.除供定性观察外,还可作初步的定量实验。压力测量采用精密真空表,精度0.4级。流量测量采用低雷诺数锥形孔板流量计,适用的流量范围宽,可从流量接近为零到喷管的最大流量,精度优于2级。

4.采用真空泵为动力,大气为气源。具有初压初温稳定,操作安全,功耗和噪声较小,试验气流不受压缩机械的污染等优点。喷管用有机玻璃制作,形象直观。

5.采用一台真空泵,可同时带两台实验台对配给的渐缩、缩放喷管做全工况观测。因装卸喷管方便,本实验台还可用作其他各种流道喷管和扩压管的实验。

二、设备结构

整个实验装置包括实验台、真空泵。

实验台由进气管、孔板流量计、喷管、测压探针真空表及其移动机构、调节阀、真空罐等几部分组成,见图1。

图1喷管实验台

1.进气管

2. 空气吸气口

3. 孔板流量计

4. U形管压差计

5. 喷管

6.三轮支架

7. 测压探压针 8.可移动真空表 9. 手轮螺杆机构 10.背压真空表 11.背压

用调节阀12. 真空罐13. 软管接头

进气管(1)为ф57×3.5无缝钢管,内径ф50。.空气吸气口(2)进入进气管,流过孔板流量计(3)。孔板孔径ф7,采用角接环室取压。流量的大小可从U形管压差计(4)读出。喷管(5)用有机玻璃制成。配给渐缩喷管和缩放喷管各一只,见图2、3。根据实验的要求,可松开夹持法兰上的固紧螺丝,向左推开进气管的三轮支架(6),更换所需的喷管。喷管各截面上的压力是由插入喷管内的测压探压针(7)(外径ф1.2)连至“可移动真空表”(8)测得,它们的移动通过手轮~螺杆机构(9)实现。由于喷管是透明的,测压探针上的测压孔(ф0.5)在喷管内的位置可从喷管外部看出,也可从装在“可移动真空表”下方的针在“喷管轴向坐标板”(在图中未画出)上所指的位置来确定。喷管的排气管上还装有“背压真空表”背压用调节阀(11)调节。真空罐(12)直径ф400,起稳定压的作用。罐的底部有排污口,供必要时排除积水和污物之用。为减小震动,真空罐与真空泵之间用软管(13)连接。

在实验中必须测量四个变量,即测压孔在喷管内的不同截面位置x、气流在该截面上的压力p、背压p b、流量m,这些量可分别用位移指针的位置、可移动真空表、背压真空表以及U形管压差计的读数来显示。

本实验台配套的仪器设备选型如下:

真空泵: 5110型排气量3200升/分

三、使用说明

1.实验的内容和方法。图2、图3缩放喷管的压力曲线和流量曲线。

虚线表示理想气流,实线表示实际气流。先介绍理想曲线,然后简要说明实际曲线偏离理想曲线的主要现象和原因。

首先是由于气流有粘性摩擦,在壁面附近形成边界层。随着流程x的延长,边界层厚度加厚,减小了实际流通面积。所以,实际流量总是小于理论流量,边界层还使压力的分布发生一些变化。

对于渐缩喷管的超临界工况(p b

图2、缩放喷管的压力曲线

图3缩放喷管的流量曲线

对于p a

对于p b>p t工况,流量系数明显下降。在图2上可见,f点下移,d点上移。

其次,气流中含有水分,当气流在缩放喷管中具备深度膨胀的条件,由于温度急剧降低,水分将凝结,放出潜热加热气流,使压力曲线形成一个小的突跃。

另外,喷管流道在加工时不可避免地会有一些误差(控制在公差范围内,未标

公差的尺寸,按7级精度公差)。喷管在使用一段时间后会附着一层污垢(可根据

情况,定期清洗),由于流道尺寸的变化,势必引起压力分布和流量的变化。

2.在进行定量实验时,必须测量喷管的初压p 1和初温t 1(因进气管中气流速度很低,在最大流量时其数量级为1m/s ,可近似认为p 1、t 1即是气流的总压和总温)。这两个参数可通过对大气状态的测量得出。气压计和温度计请用户自备。初温t 1等于大气温t a ,但初压p 1将略低于大气压力p a ,流量越大,低得越多一些。这主要是由于在进气管中装了测量流量的孔板,气体流过孔板将有压力损失。

根据经验公式的计算和实测,气体流过本实验台孔板装置的压力损失(p a —p 1)约为角接取压U 形压差计读数Δp 的97%。因此,喷管的初压可按

p 1= p a -0.97Δp 计算。

对于教学实验来说,已足够准确。为不嫌麻烦,也可以直接利用进气管上予留的测压管口接上U 形压差计进行实测。

根据上式,喷管的一个重要特征参数p c = 0.528p 1,它在真空表上的读数应为:

p c ′(真空度)=0.472p a +0.51Δp

在计算时注意采用相同的压力单位。

孔板流量计流量的计算公式为

m=1.373×10-4?P εβγ [kg/s]

式中:ε——流速膨胀系数 ε=1-2.873×10-2 a P ?P

β——气态修正系数 β=0.538

2.273+P a a t

γ——几何修正系数(标定)

Δp ——U 形压差计读数[mmH 2O] p a —大气压力[mbar]

t a —大气温度[℃]

如p 1的单位采用[mmHg] ε、β公式应改为:

ε=1-2.155×10-2 a P ?P

β=0.6212.273+P a a

t

在安装孔板时,应将圆锥孔朝向气流上游,圆柱孔朝向下游,不可装反。

3.实验装置必须保持各动、静密封面,特别是各真空表的密封,否则有可能达不到实验所要求的真空度,更严重的是将使测数据失真。喷管的两个端面要妥善保护,不使碰伤。在端面完好无损的情况下,更换喷管时,先把测压探针移至最右方,然后松开螺丝,沿着轴向平行地向左推开进气管的三轮支架,注意不要碰坏测压探针。

4.由于测压探针内径较小,测压的时滞现象比较严重。当以不同的速度摇动手轮时,画出的压力曲线将不重合,顺摇和逆摇相差更大。因此为了量取准确的压力值,摇动手轮必须足够地慢。

