喉部跨音速條件下二次流互擊噴嘴的霧化特性

張　揚，謝　侃，岳明輝，郭常超，徐　啟 ，王寧飛

(北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京　100081)

?

喉部跨音速條件下二次流互擊噴嘴的霧化特性

張揚，謝侃，岳明輝，郭常超，徐啟 ，王寧飛

(北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100081)

為了研究二次流互擊噴嘴的霧化效果以及對發(fā)動機推力的影響，在跨音速條件下進行了流體喉部的冷流試驗。研究了發(fā)動機噴管出口處羽流霧滴的累積體積分布、索太爾平均直徑SMD和液霧分布指數(shù)N。通過試驗獲得了不同壓比和噴射方案條件下的羽流粒度數(shù)據(jù)。研究結(jié)果表明，隨著壓比的增加，SMD減小，霧化的均勻性提高;霧化效果最好的噴射方案為喉擴噴射,同時扼喉能力與推力效率隨著流量比的增加而提高。

流體喉部；互擊噴嘴；粒度分析儀；平均粒徑；霧化

0　引言

流體喉部噴管方案是指在發(fā)動機喉部附近通過二次流體噴射，使二次流與主流相互作用，從而改變主流的喉部形狀和流通面積[1-4]。國外對流體喉部的研究主要集中在吸氣式發(fā)動機上，針對航空發(fā)動機，目前能夠控制固定噴管的有效喉部面積為25%[5]。在實際應(yīng)用中，流體喉部噴管還能與二次流矢量控制系統(tǒng)很好地結(jié)合，這種技術(shù)同時實現(xiàn)了固體火箭發(fā)動機推力大小和方向的調(diào)節(jié)[5-7]，極大地提高了系統(tǒng)的利用效率。文獻[5]以高壓空氣和液態(tài)水作為二次流，進行了冷流試驗，實現(xiàn)了不同工況下推力的調(diào)節(jié)，而以液體作為二次流來進行熱試，對噴管推力進行特性研究，尚未有公開報道。特別地，如果采用具有氧化性的二次液流，二次流與主流相互作用后，還可進行二次燃燒放熱，增強流體喉部的扼流性能，改善流體喉部噴管的推力特性。而二次流與主流相互作用的霧化效果越好，喉部處的二次燃燒就越充分，其扼流能力就越高。因此，研究二次流為液體的流體喉部的霧化效果是必要的。此外，采用液體作為二次流，相對于二次流為燃氣，可更容易實現(xiàn)二次流的流量調(diào)節(jié)和多次啟動，且二次流存儲系統(tǒng)的體積可更小。早期的液體二次流噴射和燃氣二次流噴射大多用來控制推力方向，而這里流體喉部噴管的二次流噴射既能控制推力大小，又能調(diào)節(jié)推力方向，利用效率更高，具有更大的工程應(yīng)用價值。因此，研究了喉部與擴張段同時噴注的情況。

本文在研究跨音速橫流條件下氣-液流體喉部的霧化特性時，采用了互擊噴嘴。使用該類噴嘴是因為二次射流不是直接與主流相互作用，而是二次射流自身互擊之后，再與主流相互作用，其作用程度劇烈，霧化流場明顯。本文運用了累積體積分布、索太爾平均直徑SMD和液霧分布指數(shù)N等參數(shù)來評判霧化的質(zhì)量，以此來討論流體喉部二次流與主流相互作用時的霧化效果，并總結(jié)了霧化與推力特性之間的關(guān)系，為熱試試驗實際采用氣-液流體喉部的發(fā)動機設(shè)計提供參考。

1　試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)可分為4部分：設(shè)備系統(tǒng)、氣路系統(tǒng)、發(fā)動機系統(tǒng)和測控系統(tǒng)。

1.1設(shè)備系統(tǒng)

