壁面組合孔噴注增強(qiáng)混合研究

劉　昊，賀云龍，劉曉偉

（1.西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100；2.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，陜西西安710100）

壁面組合孔噴注增強(qiáng)混合研究

劉昊1，賀云龍2，劉曉偉1

（1.西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100；2.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，陜西西安710100）

為增強(qiáng)超聲速氣流中壁面噴注的燃料射流與氣流混合，提出了一種壁面組合孔噴注方式。通過對單孔及組合孔噴注方式燃料射流流場仿真結(jié)果的對比分析發(fā)現(xiàn)，采用壁面噴注孔噴注燃料時(shí)，燃料射流與來流的混合過程在射流近場穿透深度起主導(dǎo)作用，而在射流遠(yuǎn)場渦則起主導(dǎo)作用。計(jì)算結(jié)果表明，采用壁面組合孔噴注氫氣時(shí)，燃料射流增強(qiáng)了流場展向渦量，從而在射流遠(yuǎn)場獲得了更好的射流與來流混合。

超聲速氣流；組合孔，噴注；混合增強(qiáng)

0　引言

超聲速氣流中噴注燃料要求快速實(shí)現(xiàn)燃料與氣流混合及燃燒，壁面噴注由于方案簡單易行，并且較支桿/板等插入式結(jié)構(gòu)對來流的干擾小，引起了眾多學(xué)者關(guān)注。壁面噴注最常見的方式為壁面垂直噴注［1-3］，此時(shí)噴注的燃料和超聲速主流相互作用，在噴嘴前形成弓形激波，導(dǎo)致附面層分離，使得燃料在噴嘴上游與主流空氣以亞聲速混合，實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定傳播。同時(shí)，燃料射流引發(fā)周期性大尺度渦結(jié)構(gòu)，促進(jìn)了燃料與空氣的混合。但在高馬赫數(shù)時(shí)，噴嘴前的弓形激波增強(qiáng)導(dǎo)致過高的總壓損失。采用一定角度噴注，可降低總壓損失，射流的軸向動(dòng)量還可提供部分凈推力，但相關(guān)研究表明近場混合效果會(huì)被減弱［4-6］。此外，還有學(xué)者研究了噴嘴出口形狀對燃料混合特性的影響［7-9］，研究表明，噴嘴出口形狀對噴嘴附近的漩渦及激波強(qiáng)度有較大影響。仝毅恒等基于高速攝影實(shí)驗(yàn)定性研究了液態(tài)燃料單孔噴注、噴孔展向組合噴注及噴孔流向組合噴注對燃料穿透深度及激波角的影響［10］。

為降低壁面噴注在高馬赫數(shù)來流條件下的流動(dòng)損失，增強(qiáng)來流/燃料混合，本文提出了一種適用于氣態(tài)燃料噴注的壁面組合孔噴注方式。通過CFD方法對單孔及組合孔兩種噴注方式的流場、來流/燃料摻混效果進(jìn)行了對比、分析，揭示出近場穿透深度主導(dǎo)+遠(yuǎn)場渦主導(dǎo)的混合模式。

1　物理模型及計(jì)算方法

1.1物理模型

本文研究了2種壁面噴孔形式：（1）單孔，直徑2 mm；（2）組合孔，6個(gè)噴注孔等邊三角形排列，總噴注面積與φ2 mm單孔面積相等。噴孔尺寸及排列方式見圖1。計(jì)算域長110 mm（其中噴孔上游50 mm，下游60 mm），寬20 mm，高15 mm。

計(jì)算采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格在噴孔及壁面處加密，單孔計(jì)算網(wǎng)格68.4萬，組合孔計(jì)算網(wǎng)格77.7萬。

1.2計(jì)算方法

采用有限體積法，時(shí)間推進(jìn)隱式求解三維雷諾平均Naver-Stokes方程及組分輸運(yùn)方程，對流通量計(jì)算采用二階AUSM格式，粘性通量計(jì)算采用基于Guass定理的中心格式，湍流模型選取Realizable k-ε模型。

1.3邊界條件

進(jìn)口、上邊界設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場，給定來流Ma、靜壓、靜溫及組分質(zhì)量百分?jǐn)?shù)；下邊界設(shè)定為無滑移、絕熱壁；噴孔設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場，給定來流Ma、靜壓、靜溫及組分質(zhì)量百分?jǐn)?shù)；兩側(cè)邊界設(shè)定為對稱邊界；出口設(shè)定為壓力出口，給定背壓。

1.4來流及噴流條件

來流為Ma=3.4，p=32 424 Pa，T=1 290 K的空氣；燃料為氫氣，噴孔出口Ma=1.0，p=490 000 Pa，T=240 K。

2　計(jì)算結(jié)果與討論

對長度采用單孔直徑（D=2 mm）進(jìn)行無量綱處理，單孔方式噴孔中心位于X/D=0處，組合孔方式第一排直徑0.44 mm圓孔中心位于X/D=0處。

圖2給出了中心截面氫質(zhì)量分?jǐn)?shù)2%等值線，從圖中可以看出，在約軸向位置X=5D之前，單孔噴注燃料在高度方向獲得了更好的分布，分析認(rèn)為這是由于兩種噴孔方式總面積相同，而單孔噴注濕面積小，因此燃料射流獲得了更好的穿透深度。