实验台有两只背压调节阀,装在不同的位置。型号规格虽同,但调节性能各异。装在真空罐进口的调节阀反应比较灵敏。利用它背压可迅速调到给定值。当实验台两台以上并联使用时,用它调节,可以减小相互间的干扰。装在真空罐出口的调节阀,反应比较迟钝,当背压要求缓慢而均匀地改变,利用它比较方便。

5.实验台出厂时配给图4、图5所示的渐缩喷管和缩放喷管各一只。

图4 渐缩喷管图5 缩放喷管

这里不妨介绍一下在设计这两只喷管的线形和尺寸时的一些基本考虑。渐缩喷管着重考虑能比较准确和清晰地读取临界压力p c,这要求喷管出口的气流为均匀的一维流,为此流道采用了维托辛斯基型线。缩放喷管着重考虑对扩大段气流特性的观察,这是区别于渐缩喷管的特征所在。为此,扩大段的相对长度设计得长些,这是原因之一。为了加工方便,采用简单的圆锥形。

另外,还考虑到用一台1401型真空泵能同时带两台实验台对渐缩喷管和缩放喷管作全工况观测。所谓全工况,渐缩喷管是指p b=p c,即超临界、临界、亚临界的三种工况,缩放喷管是指p c=p d,即超设计、设计、亚设计等多种工况(参看第1点的说明)。要满足全工况观测,关键在于当两台都以最大流量m m ax运行时,背

压还能达到足够高的真空度(p b

虽然我们实现了上述“一泵带两台”,仍能满足全工况观测。但应指出,因真空泵的抽气速率毕竟有限,当一台在、也仅仅在亚临界工况(渐缩喷管p b>p c,缩放喷管p b>p t,共同的特点是m

a.两组同时都做流量曲线实验,反正工况需要改变,不怕对方干扰。

b.两组同时都做压力曲线实验。当本组处在亚临界工况需要调节时,予先通知一下对方,让他们在给定工况下画完一条压力曲线后,本组才进行调节。最好同时调节。

6.本实验台各种仪器设备的使用方法和注意事项,详见各自的说明书。

这里只着重指出一点,真空泵在停机前,先关闭真空罐出口的调节阀,让真空罐充气。关停真空泵后,立即打开此阀(真空泵上装有充气阀的还可打开充气阀),让真空泵充气。这样做,一方面防止真空泵回抽,以免损坏用非耐油橡胶制成的减震软管。另方面有利于真空泵下次的启动。

二维超音速喷管型线设计仿真研究_刘晓东

*基金项目:西北工业大学基础研究基金(JC201141);新世纪优秀人才支持计划(NCET-10-0078)收稿日期:2014-03-06 陕西 西安 710072 刘晓东高丽敏李永增/西北工业大学 中图分类号:V211.754文献标志码:A 文章编号:1006-8155(2014)04-0025-06Design and Numerical Simulation on the Two-Dimensional Supersonic Nozzle Profile Liu Xiaodong,Gao Limin,Li Yongzeng/Northwestern Polytechnical University Abstract:In this paper,the research results about numerical simulation on the flow field of four classic convergent curves are gained by computational software FLUENT,which provides basis for selecting a kind of optimal curve to design the supersonic nozzle convergent profile. Based on the theory of characteristics line, the curve of supersonic nozzle expansion is designed with analytical method.Finally,comparing total pressure recovery coefficient and uniformity of flow field parameters, the angle of expansion curve and nozzle length are confirmed.The results show that exit velocity of the supersonic nozzle achieves the design requirements for Mach number and uniformity when Bipartite Cubic is the method of the contraction profile and the angle of expansion profile is 3.5°.Key words: two-dimension nozzle; characteristics theory;numerical simulation 0引言 在各类空气动力学研究中,风洞是 试验研究的重要设备,而喷管则是风洞构成的主要部件之一。其主要作用是使气流等熵膨胀加速,保证在试验段获得设计马赫数下的均匀流场。对于喷管型线的设计,很多学者已经进行了相关研究:何霖、易仕和[1] 等人基于特征线理论, 对目标马赫数为3.8的超音速喷管完成了设计,得到了满意的流场分布;王海涛、席德科[2]等人针对气流粉碎机上超音速喷管的使用特点,根据超音速风洞喷管设计的一般原理以及三元特征线理论和附面层修正的理论提出了一种实用的三元轴对称超音速喷管的设计方法;陈鑫、钟兢军[3]等人在矩形叶栅风洞设计过程中,分析了不同收缩段及不同长度的流场分布,得到了满足实验室要求较为理想的收缩段型线;李记东[4]通过求解特 Abstract ■摘要:采用计算软件FLUENT ,对四种经典收缩段型线下的流场特性进行数值模拟,为选择超声速风洞收缩段的型线提供依据。基于特征线理论,利用解析法完成超音速喷管膨胀段型线设计,通过分析总压恢复系数及均匀度等流场参数,确定型线膨胀角角度及喷管长度。结果表明,收缩段型线选用双三次曲线,膨胀角度3.5°的情况下,超音速喷管出口达到了设计要求马赫数,并获得了较好的气流品质。■关键词:二维喷管;特征线理论;数值仿真

