flowrayleigh

Зависимости потока Релейской линии

Синтаксис

[mach, T, P, rho, velocity, T0, P0] = flowrayleigh(gamma, rayleigh_flow, mtype)

Описание

[mach, T, P, rho, velocity, T0, P0] = flowrayleigh(gamma, rayleigh_flow, mtype) возвращает массив для каждого отношения потока линии Релея. Эта функция вычисляет эти массивы для заданного набора удельных тепловых коэффициентов (gamma) и любой из типов потоков линии Релея. Вы выбираете тип потока Релея с mtype.

Эта функция принимает, что среда является калорически совершенным газом в канале постоянной площади. Он принимает, что поток является устойчивым, безфрикционным и одномерным. Это также принимает, что основным механизмом изменения переменных потока является теплопередача.

Эта функция принимает, что окружение является идеальным газом. В следующих образцах он не может принять идеальное газовое окружение. Если происходит большое изменение температуры или давления без пропорционально большого изменения другого, это не может принять идеальное газовое окружение. Если температура застоя выше 1500 К, не принимайте постоянных специфических нагревов. В этом случае среда перестает быть калорически совершенным газом; тогда вы должны считать его термически совершенным газом. Смотрите 2 для термически совершенных коэффициентов коррекции газа. Локальная статическая температура может быть настолько высокой, что молекулы диссоциируют и ионизируются (для воздуха - статическая температура 5000 К). В этом случае вы не можете предположить, что калорически или термически идеальный газ.

Входные параметры

gamma

Массив N удельные коэффициенты теплоты. gamma должен быть либо скаляром, либо массивом N вещественные числа больше 1. gamma должен быть действительным, конечным скаляром более 1 для следующих входных режимов: низкоскоростной коэффициент температуры, высокоскоростной коэффициент температуры, дозвуковая общая температура, сверхзвуковая общая температура, дозвуковое общее давление и сверхзвуковое общее давление.

rayleigh_flow

Массив действительных числовых значений для одного потока линии Релея. Этот аргумент может быть одним из следующих:

Массив чисел Маха. Этот массив должен быть скаляром или массивом N вещественные числа, большие или равные 0. Если rayleigh_flow и gamma являются массивами, они должны быть совпадающими по размеру.
Использование rayleigh_flow с mtype значение 'mach'. Потому что 'mach' является значением по умолчанию mtype, mtype необязательно, когда этот массив является входом режимом.
Скалярное значение коэффициента температуры. Коэффициент температуры является локальной статической температурой над ссылкой статической температурой для звукового потока. rayleigh_flow должен быть действительным скаляром:
- Больше или равно 0 (при числе Маха, равном 0 для низких скоростей или когда число Маха приближается к бесконечности для высоких скоростей)
- Меньше чем или равно 1/4 * (gamma+1/gamma) + 1/2 (в mach = 1/sqrt (gamma))
Использование rayleigh_flow с mtype значения 'templo' и 'temphi'.
Массив коэффициентов давления. Отношение давления является локальным статическим давлением над ссылкой статическим давлением для звукового потока. rayleigh_flow должен быть скаляром или массивом вещественных чисел, меньших или равных gamma+ 1 (при числе Маха равном 0). Если rayleigh_flow и gamma являются массивами, они должны быть совпадающими по размеру.
Использование rayleigh_flow с mtype значение 'pres'.
Массив коэффициентов плотности. Коэффициент плотности является локальной плотностью по базовой плотности для звукового потока. rayleigh_flow должен быть скаляром или массивом вещественных чисел. Эти числа должны быть больше или равны:
gamma/ (gamma+ 1) (когда число Маха приближается к бесконечности)
Если rayleigh_flow и gamma являются массивами, они должны быть совпадающими по размеру.
Использование rayleigh_flow с mtype значение 'dens'.
Массив коэффициентов скорости. Отношение скорости является локальной скоростью над начальной скоростью для звукового потока. rayleigh_flow должен быть скаляром или массивом N вещественные числа:
- Больше или равно 0
- Меньше или равно (gamma+1) / gamma (когда число Маха приближается к бесконечности)
Если rayleigh_flow и gamma оба являются массивами, они должны быть одинаковыми по размеру.
Использование rayleigh_flow с mtype значение 'velo'.
Скалярное значение общего коэффициента температуры. Общий коэффициент температуры является локальной температурой застоя по сравнению с исходной температурой застоя для звукового потока. В дозвуковом режиме rayleigh_flow должен быть действительным скаляром:
- Больше или равно 0 (при числе Маха, равном 0)
- Меньше чем или равно 1 (при числе Маха, равном 1)
В сверхзвуковом режиме rayleigh_flow должен быть действительным скаляром:
- Больше или равно (gamma+1) ^2* (gamma- 1)/2 / (gamma^2* (1 + (gamma-1 )/2))) (когда число Маха приближается к бесконечности )
- Меньше чем или равно 1 (при числе Маха, равном 1)
Использование rayleigh_flow с mtype значения 'totaltsub' и 'totaltsup'.
Скалярное значение общего отношения давления. Общий коэффициент давления является локальным давлением застоя над начальным давлением застоя для звукового потока. В дозвуковом режиме rayleigh_flow должно быть реальным скаляром.
- Больше или равно 1 (при числе Маха, равном 1)
- Меньше или равно (1 + gamma) * (1 + (gamma-1 )/2) ^ (- gamma/ (gamma-1)) (при числе Маха равном 0)
В сверхзвуковом режиме rayleigh_flow должен быть действительным скаляром, большим или равным 1.
Использование rayleigh_flow с mtype значения 'totalpsub' и 'totalpsup'.

mtype

Входной режим для потока Релея в rayleigh_flow.

