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随着工业及科学技术的发展,多组分混合工质的使用日益普遍。目前,常用z来表达实际气体与理想气体状态方程间的差异,用k_v和k_T来修正p-v关系和p-T关系及其有关热力过程,使实际气体的计算方法与常用的理想气体计算方法在形式上稍为接近,以便工程使用。本文采用了近代较为精确的计算公式,对实际气体的混合工质进行计算,以求 相似文献
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1前言压缩因子是比较实际气体与理想气体之差异的重要物理量,从某状态的压缩因子Z可求出该状态下实际气体的P或V来。现在高压气体的Z大多是在高压PVT实验台上用定容测试方法(绝对法)测试出来。但测试过程耗时费资,在新型气态工质不断涌现的今天,一些特殊高压高温条件很难在实验中满足;而工程上则多从对比态原理出发,从两参量或三参量的普遍化压缩因子图中近似求出,显然,其系统误差一般较大,一般说来,高压气体的Z是系统温度T,压力P和偏心因子。的函数Z=Z(T,P),其解析形式一直是热物性工作者努力探求的目标,… 相似文献
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针对某液化装置用一级透平膨胀机进行一维热力参数设计计算并使用商业软件ANSYS进行三维数值模拟的校核。计算表明,一维设计所得结果具有一定准确性。三维校核过程中,分别使用理想气体、PR方程以及He Pak三种不同的氦气体工质物性库,三者对工质密度计算的数据存在较大差别,且压力越大差别越大;喷嘴叶片表面压力分布差别较小,温度分布差别较大;工作轮叶片表面压力分布在前缘处有一定差别,尾缘处变化曲线基本重合,温度分布同样差别较大。此次模拟校核表明,理想气体物性库与实际气体物性库的结果存在一定偏差,故对于小型低温透平膨胀机而言,即便温区在20K以上,也应使用实际气体物性库对其进行数值模拟。 相似文献
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本文计算了任意组元的经典实际气体混合后的压强与熵,从而证明了实际气体混合后并不遵从道尔顿分压定律和吉布斯熵定理;与经典理想气体相比,讨论了实际气体混合后修正项的物理意义。 相似文献
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离心式压缩机叶轮的性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
一、前言 离心式压缩机的性能分析对设计者来说是十分重要的。本文的工作是针对设计工况下离心式压缩机叶轮的。对叶轮的两个流面作了势流场和边界层分析。文中并建立了联系叶轮内边界层参数与损失之间的关系。从而可由边界层参数计算流动损失。对两个三元叶轮作了实验测量,分析结果与实验结果作了分析比较。 相似文献
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理想气体在绝热压缩时温度升高,在绝热膨胀时温度降低,这是能量守恒的结果,本从气体分子运动论的观点,提出了理想气体在绝热膨胀时温度降低的微观解释。 相似文献
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离心压气机转子内部流场S_1/S_2全三元迭代解 总被引:1,自引:0,他引:1
为了比较准三元解和全三元解的差异,验证准三元解在计算离心压气机转子内部流场的准确程度,研究离心压气机转子内部流场全三元流动特性,本文对一有激光测量结果的高压比离心压气机[1]叶轮内部流场进行了全三元迭代计算,分析了S1/S2两类流面在叶轮通道内分布形态,比较了两类流面准三元解与全三元解的计算结果,讨论了无粘二次流的分布。并进一步和激光测量值及N-S三元直接解进行了详细的比较。 相似文献
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MA Li WANG Ming LIU Song QI Xiaopin 《Chinese Journal of Lasers》2000,9(1):34-40
1 Introduction TherearemanyreprotsontheMoiredeflectometryinthemeasurementoftherefractiveindexdistributionforphaseobjects[1,2].T?.. 相似文献
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计算平面运动激波和水柱群相互作用以及喷管流场.在Descartes网格中利用level-set方法分别追踪气/水和气/固界面,采用rGFM方法处理气/水和气/固界面边界条件.将喷管内壁简化为气/固界面并施加固壁边界条件,内壁型线数据拟合采用三次样条插值.采用5阶WENO格式分别求解Euler方程、level-set方程和界面重新初始化方程.给出激波和水柱群相互作用流场密度纹影图和指定点p-t曲线以及喷管流场压力、密度云图和速度场.改进界面法线确定方法可提高Riemann问题构造精度.可分辨运动激波和水柱群作用产生的复杂激波波系,表明激波在各水柱界面的透射和反射、在列和行水柱界面的多次反射和透射.水柱群下游区域的激波波后压力下降,表明激波加热水柱群附近气流和反向运动的反射激波造成了激波衰减.喷管流场数值解和理论解相符. 相似文献
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In recent years, much progress has been made in the direct numerical simulation of laminar-turbulent transition of hypersonic boundary layer flow. However, most of the efforts at the direct numerical simulation of transition previously have been focused on the idealized perfect gas flow or “cold” hypersonic flows. For practical problems in hypersonic flows, high-temperature effects of thermal and chemical nonequilibrium are important and cannot be modeled by a perfect gas model. Therefore, it is necessary to include the real gas models in the numerical simulation of hypersonic boundary layer transition in order to accurately predict flow field parameters. Currently most numerical methods for hypersonic flow with thermo-chemical nonequilibrium are based on shock-capturing approach at relatively low order of accuracy. Shock capturing schemes reduce to first-order accuracy near the shock and have been shown to produce spurious oscillations behind curved strong shocks. There is a need to develop new methods capable of simulating nonequilibrium hypersonic flow fields with uniformly high-order accuracy and avoid spurious oscillations near the shock. This paper presents a fifth-order shock-fitting method for numerical simulation of thermal and chemical nonequilibrium in hypersonic flows. The method is developed based on the state-of-the-art real gas models for thermo-chemical nonequilibrium and transport phenomena. Shock-fitting approach is used because it has the advantage of capturing the entire flow field with high-order accuracy and without any oscillations near the shock. The new method has been tested and validated for a number of test cases over a wide span of free stream conditions. The developed method is applied for the study of receptivity of free stream acoustic waves over a blunt cone for hypervelocity flow. Some preliminary results of the computations of the high order shock fitting method for the above mentioned study have also been presented. 相似文献
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