喷管流动特性与管道截面变化规律的关系

喷管流动特性与管道截面变化规律的关系 摘要:针对管内流动规律的一般应用中存在的问题,着重讨论了喷管内工质流动特性与管道截面变化规律的关系,从而更准确更完整地反映了喷管内工质流动规律。 关键词:喷管;流动特性;变化规律 通常在研究喷管内工质流动特性时,只着重于对喷管外形的确定,所以总是以状态参数变化为前提,去探讨工质流动截面(即管道截面)的相应变化。这时由可逆绝热流动的基本方程组,即连续性方程、能量方程和过程方程,整理出如下两个关系式: 很明显,式(1)、(2)反映了工质流速c、压力P、截面A之间的变化关系。从数学角度而言,这几个量是可以互为变化前提的。但对具体的管内流动来说,究竟谁是其中的决定性因素,从而控制着(导致)其它两个量的相应变化,这自然是一个非常重要的问题。但这一问题在很多文献[1~3]中并无明确地阐述。 显然,要揭示清楚喷管内工质的流动规律,必须揭示清楚上式中各个量的决定与被决定关系,不然问题的实质就不会充分地显现出来,所得结论也是不完整的,也就无法满足实际应用的需要。特别是个别文献还错误地强调了这种关系,从而让人产生各种疑惑甚至是误解。这也是许多人在学习了喷管内流动特性之后,对一些管内流动现象还仍然解释不清,甚至出现概念上的错误的根本原因。 1对喷管内流动特性与管道截面变化规律关系的分析 任何一种流动都是在一定的外部条件作用下产生的。随流动条件的不同,管内流动现象才是多种多样的。就喷管流动而言,其流动条件应包括如下两个方面:(一)力学条件:即喷管前后的压差;(二)几何条件:即喷管长度L和喷管流动方向(设为x方向)的截面变化规律A=f(x)。 工质降压升速、升压减速等流动特性,即工质压力P、比容v、流速c包括流动截面A的相互变化关系,应属流体自身属性,这种属性不会自发地表现出来,它是从属于流动的外部条件而存在的。这里的力学条件是工质流动和膨胀的动力,几何条件是工质连续降压增速的保证。在流动产生前和流动过程中,其力学条件和几何条件都是客观的,两者共同确定了相应的流动特性,缺一不可。比如,即使在力学条件完全具备的情况下,若没有几何条件的保证,流体降压升速等属性也不会自发地表现出来。对此还可以用一个简单的例子来加以说明:设流动的 力学条件为初压P 1与背压P b ,在流动产生之前,只有P 1 、P b 是客观存在的,P 1 与P b 之间的其它压力以及其它参数都不是客观的。只有在流动产生之后才在各

航空发动机隐身性之尾喷管技术分析

航空发动机隐身性之尾喷管技术分析 邱朝 (飞行器动力工程西安航空学院阎良10021) 摘要:随着航空科技的不断发展和未来战场的需求,对于飞机的各种性能也要求的越来越高,本文主要针对于航空发动机隐身方面的技术分析,通过对比国内外航空发动机隐身的原理和方法,从而对未来航空发动机隐身技术发展的方向做出了一个准确的推测。 Analysis of stealthy technology for aeroengine and exhuast nozzle Abstract:company with aero-technology constantly congress and fultural battlefield.It’s advanced require for a kind of airplane’s performance.The acticle mainly point the aspect in which stealthy technology analysis of aeroengine.Passed by comparing with home and abroad aeroengine stealthy priciple and method.Thus make a accurate prediction about aeroengine stealthy technology direction of development. 前言: 飞机隐身技术是指以减小飞机的电、光、声等可探测特征,来提高其突防和生存能力的一种技术。美国第一批采用隐身技术的B-1B战略轰炸机与老式B_52相比,速度提高两倍,载弹量增加5000,但其雷达反射面积仅为其100,不到1平方米。而随后研制的B-2轰炸机,其探测特性只有百万分之一的数量级,在雷达光屏上的反映,只相当于一个飞行中的蜂鸟,因而具有很强的突防、作战和生存能力。发展发动机隐身技术是实现飞机隐身的重要一环,其内容函盖减小发动机可观察部件的探测反射特征、降噪和红外抑制技术,而对于尾喷管的改造则能很大程度上改善整体发动机的隐身性能。 1尾喷管的作用和类型 在涡轮风扇发动机上,喷管的主要作用是使发动机排出的燃气继续膨胀,

喷管特性实验

实验3 喷管特性实验 一、 实验目的 (1)巩固和验证有关气体在喷管内流动的基本理论,掌握气流在喷管中流速、流量、压力的变化规律。 (2)测定不同工况下,气流在喷管内流量m 的变化,绘制流量曲线。 (3)测定不同工况时,气流沿喷管各截面(轴相位置X )的压力变化情况,绘制1 p p X x - 关系曲线。 二、实验装置 三、实验原理 1.喷管中气流的基本原理 由连续方程、能量方程和状态方程结合声速公式KPV a =得: c dc M A dA ? ?? ? ?-=12 马赫数M=c/a 显然,要使喷管中气流加速,当M<1时,喷管应为渐缩型(dA<0);当气流M>1时,喷管应为渐扩型(dA>0)。 2.气体流动的临界概念 喷管中气流的特征是dp<0,dc>0,dv>0,三者之间互相制约。当某一截面的速度达到当地音速时,气流处于从亚音速变为超音速的转折点,通常称为临界状态。 临界压力比112-? ?? ??+=K K K ν ,对于空气,ν=0.528 当渐缩喷管出口处气流速度达到音速或缩放喷管喉部达到音速时,通过喷管的气体流量便达到了最大值,或成临界流量。可由下式确定: 图1 喷管实验装置系统 1. 实验段(喷管); 2. 孔板; 3. 探针移动机构; 4. 孔板压差计 5. 调节阀; 6. 真空泵; 7. 风道入口; 8. 背压真空表; 9. 探针连通的真空表; 10. 稳压罐 11. 调节阀 12. 实验台支架

1112 1212m i n m a x V P K K K K A m ?-?? ? ??++= 式中: min A —最小截面积(对于渐缩喷管即为出口处的流通截面积;对于缩放喷管即为喉部的面积。本实验台的两种喷管 最小截面积均为11.44)。 3.气体在喷管中的流动 (1)渐缩喷管 渐缩喷管因受几何条件(dA<0)的限制。有公式可知:气体流速只能等于或低于音速(a C ≤);出口截面的压 力只能高于或等于临界压力(c P P ≥2);通过喷管的流量只能等于或小于最大流量(max m m =)。 (2)缩放喷管 缩放喷管的喉部dA=0,因而气流可达到音速(c=a );扩大段dA>0,出口截面处的流速可超音速(c>a ),其压力可低于临界压力(P2

拉法尔喷管

1、临界状态 在一个恰当的压强比下,气流在收缩段内加速,至喉部马赫数 ,然后在扩张段内减速,至出口,且,这种流动状态称为拉伐尔尾喷管的临界状态。气流的静压沿喷管轴线的变化如图 7.12 中的曲线所示。临界状态的特点是: ,,(完全膨胀),喷管内无激波,如果不计 摩擦,管内的整个流动可视为等熵流动。记临界状态下的压强比为,可 见当时,尾喷管的流动为临界状态。临界状态下的有关参数计算如下: 喷管出口马赫数:由面积比公式( 7.16a )可计算得到,即 () 出口静压与进口总压之比 由于 ( 7.17 ) 所以是面积比的函数。 通过尾喷管的质量流量