本試驗所采用的設(shè)備是馬爾文粒度分析儀和六分力測試臺。粒度分析儀是由光學(xué)部件、電器控制箱、系統(tǒng)控制采集卡(裝在計算機內(nèi))和計算機等構(gòu)成。該粒度儀可測微粒粒徑范圍是0.2～2 000 μm，獲得的粒徑是測量區(qū)域中霧滴的等效直徑，在穩(wěn)態(tài)的噴霧測量中精度較高，其測量原理見文獻[8]。在進行實時的粒度測量時，其試驗設(shè)備安裝結(jié)構(gòu)見圖1。六分力測試臺見圖2(圖中標(biāo)號0～5為壓力傳感器，其精度為0.5%)，測量推力的精度在1%內(nèi)[9]，其測量原理具體見文獻[10]。

圖1　粒度儀試驗安裝圖

圖2　六分力測試臺

1.2氣路系統(tǒng)

試驗中主流使用的工質(zhì)為高壓空氣，二次流工質(zhì)為高壓水。本試驗設(shè)有高壓水箱，其設(shè)計壓強為10 MPa，為二次液流的來源。氣柜用于調(diào)節(jié)二次流的壓強，改變壓比，以改變二次液流的流量，從而可實現(xiàn)不同流場下噴管出口羽流的粒度測量。 在試驗中，主流與二次流采用柔性管路，分別以對稱的方式噴入相應(yīng)的工質(zhì)，避免試驗時出現(xiàn)振動。整個氣路系統(tǒng)布置如圖3所示。

圖3　供氣系統(tǒng)圖

1.3發(fā)動機系統(tǒng)

試驗發(fā)動機設(shè)計推力為100 N，主流壓強為1 MPa，噴管喉部采用矩形布置，尺寸為16 mm × 9 mm，擴張比2，收斂半角45°，擴張半角15°，設(shè)計安全壓強為10 MPa。其結(jié)構(gòu)見圖4，圖4(a)為發(fā)動機實物圖。圖4(b)為噴管半剖圖，該種發(fā)動機設(shè)計可通過移動堵塞的位置，能方便地實現(xiàn)不同的噴射方案，從而可實現(xiàn)不同流場下霧滴粒徑的測量。

1.3.1二次流互擊噴嘴

如圖5所示，二次流互擊噴嘴為兩邊帶有凸臺的長方體，在底面對稱開設(shè)2個相同的深孔作為噴射集液腔；噴射集液腔底面開設(shè)有有角度的通孔，通孔的個數(shù)為3。其中，2個斜孔是以中間孔為軸對稱布置的，3個通孔的互擊交點離喉部端面水平距離為1 mm。互擊角度是指2個斜孔的夾角，此冷流試驗中采用的噴嘴夾角為60°，中間噴孔的長度為3 mm。

(a)互擊噴嘴　　　　　(b)互擊噴嘴全剖圖

當(dāng)具有穩(wěn)定壓強的二次液流最終通過噴嘴通孔以互擊的形式射入噴管喉部或者擴張段，二次液流互擊后再與高壓主流氣體發(fā)生相互作用，產(chǎn)生霧化流場，霧滴在氣動力和表面相互作用力的作用下，進一步破碎成更細的霧滴。

1.3.2試驗噴射方案

試驗利用二次流互擊噴嘴，研究了發(fā)動機噴管出口羽流的霧滴粒徑分布。考察的互擊噴嘴噴射方案有3種，具體見表1。表中的圖形，其外圍矩形代表擴張段噴射情況(用來控制推力的方向)，內(nèi)部矩形代表喉部噴射情況(用來控制推力大小或主流喉部面積)。當(dāng)二次流噴射時，經(jīng)3個通孔的3股二次液流同時噴入，在交點處互擊，再與主流發(fā)生作用。

表1　3種噴射方案

1.4測控系統(tǒng)

測控系統(tǒng)包括測試系統(tǒng)和控制系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)是運用一套數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，實現(xiàn)數(shù)據(jù)采集集中化，記錄實時測量時的各路壓力與流量的數(shù)據(jù)，方便對試驗結(jié)果的處理與分析；同時，也用來控制2個電磁閥的開與關(guān)。測試系統(tǒng)主要是用粒度分析儀的測試軟件，測量不同壓比下和不同噴射方案下噴管出口處羽流的粒徑分布。