圖3給出了兩種噴孔方式軸向截面混合效率沿程分布對比。混合效率［11］定義為可燃燒的燃料占噴注進(jìn)入燃燒室的燃料的比例，其表達(dá)式如下：

圖3　軸向截面混合效率沿程分布Fig.3　On-way distribution of section mixing efficiency at axial direction

從圖3中可以看出，在軸向位置X=5D以前，單孔噴注獲得了較高的混合效率；在軸向位置X=5D以后，組合孔噴注優(yōu)勢開始凸顯，且隨著軸向距離的增大混合增強(qiáng)效果越來越明顯，在出口X=30D位置，其混合效率已達(dá)到0.463，遠(yuǎn)高于單孔噴注（混合效率0.328）。

圖4給出了2種噴孔方式軸向截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)沿程分布對比。在軸向位置X=5D以前，由于組合孔噴注射流引起的弓形激波弱于單孔，其總壓恢復(fù)系數(shù)高于單孔噴注；在軸向位置X=10D以后，由于組合孔噴注氫氣射流與主流獲得了更好的混合，混合過程引起的總壓損失亦大，從而導(dǎo)致其總壓恢復(fù)系數(shù)低于單孔噴注。

圖4　軸向截面總壓恢復(fù)系數(shù)沿程分布Fig.4　On-way distribution of section total pressure recovery coefficient at axial direction

圖5、圖6和圖7分別給出了2種噴孔方式流場流向渦量、橫向渦量及展向渦量等值面（淺色代表-3×105等值面，深色代表3×105等值面）。氫氣射流一經(jīng)噴出，三個(gè)方向渦量達(dá)到同一量級，流場呈現(xiàn)出強(qiáng)的三維特征。同時(shí)，從圖中可看出，2種噴孔方式下，射流流場流向渦量及橫向渦量等值面形狀及大小接近，表明流向及橫向渦量水平相當(dāng)；采用組合孔噴注時(shí)，展向渦量等值面覆蓋范圍明顯高于單孔噴注，表明組合孔噴注流場展向渦量水平高于單孔噴注，即組合孔噴注增強(qiáng)了流場展向渦量，這也是組合孔噴注方式在射流遠(yuǎn)場獲得更好燃料/來流混合的主要原因。

圖5　流向渦量ωx=±3×105等值面Fig.5　Contour surface of streamwise vorticity ωx=±3×105

圖6　橫向渦量ωz=±3×105等值面Fig.6　Contour surface of crosswise vorticity ωz=±3×105

圖7　展向渦量ωy=±3×105等值面Fig.7　Contour surface of spanwise vorticity ωy=±3×105

綜合以上分析可見，壁面噴注時(shí)，燃料射流穿透深度對于燃料與來流的混合過程僅在射流近場起到主導(dǎo)作用（對于本文而言，影響到5倍噴孔直徑處）；而在射流遠(yuǎn)場，燃料射流與來流的混合過程則主要由渦主導(dǎo)。

3　結(jié)論

為改善壁面噴注燃料射流與來流混合，本文提出一種組合孔噴注方式。對單孔及組合孔2種壁面噴注方式流場數(shù)值仿真及分析表明：

1）氫氣射流與來流的混合過程在射流近場有限區(qū)域受穿透深度主導(dǎo)，在射流遠(yuǎn)場區(qū)域受渦主導(dǎo)；

2）相對于單孔噴注，組合孔噴注增強(qiáng)了流場的展向渦量，在射流遠(yuǎn)場有效增強(qiáng)了氫氣射流與來流的混合。

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［10］仝毅恒，李清廉，吳里銀，等.超聲速氣流中液體橫向射流組合噴注特性實(shí)驗(yàn)［J］.國防科技大學(xué)學(xué)報(bào)，2014，36（2）：73-80.

［11］WILLIAM H H，DAVID T P.Hypersonic airbreathing propulsion［M］.Washington DC：American Institute of Aeronautics and Astronautics，Inc，1994.

（編輯：陳紅霞）

Study on a new injection technology for enhancing mixture by orifice set in wall

LIU Hao1，HE Yunlong2，LIU Xiaowei1
（1.Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China 2.Academy of Aerospace Propulsion Technology，Xi'an 710100，China）

A new injection technology of special orifice set in wall is proposed to enhance the mixture of injection fuel jet flow and supersonic air flow.It is found by flow field simulation comparison of fuel jet flow between single orifice injection and orifice set injection that，when the wall injection orifice is used to inject the fuel in the mixing process of fuel jet flow and air flow，the penetration depth plays leadingroles in near field ofjet flow and the vortex plays the leadingroles in far field of jet flow.The CFD results indicate that the hydrogen jet injected by the orifice set enhances the spanwise vortex of flow field，which will obtain better mixture of jet flow and air flow in far field of jet flow.

supersonic air flow；orifice set；injection；mixing enhancement

V434-34

A

1672-9374（2016）02-0025-04

2015-03-27；

2015-05-06

劉昊（1984—），男，博士，高級工程師，研究領(lǐng)域?yàn)榻M合推進(jìn)燃燒技術(shù)