( 7.18 )2.亚临界状态 尾喷管内的流动全部为亚声速时,称为亚临界状态。例如当 时,整个喷管内无流动,静压等于总压且沿尾喷管不变,如图 7.12 中的平行于轴的直线所示,这是亚临界状态的一种极限情况。 当时,气流在喷管收缩段内加速,至喉部仍然是,之后 在扩张管内减速,至出口,,如图 7.12 中的曲线 a 属于亚临界的流动状态。 因此亚临界状态的特点是:,,,气流在喷管内得到完全膨胀,整个喷管为亚声速流动。亚临界状态的有关参数计算如下:出口马赫数可按下式计算: 出口静压 通过喷管的流量 ( 7.19 )3.超临界状态

当时,尾喷管内的流动称为超临界状态。气流在喷管收缩段加 速,至喉部,之后在扩张管内的流动根据的大小不同可能有如下几种情况: (1)气流在扩张管内继续加速,至出口,同时气流在喷管出口达到完 全膨胀,,整个扩张管内无激波,出口外也无激波和膨胀波,静压沿喷 管的变化如图 7.12 中的曲线所示。这种情况即是所谓的设计状态,记该状 态下的压强比,可见当时,尾喷管的流动为超临界状态,且气流在喷管出口达到完全膨胀。 其特点是:,,,因此喷管出口的马赫数可用等熵面积比公式(7.16a)计算,即 () 出口静压: ( 7.20 ) 通过喷管的流量:由于,所以流量达到最大值,仍可用式( 7.18 )计算 (2)当时,气流在扩张段加速直到出口的,气流在喷 管内没有得到完全膨胀,即,因此超声速气流在喷管出口产生膨胀波束。在这个压强比范围内,反压的变化不会影响喷管内的流动,因为外界的扰动是以声速传播的,而喷管出口为超声速流动。其流动特点为

拉伐尔喷管的设计

拉伐尔喷管的设计 Prepared on 24 November 2020

拉伐尔喷管的设计 摘 要:本文针对拉伐尔喷管的几何条件和力学条件进行了推导。建立了喷管截面积变化与流速、压强、密度、温度等流动性能参数间的关系,分析了喷管出口截面下游的外界反压对拉伐尔喷管工作过程的影响。推导建立了拉伐尔喷管主要性能参数的计算方法。针对实际流动损失的存在,为得到喷管的实际流动性能,对理论性能参数提出了修正方法。本文研究内容为拉伐尔喷管的设计提供依据。 关键词:变截面;力学条件;性能参数;流动损失 1.引言 拉伐尔喷管是火箭发动机和航空发动机最常用的构件,由两个锥形管构成,如图1所示,其中一个为收缩管,另一个为扩张管。拉瓦尔喷管是推力室的重要组成部分。喷管的前半部是由大变小向中间收缩至喷管喉部。喉部之后又由小变大向外扩张。燃烧室中的气体受高压流入喷嘴的前半部,穿过喉部后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化,使气流从亚音速到音速,直至加速至超音速。所以,人们把这种喷管叫跨音速喷管。瑞典工程师De Laval 在1883年首先将它用于高速,现在这种喷管广泛应用于喷气发动机和火箭发动机。 图1 拉伐尔喷管结构图 2.拉伐尔喷管的几何条件 2.1变截面一维定常等熵流动 在变截面一维定常流动中只考虑截面积变化这一种驱动势,忽略摩擦、传热、重力等其他驱动势,因此流动是绝热无摩擦的,即等熵流动,变截面定常等熵流动模型如图2所示。 变截面一维定常等熵流动的控制方程组为: Const m VA ρ== (1) 0dp VdV ρ+= (2) 2102d h V ? ?+= ?? ? (3) 2.2截面积变化对流动特性的影响 管道的形状变化可以用截面积变化dA 来表示。 图2 变截面一维定常等熵流动 模型

减压器特性实验指导书

减压器特性实验 1 实验目的 (1)深入了解减压器工作原理及其工作特性。 (2)研究减压器的静态特性,掌握测定减压器静态特性的方法,掌握减压器静态特性的一般规律。 (3)了解减压器的过渡过程压力曲线测定方法,增加对减压器动态特性的感性认识。 2 实验背景 2.1减压器的应用 减压器不仅广泛应用于油、气工业、化工行业、能源工业、基础设施建设等行业,在航空航天领域也发挥着重要作用。在航天行业中,减压器可应用于地面设备(包括地面试验设备)、导弹/运载火箭和卫星航天器。具体而言,减压器可用于: (1)地面试验吹除系统。受系统工作压力的限制,此类减压器出口压力较低,精度要求也不是很高,但质量流量大,要求有较好的启动稳定性。 (2)地面试验或弹箭体供气系统。对于使用气体推进剂的地面发动机试验系统或弹箭体而言,其供气系统中都必须使用到减压器,以保证稳定的压力和流量供应,对减压器的精度!动态特性要求较高。 (3)地面试验或弹箭体液体推进剂输运系统。减压器为推进剂储箱提供恒定的压力,进而为发动机提供需要的推进剂,其出口压力影响到发动机的工作状态,直接关系到整个系统推进剂供应的准确性与安全性,是影响整个发动机推力稳定性的一个重要因素,因此对减压器精度要求较高。 (4)航天器的姿态和轨道控制。在卫星、探空火箭、宇航控制系统、空间站对接操纵系统中以及弹体姿态控制系统中的的冷气推进系统中,减压器出口的气体直接送至喷管进行姿态或轨道控制,具有开启次数频繁,流量变化大的特点,对动态特性、工作范围、控制精度、可靠性和寿命都有较高的要求。 (5)提供基准压力或控制其它调节器。利用减压器出口压力稳定的特点,