2　試驗相關(guān)參數(shù)

推力效率定義如下：

(1)

式中Fs0為發(fā)動機二次流與主流均噴入時產(chǎn)生的推力；F0為僅主流噴射時產(chǎn)生的推力。

有效喉部面積比：用來表征二次流噴入前后噴管的有效喉部面積之比，用來評判扼流能力的高低，其比值越小表征扼流能力越強，其具體定義見文獻[6]。

壓比：改變壓比可改變二次流的流量，實現(xiàn)不同的試驗工況，其定義如下：

(2)

式中p1為主流集氣室壓強；p2為二次流噴射壓強(具體見圖3)。

流量比：指二次流流量與主流流量之比，二次流流量通過流量計(精度0.5%)直接獲得，主流流量由管路上的音速噴嘴限定，試驗前對音速噴嘴進行標(biāo)定，從而實際主流流量由P6、P4和相應(yīng)的音速噴嘴標(biāo)定曲線確定。改變二次流的流量，可實現(xiàn)不同的試驗工況。

d10、d50、d90分別代表體積百分?jǐn)?shù)為10%、50%、90%時所對應(yīng)的粒子直徑[11]。索太爾平均直徑SMD，是反應(yīng)霧化細度常用的性能參數(shù)[12-13]。SMD越小，霧化越細。液霧分布指數(shù)N是反應(yīng)霧化流場均勻性的特性參數(shù)，N值越大，則流場越均勻[12]。本試驗數(shù)據(jù)處理采用應(yīng)用最廣的Rosin Rammler模型,其函數(shù)形式見文獻[14]。

3　霧化試驗結(jié)果與分析

3.1試驗結(jié)果

圖6給出了r=4.12，發(fā)動機擴張段和喉部同時噴射，對噴管出口處的霧化穩(wěn)態(tài)羽流進行了實時的粒度測量與采集。圖中有3條粒徑分布曲線，分別是最下方線條為d10下限粒子分布；最上方線條為d90上限粒子分布；中間為d50中位粒子分布。由圖6可見，粒子整體的振蕩幅度較小,隨著時間的推移，d10、d50和d90先有緩慢上升的趨勢，然后慢慢趨于穩(wěn)定狀態(tài)。中位粒徑d50其大小在60 μm左右波動，這說明壓強穩(wěn)定的二次液流與高壓主流氣體強烈撞擊后，短時間內(nèi)可在噴管出口形成霧化較好的流場，整體的霧化效果較高。

圖6　羽流粒徑-時間分布圖

為了進一步說明穩(wěn)態(tài)射流時噴管出口羽流的霧化效果，現(xiàn)以索太爾平均直徑SMD和液霧分布指數(shù)N來闡述。在上述圖6采集到的累積數(shù)據(jù)分布中，分別選取了穩(wěn)態(tài)射流第1 s和最后1 s時2個采樣點的液霧尺寸分布，對其霧化效果進行了分析。其粒徑尺寸分布圖見圖7。

(a)SMD=49.53 μm,N=2.93

(b)SMD=48.29 μm，N=2.64

圖7中曲線表示霧滴的累積體積分布，其大小對應(yīng)于左側(cè)的縱坐標(biāo)；圖中柱形代表霧滴的體積頻率分布，其大小對應(yīng)于右測的縱坐標(biāo)；橫坐標(biāo)為霧滴的直徑。圖7(b)中SMD為48.29 μm，比圖7(a)中的SMD較小些，說明其霧化場的霧滴更細些；同時，也可發(fā)現(xiàn)圖7(b)中霧滴分布指數(shù)N比圖7(a)中的更小些，說明其霧化的均勻性稍差。但就總體對比而言，SMD的大小都在49 μm左右，液霧分布指數(shù)N相差較小，故初末狀態(tài)時，這2個采樣點的霧化效果均較好。利用馬爾文粒度分析儀測量得到的SMD和分布指數(shù)N與壓比的關(guān)系如圖8所示。

