1) two dimensional channel flow
二维管流
3) two-dimensional flow
二维流动
1.
A two-dimensional quasi-homogenous mathematical model has been developed on the basis of the two-dimensional flow model to simulate the axial-radial flow reactor for dehydrogenation of ethylbenzene to styrene under reduced pressure in this paper.
在轴径向反应器二维流动模型的基础上导出了基于二维流动的二维拟均相反应器模型 ,应用有限差分法求解此模型 ,发现轴径向反应器反应转化率略高于相应的径向反应器 0 。
4) two-dimensional laminar-flow
二维层流
5) Two-dimensional flow
二维流
1.
Two-dimensional flow field around the cross Section of gas rudder in gas flow direction is calculated.
对燃气舵沿气流方向的横截面进行其外围的二维流场计算。
6) two-dimensional flow field
二维流场
1.
Meanwhile,the introduction of a two-dimensional flow field expands the range of critical magnitude of heat loss corresponding to e.
引入二维流场使维持火焰稳定传播的壁面散热范围扩大。
2.
The flow field was simplified as a two-dimensional flow field in the numerical calculations and the velocity vector diagrams was given.
在合理划分二维流场离散网格的基础上,采用了有限差分方法求解流动微分方程,借助计算机编程获取目标流场中各结点的最终离散值,并生成流场的流动速度矢量示意图。
补充资料：高速一维管流
气体在管道中的高速流动。这时气流的密度随流速的变化有明显的变化，并且假设流动参数（流速、密度、压强和温度等）在同一个截面上保持不变。对定常流，这些参数都只是沿管轴线的一个坐标的函数。定常空间流场中，细小流管内的流动也是一维管流。因而用高速一维管流理论导出的流动参数随速度的变化公式，也经常可以应用到飞行器的空间绕流场中去。
流动参数的变化 高速气流的速度发生变化时，除压强和密度变化外，温度和热量也同时发生变化。对于绝热的流动过程，可以根据热力学第一定律和动量定理推导出温度T、压强P和密度ρ随气流马赫数M的变化关系。如果以气流速度为零时的总参数T0、P0和ρ0为参考，则可推导出比热为常数的完全气体的等熵流动；这些关系可用图1 的曲线表示。因为凡绝热又等熵的流动过程，总温T0、总压P0和总密度ρ0都是不变的,因而随着速度的增加，压强、密度和温度都减小。但随着压强的减小，气流速度的增加却有一极限，即最大气流速度。对于空气，它只是临界音速（即气流速度与当地音速相等的截面处的音速）的倍。当速度增加到极限值时,气流膨胀到密度为零的真空状态。一维管流中也可能存在摩擦或激波，这时熵值在通过激波时有所增加，总压下降。因此气流通过激波之后，总参数也相应有所改变。
拉瓦尔喷管 沿一维管道，流速V和截面积A之间存在下列微分关系式：
如果截面积变窄,dA/A＜0，则当M＜1时,必有dV/V＞0，气流加速；而当M＞1,必有dV/V＜0，气流减速。截面增大的作用与此相反。要想使气流从低速一路加速，达到某个超音速值，除上下游要有必需的压强差之外，管道必须做成先收缩后扩张的形状。这样形状的管道称为拉瓦尔喷管。它是瑞典工程师C.G.拉瓦尔于1883年注册专利的。
在上下游足够大的压强比之下，拉瓦尔喷管中的气流先在收缩段中作亚音速加速，在最小截面上达到音速，以后在扩张段中作超音速加速。气流正好达到音速(M=1)的截面称为临界截面。其截面积用A∗表示。各截面上的马赫数M由面积比A/A∗>决定（图2）。喷管中流过的流量可以按流过临界截面的流量计算,并且只取决于P0、T0和临界截面积A∗。
壅塞 高速管流一旦在最小截面上建立了音速，流量就只决定于上游的贮气箱内的P0和T0,下游的反压(指管道出口处的环境压强) 再低也不能增大流量。这与低速管流不同，低速时降低反压就能使流量增大。高速流一旦出现音速截面，流量便受到限制，这种现象称为壅塞。壅塞在实用上很重要，例如喷气飞机的进气道口径是按巡航速度设计的，巡航时有一定的飞行马赫数，来流的总压(从固定的飞机上的相对坐标系上看)比大气压高得多,通过进气道入口截面(亚音速飞机的进气道入口截面最小)吸入发动机的流量是足够的。起飞时M≈0，来流的总压几乎等于大气压，发动机充分吸入空气，进气道的反压下降甚剧，入口截面上的气流可以达到音速，当达到音速时反压再低流量已不再增大，于是便出现壅塞现象。如果流量不能满足发动机的要求，则必须在进气道的前端侧壁上加开一些可开可闭的辅助进气孔口。起飞时打开这些孔口以增大流量，巡航时闭上这些孔口。超音速飞机采用内压式进气道时也存在壅塞问题。
参考书目
夏皮罗著，陈立子等译：《可压缩流的动力学与热力学》上册，科学出版社，北京，1978。(A.H. Shapiro,The Dynamics and Thermodynamics of Compressible Fluid Flow,V.1,Ronald Press, New York,1953.)