拉伐尔喷管的设计

拉伐尔喷管的设计 摘要:本文针对拉伐尔喷管的几何条件和力学条件进行了推导。建立了喷管截面积变化及流速、压强、密度、温度等流动性能参数间的关系,分析了喷管出口截面下游的外界反压对拉伐尔喷管工作过程的影响。推导建立了拉伐尔喷管主要性能参数的计算方法。针对实际流动损失的存在,为得到喷管的实际流动性能,对理论性能参数提出了修正方法。本文研究内容为拉伐尔喷管的设计提供依据。 关键词:变截面;力学条件;性能参数;流动损失 1.引言 拉伐尔喷管是火箭发动机和航空发动机最常用的构件,由两个锥形管构成,如图1所示,其中一个为收缩管,另一个为扩张管。拉瓦尔喷管是推力室的重要组成部分。喷管的前半部是由大变小向中间收缩至喷管喉部。喉部之后又由小变大向外扩张。燃烧室中的气体受高压流入喷嘴的前半部,穿过喉部后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化,使气流从亚音速到音速,直至加速至超音速。所以,人们把这种喷管叫跨音速喷管。瑞典工程师De Laval在1883年首先将它用于高速汽轮机,现在这种喷管广泛应用于喷气发动机和火箭发动机。 图1 拉伐尔喷管结构图 2.拉伐尔喷管的几何条件 2.1变截面一维定常等熵流动 在变截面一维定常流动中只考虑截面积变化这一种驱动势,忽略摩擦、传热、重力等其他驱动势,因此流动是绝热无摩擦的,即等熵流动,变截面定常等熵流动模型如图2所示。

变截面一维定常等熵流动的控制方程组为: (1) (2) (3) 2.2截面积变化对流动特性的影响 管道的形状变化可以用截面积变化dA 来表示。 (a) 截面积变化对流速的影响 对连续方程(1)取对数微分,得 (4) 将(2)两边同除以,得 (5) 由声速公式及马赫数定义,得 (6) 这就是截面积变化及流速变化之间的关系。 (b) 截面积变化对压强的影响 将(2)代入(6),由理想声速公式得到 (7) (c) 截面积变化对密度、温度、声速、马赫数的影响 联立(4)式及(6)式,消去速度项,得 (8) 控制体 p +dp dx ρ+d ρ V +dV T +dT A +dA p T A 图2 变截面一维定常等熵流动模型

热工学实验

实验十 渐缩(缩放)喷管内压力分布和流量测定 一、实验目的 1.验证并加深对喷管中的气流基本规律的理解,树立临界压力,临界流速,最大流量等喷管临界参数的概念,把理性认识和感性认识结合起来。 2.对喷管中气流的实际复杂过程有概略的了解。 3.通过渐缩喷管气流特性的观测,要明确:在渐缩喷管中压力不可能低于临界压力,流速不可能高于音速,流量仍不能大于最大流量。 4.根据实验条件,计算喷管(最大)流量的理论值,并与实侧值进行对比。 二、实验设备 本设备由2x 型真空泵,PG -Ⅲ型喷管(见图10-1)和计算机(控制与显示设备)构成。由于真空泵的抽吸,空气自吸气口2进入进气管1,流过孔板流量计3,流量的大小可以从U 型管压差计4读出。喷管5用有机玻璃制成,有渐缩、缩放两种型式(见图10-2、10-3),可根据实验要求,松开夹持法兰上的螺丝,向右推开进气管的三轮支架6,更换所需的喷管。喷管各截面上的压力是由插在其中,外径0.2mm 的测压探针连至可移动真空表8测得,探针的顶封死,中段开有测压小孔,摇动手轮——螺杆机构9,即可移动探针,从而改变测压小孔在喷管中的位置,实现对喷管不同截面的压力测量。在喷管的排气管上装有背压真空表10,排气管的下方为真空罐12,起稳定背压的作用,背压的高低用调节阀11调节。罐前的调节阀用作急速调节,罐后的调节阀作缓慢调节,为减少震动,真空罐与真空泵之间用软管13连接。 在实验中必须观测四个变量:(1)测压孔所在截面至喷管进口的距离x ;(2)气流在该截面上压力P ;(3)背压P b ;(4)流量m 。这些变量除可分别用位移指针的位置、移动真空表,背压真空表及 U 形管压差计的读数来显示读出外,还可分别用位移电位器、负压传感器、压差传感器把它们转换为电信号,由计算机显示并绘出实验曲线。位移电位器将在螺杆之旁,它实际上是一只滑杆变阻器。负压传感器和压差传感器分别装在真空表和U 形管压差计附近,其内部结构为一直流电桥,压力和压差改变时将改变电桥中两臂的电阻,从而获得电桥的不平衡电压输出。为了使这些传感器可靠而稳定地工作,都由直流稳压电源供电。 三、实验原理 1.喷管中气流的基本规律 气流在喷管中稳定流动后,喷管任何截面上的质量流量m 均相等,有连续性方程: M= 2 2 21 1 1C A C A AC υυυ = = =定值,[kg/s] (10-1) 式中:A —— 截面积[m 2] C —— 气体流速[m/ s] υ —— 气体比容[m 3/kg] 下标1—— 喷管进口 下标2——喷管出口 气体在喷管中作绝热膨胀,C 1<C 2,工质为理想流体时,喷管的理论流量可按下式计算: ])()[(121 1 22 12112 2 2 2k k k p p p p p k k A C A m +-?-== υυ (10-2) 式中: k —— 绝热指数,对于空气k=1.4 P 1 —— 喷管进口压力(初压) [N/ m 2] P 2 —— 喷管出口压力 [N/ m 2] 喷管中气体状态参数P 、υ和流动参数C 的变化规律和流通截面积A 的变化以及喷管

喷管特性实验 (2)

喷管特性实验 一、实验目的 1、验证喷管中气流的基本规律,加深对临界压力、临界流速与最大流量等喷管临界参数的理解。 2、比较熟练地掌握压力、压差及流量的测量方法。 3、重要概念1的理解:应明确在渐缩喷管中,其出口处的压力不可能低于临界压力,流速不可能高于音速,流量不可能大于最大流量。 4、重要概念2的理解:应明确在缩放喷管中,其出口处的压力可以低于临界压力,流速可高于音速,而流量不可能大于最大流量。 二、实验装置 整个实验装置包括实验台、真空泵(规格为1401型,排气量3200L/min)。实验台由进气管、孔板流量计、喷管、测压探针、真空表及其移动机构、调节阀、真空罐等几部分组成,如图6-4所示。 图6-4 喷管实验台 1-进气管;2-空气吸气口;3-孔板流量计;4-U形管压差计;5-喷管; 6-三轮支架;7- 测压探针; 8-可移动真空表; 9-位移螺杆机构及位移传感器; 10-背压真空表;11-背压用调节阀;12-真空罐;13-软管接头;14-仪表箱;15-差压传感器;16-被压传感器;17-移动压力传感器 进气管为φ57×3、5无缝钢管,内径φ50。空气从吸气口入进气管,流过孔板流量计。孔板孔径φ7,采用角接环室取压。流量的大小可从U形管压差计或微压

