德拉瓦噴嘴
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德拉瓦噴嘴(de Laval nozzle, 亦稱漸縮漸闊噴嘴,convergent-divergent nozzle、CD nozzle或con-di nozzle)是一個中間收縮、不對稱沙漏狀的管子。藉由將流體的熱能轉化為動能,可將通過它的熱壓縮氣體加速到超音速。氣體在截面積最小處恰好達到音速。 被廣泛用作蒸汽渦輪機及火箭發動機噴嘴,亦可見於超音速噴射發動機。 類似的流動性質已經應用於天體物理學中的噴射流。
歷史
[編輯]西元1888年,由瑞典發明家Gustaf de Laval開發,並使用在蒸汽渦輪機上。
最早被羅伯特·戈達德用作火箭發動機,大多數使用高溫燃燒氣體的現代火箭發動機都使用德拉瓦噴嘴。
運作
[編輯]其操作有賴於亞音速和超音速氣體的不同特性。 如果由於質量流量不變而管道變窄,則亞音速氣體流速將會增加。 通過德拉瓦噴嘴的氣流是等熵的(氣體熵幾乎不變)。在亞音速流中,氣體是可壓縮的,聲音會通過它傳播。 在橫截面面積最小的喉部,氣體速度局部達到聲速(馬赫數= 1.0),這種狀況稱為阻流。 隨着噴嘴橫截面積的增加,氣體開始膨脹,氣流加速到超音速,在那裏聲波不會通過氣體向後傳播(馬赫數> 1.0)。
運作情況
[編輯]只有在通過噴嘴的壓力和質量流量足以達到音速的狀況下,德拉瓦噴嘴會在喉部產生阻流現象。若是沒有達到條件,則不會有超音速氣流產生,此時運作方式較接近文氏管。這要求噴嘴的入口壓力始終顯著高於環境壓力(亦即噴流的靜止壓力必須高於環境壓力)。
另外,噴嘴出口處的氣體壓力不能太低。出口壓力雖然可以低於其排出的環境壓力,但是如果低得太超過,那麼氣流將不再為超音速,或者將在噴嘴的擴張部剝離,形成噴嘴內的紊流,產生側向推力並可能損壞噴嘴。
實務上,出口處超音速氣流壓力必須高於約2-3倍環境壓力,氣體才能離開噴嘴。
氣流狀態分析
[編輯]通過德拉瓦噴嘴的氣流分析涉及許多概念和假設:
- 為簡單起見,氣體被認為是理想的氣體
- 氣體流動是等熵過程。在此假設下,流動是可逆的(無摩擦及消耗),並且絕熱(即沒有獲得或失去熱量)
- 在推進劑燃燒期間氣流穩定且恆定
- 氣流方向沿着一條從氣體入口到廢氣出口的直線(即,沿着噴嘴的對稱軸線)
- 氣流行為是可壓縮的,因為有着極高的流速(馬赫數> 0.3)
排氣速度
[編輯]氣體以亞音速進入噴嘴,隨着噴管收縮,氣體被迫加速,直到截面積最小的噴嘴喉部時,恰好達到音速。擴張部從喉部開始,截面積逐漸加大,氣體跟着膨脹,漸漸超越音速。 可用以下等式來計算排出氣體的線速度:
代號解釋: | |
= 噴嘴出口處的排氣速度 | |
= 輸入氣體的絕對溫度 | |
= 理想氣體常數 | |
= 氣體莫耳質量 | |
= = 等熵擴張因子 | |
( and 分別是定壓和定容的氣體的比熱), | |
= 噴嘴出口處氣體的絕對壓力 | |
= 輸入氣體的絕對壓力 |
一些典型火箭發動機推進劑的排氣速度值如下:
- 單組元液體推進劑1,700~2,900m / s(3,800~6,500mph)
- 雙組元液體推進劑2,900~4,500m / s(6,500~10,100mph)
- 固體推進劑2,100~3,200m / s(4,700~7,200mph)
值得注意的一點是,基於排出氣體表現為理想氣體的假設,有時也被稱作理想排氣速度。
使用上述等式的舉例如下: 假定推進劑燃燒後排出氣體:進入噴嘴的絕對壓力 = 7.0MPa,並在絕對壓力 = 0.1MPa下離開火箭排氣口。在絕對溫度 = 3500K下,具有等熵膨脹因子γ= 1.22和莫耳質量 = 22kg / kmol。 使用上述公式計算可得出排氣速度 = 2802 m / s(2.80 km / s),這與上述典型值一致。
在閱讀技術文獻時可能感到困惑,因為許多作者並沒有解釋他們是使用理想氣體常數,或者他們使用氣體定律常數,這只適用於特定氣體。 兩個常數之間的關係是 = / 。
推導
[編輯]音速是一個與密度有關的量。流體速度與音速的比值被稱為馬赫數:
…… (1)
:
,
……(2),
方程(2)表明,沿着流線方向,氣體密度變化和速度變化是成正比的,係數為。由此可得,亞音速狀態下,密度變化小於速度變化;相反,超音速狀態下,密度變化大於速度變化。
然後根據連續性假設,
,
,
.
沿流線求導,有
……(3).
如果把截面積A(x)當作已知,流速c(x),馬赫數M(x)當作未知,由方程(3)就可對流動狀況進行討論。如果相對流體進行加速,則必須dc/dx > 0,由(3)
- 可得亞音速流動(M < 1),從而dA/dx < 0,管路變窄。對超音速流動(M > 1), dA/dx > 0,管路變寬。
- 對於音速流動,管路截面積不變。