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1、滞止参数和临界状态参（二）,介绍临界状态参数 定义及其应用,临界状态参数的定义,临界状态参数的应用,2/32,二、临界状态参数,为了知道在什么条件下加速气流才会达到或超过音速，必须弄清临界状态参数这个概念。从绝对情况下的能量方程式,可看出，在绝能流动中，如果气流加速，即气体的动能增大，则气体的焓必然减小，也即气体温度要降低。由于气体的音速(a=与气体的温度有关，因此，在气流加速过程中，随着速度的不断增大，音速将不断减小。于是必然会出现这样一种特殊情况，即气流速度增大到某一数值时，正好与气流中的音速相等，这时气流 数正好等于1。,数等于1时的气流速度叫做临界速度，以符号y临表示；这时的音速叫做临
2、界音速，以符号 表示。与临界速度相对应的管道截面、气体压力、温度和密度分别叫做临界截面、临界压力、临界温度和临界密度，并分别用、表示。,计算临界速度或临界音速的公式，可根据能量方程推导出来，写出起始截面到临界截面的绝能情况下的能量方程。将C 代入上式，得,移项得,因 故 移项得 或 于,是,这就是计算临界速度或临界音速的公式。由上式可以看出，临界速度(或临界音速)的大小取决于气体的总温。在绝能流动中，气体总温不变，所以临界速度(或临界音速)也不变。这就是和音速不同的地方。音速的大小决定于气体的温度T，在绝能流动中，气体温度一般是变化的，所以音速也是变化的。,在临界情况下，气流的 数等于1，将=
3、1代入相关公式，即可求出临界温度比，临界压力和临界密度比。它们分别为,由上表看出：要使气流速度增大到临界速度(即出现临界状态)，开始膨胀时气体的总压与膨胀后气体静压之比()，必须等于或大于临界压力比。对空气来说，1.893。,三、极限速度,由总焓的表达式 可知，气体在绝能流动过程中，随着气流的焓(或温度)不断降低，速度逐渐增大；当焓下降为零，即绝对温度下降到绝对零度的极限情况时，气流的焓全部较变为动能，气流速度将达到最大值，这时，要想进一步再增大气流的速度就示可能了。这个最大的气流速度就称为极限速度用 表示。,显然，在上式中，令，则由得到 用 代入上式，可得,实际上不可能使气流达到极限速度，因
4、为任何气体在达到绝对零度以前早就液化了。极限速度仅是一种假想的最大速度的极限值。从上式看出，极限速度的大小只取决于气体的性质和总温，在绝能流动过程中，它是一个不变的常数。因此，它仅仅是研究问题的一个参考量。这一点将在下面的分析中涉及到。,四、速度系数,数的定义是速度与当地音速的比值，即。在音速不变的条件下，例如，飞机在某一高度飞行，该高度上空气温度为一定值，根据，音速也为一定值，因此 数的大小可以直接说明气流速度的大小。已知 数后，要计算气流速度，必然知道当地的音速或静温。,当气体在管道中流动时，在管道各个截面上的音速，由于温度不同而不同，所以 用 数就不能直接说明气流速度的大小了。另外，当气
5、流速度由零增加为极限速度 时，音速下降为零，数趋于无穷大，这样，用 数作图表画曲线就很不方便。为了研究和计算问题方便，气体动力学中除了要用气流 数来研究气体流动问题外，有时，还用另一个性质与气流 数相似的物理量速度系数来研究气体流动问题。,气流速度与监界音速的比值，叫做速度系数，用符号表示，即 以绝能流动中，临界音速是只和总温有关常数。因此，数的大小就直接反映 的 大小，已知数，要计算气流速度，只需乘以一个常数就行.另外,当 时 数不象 数那样趋向无穷大，而是保持为一个定值，即,这样，就避免了作图表画曲线的困难。数和 数之间有确定的对应关系，这种关系可推导如下：根据 的定义式，则,将前面两式代入上式，得,从此式还可推导出 上式关系可以画成曲线，如图238所示。由公式和曲线均可看出对于某一种气体来说 当=0时，；当 1时，1(亚音速)；当=1时,=1；当 1时，1（超音速）当 时，,因此，数和 数一样，也是表示亚音速气流或超音速气流的一个标志。由于不同气体的k值不同，所以 也不同。对于空气来说，k=1.4，。数与 数一一对应关系列入气体动力学函数表中。,图236 气流绝能滞止到速度为零,图237 喷管,图238 与M数的对应关系,