传感器读出。喷管用有机玻璃制成,配有渐缩喷管与缩放喷管各一只。根据实验的要求,可松开夹持法兰上的固紧螺丝,向左推开进气管的三轮支架,更换所需的喷管。喷管各截面上的压力就是由插入喷管内的测压探针(外径φ1、2)连至“可移动真空表”测得,由于喷管就是透明的,测压探针上的测压孔(φ0、5)在喷管内的位置可从喷管外部瞧出,它们的移动通过螺杆机构移动,标尺或位移传感器实现测量读数。喷管的排气管上还装有“背压真空表”,其压力大小用背压调节阀进行调节。真空罐直径φ400,起稳定压力的作用。罐的底部有排污口,供必要时排除积水与污物之用。为减小震动,真空罐与真空泵之间用软管连接。 在实验中必须测量四个变量,即测压孔在喷管内的不同截面位置X 、气流在该截面上的压力P 、背压P b 、流量m,这些量可分别用位移指针的位置、可移动真空 表、背压真空表以及U 形管压差计的读数来显示。 实验装置特点: 1、可方便地装上渐缩喷管或缩放喷管,观察气流沿喷管各截面的压力变化。 2、可在各种不同工况下(初压不变,改变背压),观察压力曲线的变化与流量的变化,从中着重观察临界压力与最大流量现象。 3、除供定性观察外,还可作初步的定量实验。压力测量采用精密真空表,精度0、4级。流量测量采用低雷诺数锥形孔板流量计,适用的流量范围宽,可从流量接近为零到喷管的最大流量,精度优于2级。 4、采用真空泵为动力,大气为气源。具有初压初温稳定,操作安全,功耗与噪声较小,试验气流不受压缩机械的污染等优点。喷管用有机玻璃制作,形象直观。 5、采用一台真空泵,可同时带两台实验台对配给的渐缩、缩放喷管做全工况观测。因装卸喷管方便,本实验台还可用作其她各种流道喷管与扩压管的实验。 三、实验原理 1、喷管中气流的基本规律 (1)由能量方程: 221dc dh dq += 及 dp dh dq ν-= 可得 cdc dp =-ν 可见,当气体流经喷管速度增加时,压力必然下降。 (2)由连续性方程: 有 及过程方程 常数=k p ν 常数=?=??????=?=?νννc A c A c A 222111c dc d A dA -=νν

喷管特性实验教学教材

喷管特性实验

喷管特性实验 一、实验目的 1.验证喷管中气流的基本规律,加深对临界压力、临界流速和最大流量等喷管临界参数的理解。 2.比较熟练地掌握压力、压差及流量的测量方法。 3.重要概念1的理解:应明确在渐缩喷管中,其出口处的压力不可能低于临界压力,流速不可能高于音速,流量不可能大于最大流量。 4.重要概念2的理解:应明确在缩放喷管中,其出口处的压力可以低于临界压力,流速可高于音速,而流量不可能大于最大流量。 二、实验装置 整个实验装置包括实验台、真空泵(规格为1401型,排气量3200L/min)。实验台由进气管、孔板流量计、喷管、测压探针、真空表及其移动机构、调节阀、真空罐等几部分组成,如图6-4所示。 图6-4 喷管实验台 1-进气管;2-空气吸气口;3-孔板流量计;4-U形管压差计;5-喷管; 6-三轮支架;7- 测压探针; 8-可移动真空表; 9-位移螺杆机构及位移传感器; 10-背压真空表;11-背压用调节阀;12-真空罐;13-软管接头;14-仪表箱;15-差压传感器;16-被压传感器;17-移动压力传感器 进气管为φ57×3.5无缝钢管,内径φ50。空气从吸气口入进气管,流过孔板流量计。孔板孔径φ7,采用角接环室取压。流量的大小可从U形管压差计或微

压传感器读出。喷管用有机玻璃制成,配有渐缩喷管和缩放喷管各一只。根据实验的要求,可松开夹持法兰上的固紧螺丝,向左推开进气管的三轮支架,更换所需的喷管。喷管各截面上的压力是由插入喷管内的测压探针(外径φ1.2)连至“可移动真空表”测得,由于喷管是透明的,测压探针上的测压孔(φ 0.5)在喷管内的位置可从喷管外部看出,它们的移动通过螺杆机构移动,标尺或位移传感器实现测量读数。喷管的排气管上还装有“背压真空表”,其压力大小用背压调节阀进行调节。真空罐直径φ400,起稳定压力的作用。罐的底部有排污口,供必要时排除积水和污物之用。为减小震动,真空罐与真空泵之间用软管连接。 在实验中必须测量四个变量,即测压孔在喷管内的不同截面位置X 、气流在该截面上的压力P 、背压P b 、流量m ,这些量可分别用位移指针的位置、可移动 真空表、背压真空表以及U 形管压差计的读数来显示。 实验装置特点: 1.可方便地装上渐缩喷管或缩放喷管,观察气流沿喷管各截面的压力变化。 2.可在各种不同工况下(初压不变,改变背压),观察压力曲线的变化和流量的变化,从中着重观察临界压力和最大流量现象。 3.除供定性观察外,还可作初步的定量实验。压力测量采用精密真空表,精度0.4级。流量测量采用低雷诺数锥形孔板流量计,适用的流量范围宽,可从流量接近为零到喷管的最大流量,精度优于2级。 4.采用真空泵为动力,大气为气源。具有初压初温稳定,操作安全,功耗和噪声较小,试验气流不受压缩机械的污染等优点。喷管用有机玻璃制作,形象直观。 5.采用一台真空泵,可同时带两台实验台对配给的渐缩、缩放喷管做全工况观测。因装卸喷管方便,本实验台还可用作其他各种流道喷管和扩压管的实验。 三、实验原理 1、喷管中气流的基本规律 (1)由能量方程: 221dc dh dq += 及 dp dh dq ν-= 可得 cdc dp =-ν 可见,当气体流经喷管速度增加时,压力必然下降。 (2)由连续性方程: 常数=?=??????=?=?ν ννc A c A c A 222111