噴管出口處的羽流霧化情況能在一定程度上反應(yīng)流體喉部二次流與主流相互作用時的霧化效果。從圖8中可發(fā)現(xiàn)，當(dāng)壓比一定時，SMD最小的噴射方案為喉擴噴射，說明此方案下霧滴的霧化細度最佳；液霧分布指數(shù)N最大的噴射方案是喉擴噴射，說明此方案下霧化流場分布最均勻。因此，在3種噴射方案中，綜合霧化的細度和均勻性，噴管出口處羽流霧化效果最好的方案為喉擴噴射。

喉擴噴射方案就是在喉部噴射方案的基礎(chǔ)上引進了擴張段射流，使得從擴張段噴射的二次流與在喉部已霧化好的流場進一步劇烈撞擊，加快霧滴的破碎速度，提高了羽流霧化的細度，與試驗得出的結(jié)果吻合。此方案中的擴張段射流既起到了提高霧化效果的效果，也可用來控制推力的方向[7]。

(a)索太爾平均直徑SMD

(b)分布指數(shù)N

在3種噴射方案中，隨著壓比的增加，N逐漸增大，均勻性變好，在1.8～3.6之間波動；同時，SMD也呈現(xiàn)出減小的趨勢，SMD的波動范圍為48～68 μm；顯然，霧化的細度和均勻性都在提高，故二次流與主流相互作用時，霧化效果逐漸變好。

韋伯?dāng)?shù)We作為氣液霧化破碎準(zhǔn)則被廣泛采用[15]，對于給定的流場，韋伯?dāng)?shù)越大，霧化越細。根據(jù)噴嘴的具體情況，分析了互擊噴嘴互擊點處的We，液流速度取噴嘴出口速度，喉部氣流速度為音速。噴嘴速度可由所測得的流量換算得到。圖9給出3種噴射方案時韋伯?dāng)?shù)與霧滴粒徑SMD的關(guān)系。從圖3中可觀察到，霧滴直徑隨著韋伯?dāng)?shù)的增加而減小，試驗測試結(jié)果與理論分析相吻合。

圖9　SMD與韋伯?dāng)?shù)的關(guān)系

3.2霧化與推力特性的關(guān)系

對于給定的流量，二次流與主流相互作用時的霧滴直徑越小，霧化的表面積越大，則燃燒更充分，二次流燃燒放熱更多，使扼喉能力得到提高。圖10和圖11分別給出了流量比、SMD與有效喉部面積比、推力效率的對應(yīng)關(guān)系。

從圖10和圖11中可發(fā)現(xiàn)，對于3種試驗噴射方案，隨著流量比的增加，霧滴直徑的減小，有效喉部面積比減小，推力效率提高。這是由于壓強升高，使二次射流流量增大，對主流的擠壓作用越強烈，霧滴破碎速度越快，霧滴直徑越小，同時產(chǎn)生的流阻越大，使集氣室壓強升高，扼流能力增強，推力效率提高。

同時，從圖10和圖11對比可發(fā)現(xiàn)，3種方案相比較而言，扼喉能力和推力效率最差的噴射方案為擴張段噴射，最好的噴射方案為喉擴同時噴射。這是因為擴張段噴射方案時二次流與主流相互擠壓作用不強烈，產(chǎn)生的流阻較小，使集氣室壓強升高不多，而喉擴噴射實際上是在喉部對射的基礎(chǔ)上引進擴張段射流，進一步增加流阻，使集氣室壓強升高較快。

(a)有效喉部面積比

(b)推力效率

(a)有效喉部面積比

(b)推力效率

4　結(jié)論

(1)以激光粒度分析儀基于激光散射法建立的粒度檢測系統(tǒng)，用來對發(fā)動機流體喉部噴管出口羽流的霧化粒子進行實時的粒度分布測量。對比發(fā)現(xiàn)，喉擴噴射方案的霧化效果最好。