流动参数的变化 高速气流的速度发生变化时，除压强和密度变化外，温度和热量也同时发生变化。对于绝热的流动过程，可以根据热力学第一定律和动量定理推导出温度T、压强P和密度ρ随气流马赫数M的变化关系。如果以气流速度为零时的总参数T0、P0和ρ0为参考，则可推导出比热为常数的完全气体的等熵流动；这些关系可用图1 的曲线表示。因为凡绝热又等熵的流动过程，总温T0、总压P0和总密度ρ0都是不变的,因而随着速度的增加，压强、密度和温度都减小。但随着压强的减小，气流速度的增加却有一极限，即最大气流速度。对于空气，它只是临界音速（即气流速度与当地音速相等的截面处的音速）的倍。当速度增加到极限值时,气流膨胀到密度为零的真空状态。一维管流中也可能存在摩擦或激波，这时熵值在通过激波时有所增加，总压下降。因此气流通过激波之后，总参数也相应有所改变。
拉瓦尔喷管 沿一维管道，流速V和截面积A之间存在下列微分关系式：
如果截面积变窄,dA/A＜0，则当M＜1时,必有dV/V＞0，气流加速；而当M＞1,必有dV/V＜0，气流减速。截面增大的作用与此相反。要想使气流从低速一路加速，达到某个超音速值，除上下游要有必需的压强差之外，管道必须做成先收缩后扩张的形状。这样形状的管道称为拉瓦尔喷管。它是瑞典工程师C.G.拉瓦尔于1883年注册专利的。
在上下游足够大的压强比之下，拉瓦尔喷管中的气流先在收缩段中作亚音速加速，在最小截面上达到音速，以后在扩张段中作超音速加速。气流正好达到音速(M=1)的截面称为临界截面。其截面积用A∗表示。各截面上的马赫数M由面积比A/A∗>决定（图2）。喷管中流过的流量可以按流过临界截面的流量计算,并且只取决于P0、T0和临界截面积A∗。
壅塞 高速管流一旦在最小截面上建立了音速，流量就只决定于上游的贮气箱内的P0和T0,下游的反压(指管道出口处的环境压强) 再低也不能增大流量。这与低速管流不同，低速时降低反压就能使流量增大。高速流一旦出现音速截面，流量便受到限制，这种现象称为壅塞。壅塞在实用上很重要，例如喷气飞机的进气道口径是按巡航速度设计的，巡航时有一定的飞行马赫数，来流的总压(从固定的飞机上的相对坐标系上看)比大气压高得多,通过进气道入口截面(亚音速飞机的进气道入口截面最小)吸入发动机的流量是足够的。起飞时M≈0，来流的总压几乎等于大气压，发动机充分吸入空气，进气道的反压下降甚剧，入口截面上的气流可以达到音速，当达到音速时反压再低流量已不再增大，于是便出现壅塞现象。如果流量不能满足发动机的要求，则必须在进气道的前端侧壁上加开一些可开可闭的辅助进气孔口。起飞时打开这些孔口以增大流量，巡航时闭上这些孔口。超音速飞机采用内压式进气道时也存在壅塞问题。
参考书目
夏皮罗著，陈立子等译：《可压缩流的动力学与热力学》上册，科学出版社，北京，1978。(A.H. Shapiro,The Dynamics and Thermodynamics of Compressible Fluid Flow,V.1,Ronald Press, New York,1953.)
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
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