拉伐尔喷管的设计

拉伐尔喷管的设计 摘 要:本文针对拉伐尔喷管的几何条件和力学条件进行了推导。建立了喷管截面积变化与流速、压强、密度、温度等流动性能参数间的关系,分析了喷管出口截面下游的外界反压对拉伐尔喷管工作过程的影响。推导建立了拉伐尔喷管主要性能参数的计算方法。针对实际流动损失的存在,为得到喷管的实际流动性能,对理论性能参数提出了修正方法。本文研究内容为拉伐尔喷管的设计提供依据。 关键词:变截面;力学条件;性能参数;流动损失 1.引言 拉伐尔喷管是火箭发动机和航空发动机最常用的构件,由两个锥形管构成,如图1所示,其中一个为收缩管,另一个为扩张管。拉瓦尔喷管是推力室的重要组成部分。喷管的前半部是由大变小向中间收缩至喷管喉部。喉部之后又由小变大向外扩张。燃烧室中的气体受高压流入喷嘴的前半部,穿过喉部后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化,使气流从亚音速到音速,直至加速至超音速。所以,人们把这种喷管叫跨音速喷管。瑞典工程师De Laval 在1883年首先将它用于高速汽轮机,现在这种喷管广泛应用于喷气发动机和火箭发动机。 图1 拉伐尔喷管结构图 2.拉伐尔喷管的几何条件 2.1变截面一维定常等熵流动 在变截面一维定常流动中只考虑截面积变化这一种驱动势,忽略摩擦、传热、重力等其他驱动势,因此流动是绝热无摩擦的,即等熵流动,变截面定常等熵流动模型如图2所示。 变截面一维定常等熵流动的控制方程组为: Const m VA ρ== (1) 0dp VdV ρ+= (2) 2102d h V ? ?+= ?? ? (3) 2.2截面积变化对流动特性的影响 管道的形状变化可以用截面积变化dA 来表示。 (a) 截面积变化对流速的影响 图2 变截面一维定常等熵流动模型

航天发动机尾喷管材料的简介

航天发动机尾喷管材料的简介 ————高温合金 摘要:随着航天航空的迅速发展,对耐高温材料有了更高的要求,但是随着高温材料的发展,它们的加工问题也越来越严峻,急需相应工艺的发展,对高温材料的有效加工必将是高温材料今后有效利用的关键。 关键词:加工工艺,高温合金,切削,应用,发展。 一、零件的材料 火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种(通常是渐缩渐阔喷管)推力喷管。它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气,使之达到超高音速。 喷嘴的外形:钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中,燃烧室产生的高温气体通过一个开孔(喷口)排出。如果给喷嘴提供足够高的压力(高于围压的2.5至3倍),就会形成喷嘴阻流和超音速射流,大部分热能转化为动能,由此增加排气的速度。在海平面,发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡,但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀(绝热)时对内壁的压力使火箭朝向一个方向运动,而尾气向相反的方向。 当火箭发动机运转以后,从燃烧室中喷出极高的温度与压力的气体,需要经过尾喷管对高温高压气体调整方向,从而使火箭达到超高音速的要求,所以鉴于如此高温,高压的恶劣环境,则对尾喷管的材料提出很高的要求,这种材料不但需要有极好的耐高温性,需要经受住2000摄氏度到3500摄氏度的高温,还需要有极好的耐冲击性,灼热表面的超高速加热的热冲击,还有高热引起的热梯度应力,有较好的刚度,耐氧化性,耐热疲劳性。 在如此恶劣的工作环境下,我们需要一种满足以上要求的材料,儿高温合金的出现满足了这个要求。 二、高温合金的分类、性能等 760℃高温材料变形高温合金 变形高温合金是指可以进行热、冷变形加工,工作温度范围-253~1320℃,具有良好的力学性能和综合的强、韧性指标,具有较高的抗氧化、抗腐蚀性能的一类合金。按其热处理工艺可分为固溶强化型合金和时效强化型合金。GH后第一位数字表示分类号即1、固溶强化型铁基合金 2、时效硬化型铁基合金 3、固溶强化型镍基合金 4、钴基合金 GH后,二,三,四位数字表示顺序号。

喷嘴设计及计算

第一章喷头改进设计的必要性 喷雾喷头是通过一定方法,将液体分离细小雾滴的装置,目前在使用的一般是采用减小喷口直径,这些喷头雾化效率低,水量小, 第二章喷嘴设计及计算 喷嘴是喷头的重要部件,也是直接影响喷灌质量和喷头水力性能的一个部件。它不但要最大限度地把水流压能变成动能,而且要保持稳流器整理过的水流仍具有较低的紊流程度。 喷嘴的结构形式一般有下列三种: 1. 圆锥形喷嘴 圆锥形喷嘴由于其结构简单,加工方便而被大量应用于喷头,其结构如图。圆锥形喷嘴的主要结构参数是:喷嘴直径D c,喷嘴圆柱段长度l,喷嘴内腔锥角。 有的喷头为了提高雾化程度或增加喷头近处的水量,而在喷嘴出口处增加一粉碎螺钉,其结构见图。由于射流撞击在螺钉上,增加了碰撞阻力以致影响了喷头的射程及喷洒均匀度,所以现在除了个别喷头外已很少采用加粉碎螺钉的结构。 2. 流线形喷嘴 为了使水流平顺,有的喷头设计成流线形,以减少水流冲击损失。流线 形喷嘴结构如图所示。 苏联维多新斯基为流线形喷嘴的设计提供了计算公式:

实验表明,水流不很平顺的喷头采用流线形喷嘴,喷头射程能增 加8~12%。但水流很平顺的喷头采用流线形喷嘴,喷头的射程增加很微小。由此可见,流线形喷嘴能使水流平稳从而提高喷头射程。 3。流线圆锥形喷嘴 流线圆锥形喷嘴是上述两种形式之结合,图12就是这种形式的喷嘴。从图可以看出来,水流自喷管先经过喷嘴的流线形段,继而经过圆锥形段。从加工来说,凸流线形喷嘴易于加工。由于圆锥形喷嘴有结构简单,加工方便等优点,所以目前喷头大多采用圆锥形喷头。 第二节 喷嘴直径的确定 喷嘴直径是一个重要的数值,它直接影响到喷灌质量,如喷灌强度,均匀度和雾化程度。它又和喷头的结构和水力性能有极为密切的关系,诸如喷灌直径Dcm ,喷头流量,射程和工作压力等。 由于喷头喷出的射流是高压高速水流的孔口出流,所以可应用水力学的圆形孔口出流公式计算。即: Q= 2 24 gH D 式中: 0H =2 H 其中, Q—喷嘴流量 --流量系数 0D -射流收缩断面的直径0H -射流收缩断面的压力 -流速系数 H-喷头工作压力