(2)二次流與主流相互擠壓時，隨著壓比的增加，霧滴的直徑減小，波動范圍在45～70 μm；霧化的均勻性提高，分布指數(shù)的變化范圍在1.6～3.3，霧化效果逐漸變好。

(3)當(dāng)壓比提高時，使得二次射流流量增大，二次流與主流相互作用越強烈，扼喉能力變強，有效喉部面積比的變化范圍在0.88～0.99，推力效率提高，波動范圍在1.04～1.17。

[1]McAulay J E.Cold-air investigation of three variable throat area convergent-divergent nozzles[R].NASA TM X-42,1959.

[2]Gunter F L,Fahrenholz F E.Final report on a study of rocket thrust control by gas injection[R].Massachusetts Institute of Technology,Naval Supersonic Laboratory,Technical Report 448,1961.

[3]Blaszak J J,Fahrenholz F E.Rocket thrust control by gas injection[R].Massachusetts Institute of Technology,Naval Supersonic Laboratory,Technical Report 430,1960.

[4]Ashraf Ali,Carlos G Rodriguez,Andrew J Neely,et al.Combination of fluidic thrust modulation and vectoring in a 2D nozzle[R].AIAA 2012-3780.

[5]郭常超,李博,謝侃,等.流體喉部推力特性實驗 [J].航空動力學(xué)報,2015,30(4):999-1007.

[6]謝侃.固體火箭發(fā)動機流體喉部噴管技術(shù) [M].國防工業(yè)出版社，2015.

[7]張建華,謝侃.流體喉部噴管二次流矢量控制方案[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2012,38(3):309-313.

[8]楊道媛,馬成良,孫宏魏,等.馬爾文激光粒度分析儀粒度檢測方法及其優(yōu)化研究[J].中國粉體技術(shù)，2002,8(5)：27-30.

[9]甘舜仙.六分力試驗臺靜態(tài)誤差分析與調(diào)整 [J].推進技術(shù)，1987(6):73-81.

[10]劉宏璇.六分力測試方法研究[D].南京：南京理工大學(xué)，2008.

[11]舒霞,吳玉程,陶慶秀,等.Mastersizer2000分析報告解析[J].實驗技術(shù)與管理,2011, 28 (2):37-41.

[12]金如山.航空燃氣輪機燃燒室[M].北京：宇航出版社，1985.

[13]Lefebvre A H.Gas turbine combustion[M].Talor&Francis，1999.

[14]張弛,張榮偉,徐國強,等.直射式雙旋流空氣霧化噴嘴的霧化效果[J].航空動力學(xué)報,2006,21(5):805-809.

[15]馮志鵬.氣流中液滴破碎特性研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2014.

(編輯：薛永利)

Atomization characteristics of secondary-flow impinging injector in the transonic flow of nozzle throat

ZHANG Yang，XIE Kan，YUE Ming-hui，GUO Chang-chao，XU Qi，WANG Ning-fei

(School of Aerospace Engineering,Beijing Institute of Technology,Beijing100081,China)

In order to study atomization effects of secondary-flow impinging injector under the transonic condition on engine thrust,a series of cold-flow tests of fluidic nozzle throat were performed.The cumulative volume distribution,Sauter mean diameter (SMD) and droplet distribution index (N) of plume at the exit of engine nozzle were studied.The particle sizes in the plume were gained at different pressure ratios and injection cases.The test results show that with increasing pressure ratio,theSMDdecreases and the uniformity of atomization improves;the best case of atomization quality is the throat expanding section injection,meanwhile,the ability to control the throat and thrust efficiency increases with increasing the secondary-flow mass flow ratio.

fluid throat；impinging injector；particle size analyzer；average particle size；atomization

2015-08-19；

2015-09-08。

張揚(1990—),男,碩士,研究方向為航空宇航推進理論與工程。E-mail：zhang1577472212@163.com

V431

A

1006-2793(2016)04-0482-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.006