Напечатать	Описание
`'mach'`	По умолчанию. Число Маха.
`'templo'`	Низкоскоростной статический коэффициент температуры. Низкоскоростной коэффициент температуры является локальной статической температурой по сравнению с эталонной звуковой температурой. Это отношение для, когда число Маха восходящего потока меньше, чем критическое число Маха 1/sqrt (`gamma`).
`'temphi'`	Высокоскоростной статический коэффициент температуры. Высокоскоростное соотношение температур является локальной статической температурой по сравнению с эталонной звуковой температурой. Это отношение для, когда число Маха восходящего потока больше, чем критическое число Маха 1/sqrt `(gamma`).
`'pres'`	Отношение давления.
`'dens'`	Коэффициент плотности.
`'velo'`	Отношение скорости.
`'totaltsub'`	Дозвуковой коэффициент общей температуры.
`'totaltsup'`	Коэффициент общей сверхзвуковой температуры.
`'totalpsub'`	Дозвуковой коэффициент общего давления.
`'totalpsup'`	Коэффициент общего сверхзвукового давления.

Выходные аргументы

Все выходные коэффициенты являются статическими состояниями в звуковых условиях. Все выходы совпадают с входами массива. Если входных входов массива нет, все выходы скаляры.

`mach`	Массив чисел Маха.
`T`	Массив температурных коэффициентов. Коэффициент температуры является локальной статической температурой над ссылкой статической температурой для звукового потока.
`P`	Массив коэффициентов давления. Отношение давления является локальным статическим давлением над ссылкой статическим давлением для звукового потока.
`rho`	Массив коэффициента плотности. Коэффициент плотности является локальной плотностью по базовой плотности для звукового потока.
`velocity`	Массив коэффициентов скорости. Отношение скорости является локальной скоростью над начальной скоростью для звукового потока.
`T0`	Массив общих температурных коэффициентов. Коэффициент температуры является локальной температурой застоя над начальной температурой застоя для звукового потока.
`P0`	Массив общих коэффициентов давления. Общий коэффициент давления является локальным давлением застоя над начальным давлением застоя для звукового потока.

Примеры

свернуть все

Вычислите зависимости Релея Линии потока данного воздуха

Вычислите зависимости потока линии Релея для воздуха (gamma = 1.4) для сверхзвукового отношения общего давления 1.2.

[mach,T,P,rho,velocity,T0,P0] = flowrayleigh(1.4,1.2,'totalpsup')

mach =

    1.6397

T =

    0.6823

P =

    0.5038

rho =

    0.7383

velocity =

    1.3545

T0 =

    0.8744

P0 =

    1.2000

Этот пример возвращает скалярные значения для mach, T, P, rho, velocity, T0, и P0.

Вычислите отношения Линии потоку Релея для конкретных коэффициентов теплоты в массиве

Вычислите зависимости потока линии Релея для газов с удельными тепловыми отношениями, приведенными в следующем массиве строк 1 x 4 для числа Маха 0,5.

gamma = [1.3,1.33,1.4,1.67];
[mach,T,P,rho,velocity,T0,P0] = flowrayleigh(gamma,0.5)

mach =

    0.5000    0.5000    0.5000    0.5000

T =

    0.7533    0.7644    0.7901    0.8870

P =

    1.7358    1.7486    1.7778    1.8836

rho =

    2.3043    2.2876    2.2500    2.1236

velocity =

    0.4340    0.4371    0.4444    0.4709

T0 =

    0.6796    0.6832    0.6914    0.7201

P0 =

    1.1111    1.1121    1.1141    1.1202

Этот пример возвращает массив строк 1 x 4 для mach, T, P, rho, velocity, T0, и P0.

Вычислите зависимости Релея Линии потока для конкретных коэффициентов теплоты и высокой температуры

Вычислите зависимости потока линии Релея для удельного коэффициента тепла 1,4 и высокоскоростного коэффициента температуры 0,70.

[mach,T,P,rho,velocity,T0,P0] = flowrayleigh(1.4,0.70,'temphi')

mach =

    1.6035

T =

    0.7000

P =

    0.5218

rho =

    0.7454

velocity =

    1.3416

T0 =

    0.8833

P0 =

    1.1777

Этот пример возвращает скалярные значения для mach, T, P, rho, velocity, T0, и P0.

Вычислите зависимости Релея Линии потока для газов с заданным отношением тепла и статическим давлением

Вычислите зависимости расхода линии Релея для газов с определенным тепловым отношением и комбинациями коэффициентов статического давления, как показано на рисунке.

gamma = [1.3,1.4];
P = [0.13,1.7778];
[mach,T,P,rho,velocity,T0,P0] = flowrayleigh(gamma,P,'pres')

mach =

    3.5833    0.5000

T =

    0.2170    0.7901

P =

    0.1300    1.7778

rho =

    0.5991    2.2501

velocity =

    1.6692    0.4444

T0 =

    0.5521    0.6913

P0 =

    7.4381    1.1141

Этот пример возвращает массив 1 x 2 для mach, T, P, rho, velocity, T0, и P0 каждый. Элементы каждого массива соответствуют элементарным входам.

Ссылки

1. James, J. E. A., Gas Dynamics, Second Edition, Allyn and Bacon, Inc, Boston, 1984.

2. NACA Technical Report 1135, 1953, National Advisory Committee on Aeronautics, Ames Research Staff, Moffett Field, Calif. pages 667-671.

См. также

flowfanno | flowisentropic | flownormalshock | flowprandtlmeyer

Введенный в R2010a

Документация