工程热力学喷管特性实验

实 验 报 告 评分 实验题目:喷管特性实验 实验目的:验证并进一步加深对喷管中气流基本规律的理解,建立临界压力、临界流速 和最大流量等喷管临界参数的概念;比较熟练地掌握用热工仪表测量压力(负压)、压差及流量的方法;明确渐缩喷管出口处的压力不可能低于临界压力,流速不可能高于音速,流量不可能大于最大流量;明确缩放喷管中的压力可以低于临界压力,流速可高于当地音速,而流量不可能大于最大流量;对喷管中气流的实际复杂过程有所了解,能定性解释激波产生的原因。 实验原理: 1.喷管中气流的基本原理 由连续方程、能量方程和状态方程结合声速公式KPV a =得: c dc M A dA ? ?? ? ?-=12 马赫数M=c/a 显然,要使喷管中气流加速,当M<1时,喷管应为渐缩型(dA<0);当气流M>1时, 喷管应为渐扩型(dA>0)。 2.气体流动的临界概念 喷管中气流的特征是dp<0,dc>0,dv>0,三者之间互相制约。当某一截面的速度达到当地音速时,气流处于从亚音速变为超音速的转折点,通常称为临界状态。 临界压力比112-? ?? ??+=K K K ν ,对于空气,ν=0.528 当渐缩喷管出口处气流速度达到音速或缩放喷管喉部达到音速时,通过喷管的气体流量 便达到了最大值,或成临界流量。可由下式确定: 1112 1212m i n m a x V P K K K K A m ?-??? ??++= 式中: min A —最小截面积(对于渐缩喷管即为出口处的流通截面积;对于缩放喷管即为喉部的面 积。本实验台的两种喷管最小截面积均为11.44)。 3.气体在喷管中的流动 (1)渐缩喷管 渐缩喷管因受几何条件(dA<0)的限制。有式(4)可知:气体流速只能等于或低于音速(a C ≤);出口截面的压力只能高于或等于临界压力(c P P ≥2);通过喷管的流量只能等于或小于最大流量(max m m =)。 (2)缩放喷管

尾喷管

尾喷管 为了获得大的推力,排气必须具有很高的动能,这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时,对于给定的发动机来说,就获得了最大得的推力。 尾喷管的功能可以概括如下: 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度; 2使出口压力尽可能接近外界大气压力; 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作,这就需要采用可调面积喷管; 2如果需要,可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合; 2如果需要,可使推力反向和/或转向; 2如果需要,可抑制喷气噪声和红外辐射。 各种不同类型的尾喷管归结为两大类:一类为固定喷管,包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管;另一类为可调面积喷管,包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。 尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。 对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的变化,供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面,要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷,用于零件结构强度设计和作动系统设计。 在喷气发动机发展的初期,飞机大多是亚音速或低超音速的,此时一般采用固定的简单收敛喷管。70年代,高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高,涡扇发动机装备了加力燃烧室,喷管落压比增大,研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作,且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表,它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部,在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上

碳化硅脱硫喷嘴布置设计原理

喷嘴布置设计原理 (1)喷管管数的确定 根据单层浆体总流量Q1和单个喷嘴流量Q S,可得单层喷嘴个数n Q1=480.68/4=120.17(L/s) 而单个喷嘴流量为Q S=0.75L/s N=Q1/Q S 所以N=120.17/0.75=160.22 取整数值161个 单喷管最大流量 Q max,s=(π/4 )* Dmax *V 主管管数 N=int(Q1/Q max,s)+1 D max 单喷淋管可选最大管径,0.04m: V 为喷淋管内最大流速,6m/s Q max,s=(π/4 )* Dmax *V=0.25*3.14*0.04*0.04*6=7.536L/s N=int(Q1/Q max,s)+1=int(120.17/7.536)+1=16 (2)各喷管间距的确定 根据脱硫塔直径、喷嘴个数等参数,各喷管之间间距: L sp=D im/N sp 式中D im为脱硫塔内径 N sp为喷u字间距 (3)各支喷管直径的确定 根据布置在主管、各支管的喷嘴个数以及单喷嘴流量,可以确定主管各段、各支管喷管管径Di=√4Q i/πV 式中Q i为节点i处浆体流量,m3/s;D i为节点i处喷管直径,m。 (4)喷淋层在塔内覆盖率的确定 喷淋层在脱硫塔内覆盖率为: α=(A EFF/A)*100 则α=(A EFF/A)*100=20/(π*0.25*3.82)=176% 式中AEFF为单层喷嘴在脱硫塔内的有效覆盖面积,20m2 A为脱硫塔面积,11.3m2 计算主要包括喷淋层内主管管数、各支喷管的管径及流速、喷嘴在塔内位置等的计算与设计。根据上述设计方法、结合实际经验,确定喷淋层内各喷管直径、各个喷嘴位置等几何参数。 在确定喷嘴布置设计中,需要确定喷嘴在塔内的位置坐标在确定各支喷管直径时,要根据厂家提供的标准管径来选取。在确定各个支喷管直径后,还要根据厂家提供的喷嘴与各主、支喷管之间间距要求,对初步喷嘴位置进行调整,以避免喷出的液滴与喷管发生喷射碰撞。 在喷嘴布置完成后,需要确定喷淋层在塔内的覆盖率以及多层覆盖状况,验证喷嘴布置的合理性。 4.1.2.2 进行喷嘴在塔内布置设计中应该注意以下问题: (1)选择合理的喷嘴覆盖高度,通常根据喷嘴特性及两层喷淋之间距离来确定。 (2)选择合理的单层喷嘴个数。一般来说,喷嘴个数根据工艺计算来确定。 (3)当喷嘴覆盖高度确定以后,就可以计算单个喷嘴的覆盖面积,

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