化學(xué)反應(yīng)熱對(duì)二次流矢量影響研究

李 想，謝 侃，程 楊，閆東峰，宋家輝，王寧飛

(北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100081)

0 引 言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高且響應(yīng)快速，是航空航天和軍事領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)[1-2]。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展至今，如何控制推力矢量是其發(fā)展面臨的核心問(wèn)題之一。對(duì)飛行器來(lái)說(shuō)，推力矢量控制系統(tǒng)和空氣動(dòng)力控制面是主要的矢量控制手段，但是對(duì)于部分飛行器尤其對(duì)于彈道導(dǎo)彈或空天飛行器來(lái)說(shuō)，任務(wù)高度空氣稀薄、發(fā)射條件限制氣動(dòng)設(shè)計(jì)、大機(jī)動(dòng)需求使得空氣動(dòng)力控制方法不能獨(dú)立完成矢量控制效果，推力矢量控制成為必要選擇[3]。

推力矢量控制系統(tǒng)通常分為機(jī)械式和流體二次噴射兩種。其中機(jī)械式推力矢量控制系統(tǒng)分為固定噴管、輔助發(fā)動(dòng)機(jī)和可動(dòng)噴管；流體二次噴射推力矢量控制系統(tǒng)分為氣體二次噴射和液體二次噴射系統(tǒng)。目前，機(jī)械式是較為主流的控制方法，但推力損失較大，舵面燒蝕嚴(yán)重，結(jié)構(gòu)質(zhì)量過(guò)大，限制了其應(yīng)用前景。而二次噴射推力矢量控制系統(tǒng)較為完善，如通過(guò)燃燒室燃?xì)庖鳎瑹o(wú)需額外氣源供給系統(tǒng)，相較機(jī)械式控制系統(tǒng)能夠在一定程度上減輕系統(tǒng)重量[4-6]。

雖然推力矢量控制技術(shù)具有上述的很多優(yōu)點(diǎn)，但是在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)激波誘導(dǎo)矢量控制[7-20]的工程運(yùn)用方面目前還處于初級(jí)階段，本文主要針對(duì)主流燃?xì)馀c液相二次射流發(fā)生化學(xué)反應(yīng)對(duì)于矢量控制系統(tǒng)造成的影響進(jìn)行了研究。

1 計(jì)算模型與方法

1.1 計(jì)算模型

二次射流入口處于擴(kuò)張段。噴管喉部直徑為548.04 mm，擴(kuò)張比為12.415，收斂半角為45°，擴(kuò)張半角為21°。未進(jìn)行二次流體噴射時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)推力為280 kN，燃燒室工作壓力為6.8 MPa，噴管處于完全膨脹狀態(tài)。

計(jì)算域網(wǎng)格如圖1所示，以圖1中網(wǎng)格為例，二次射流的注射角度為90°，使用該網(wǎng)格進(jìn)行仿真計(jì)算之前，對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行了無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。選用的網(wǎng)格數(shù)量分別為30萬(wàn)、50萬(wàn)、70萬(wàn)、150萬(wàn)和300萬(wàn)。計(jì)算發(fā)現(xiàn)隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加，噴管內(nèi)流場(chǎng)變得精細(xì)。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量超過(guò)70萬(wàn)之后，噴管流場(chǎng)內(nèi)的參數(shù)變化十分微小，屬于可接受的誤差范圍。后續(xù)模擬將使用70萬(wàn)網(wǎng)格尺度進(jìn)行仿真分析，通過(guò)仿真得到的結(jié)論是可靠的。

圖1 網(wǎng)格模型Fig.1 Grid model

參考甲烷在射流中擴(kuò)散燃燒機(jī)理[21]，將主流入口設(shè)定為壓強(qiáng)入口，壓強(qiáng)為6.8 MPa，燃?xì)鉁囟葹? 000 K。由于在渦耗散燃燒模型中，需要有反應(yīng)產(chǎn)物的存在便于啟動(dòng)反應(yīng)，所以在入口處選擇了少量的反應(yīng)產(chǎn)物作為摻混便于啟動(dòng)反應(yīng)，因此選擇CH4摩爾質(zhì)量占比98%、H2O占比1%、CO2占比1%作為主流燃?xì)獾慕M分。二次射流組分為O2，使主流中的CH4與射流中的O2交匯之后發(fā)生反應(yīng)，射流的壓強(qiáng)及溫度根據(jù)具體工況而定。由于選擇了霧化液滴的二次噴射系統(tǒng)，所以霧化液滴的參數(shù)就是二次射流的邊界條件，主要參數(shù)為液滴直徑、液滴速度和液滴溫度。出口為壓力出口，采用海平面參數(shù)。壁面設(shè)定為絕熱無(wú)滑移邊界。

1.2 液相蒸發(fā)汽化模型

考慮單組分液滴處于溫度為Tg的環(huán)境氣體中，液滴表面溫度為Ts，在液滴的汽化過(guò)程中，主流燃?xì)饬鲌?chǎng)中的壓力、溫度、傳輸特性以及自身的溫度、速度和液滴直徑等參數(shù)會(huì)對(duì)其產(chǎn)生一定影響，本文參考集總參數(shù)模型，即不考慮液滴內(nèi)部溫度梯度，通過(guò)求解液滴內(nèi)部液相溫度方程獲得液滴表面及整個(gè)液滴內(nèi)部溫度分布：

1.3 化學(xué)燃燒模型

將四步簡(jiǎn)化反應(yīng)機(jī)理[22-23]進(jìn)行相應(yīng)的合并串聯(lián)，其中基于無(wú)限快反應(yīng)速率的單步反應(yīng)(Global one-step)，產(chǎn)物中不包含CO：

CH4+2O2→CO2+2H2O

基于無(wú)限快反應(yīng)速率的兩步反應(yīng)(two-step)，產(chǎn)物中包括CO：

CH4+1.5O2→CO+2H2O

CO+0.5O2→CO2

二次射流相對(duì)于主流燃?xì)庾龇肿觽鬟f的本質(zhì)是一種擴(kuò)散過(guò)程。擴(kuò)散過(guò)程包括濃度梯度產(chǎn)生的濃度擴(kuò)散、溫度梯度產(chǎn)生的溫度擴(kuò)散、壓力梯度產(chǎn)生的壓力擴(kuò)散以及其他外力帶來(lái)的強(qiáng)制擴(kuò)散過(guò)程。對(duì)于類似于二次射流矢量控制系統(tǒng)中的二元模型，F(xiàn)ick A提出了菲克第一擴(kuò)散定律[24]，將其方程的矢量形式與分子動(dòng)理論相應(yīng)概念相對(duì)比可以得出如下方程：

式中:a=3.640×10-4；b=2.334；Dij為組分i相對(duì)于組分j的擴(kuò)散系數(shù)，Dji為組分j相對(duì)于組分i的擴(kuò)散系數(shù)，由于是二元系統(tǒng)，則Dij=Dji，誤差在6%～10%之間。

在本文中，混合相為液態(tài)的二次噴射流體以及高溫燃?xì)猓谛枰木确秶鷥?nèi)，可以采用較為簡(jiǎn)單的計(jì)算公式：

式中：p0和T0為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下的壓力和溫度，分別為101 325 Pa和273.15 K；p和T為當(dāng)?shù)貕毫彤?dāng)?shù)販囟龋粯?biāo)準(zhǔn)擴(kuò)散系數(shù)D0=2.56×10-5m2/s。

對(duì)于本文的二次噴射這一非預(yù)混燃燒系統(tǒng)，噴管內(nèi)部流場(chǎng)的燃燒過(guò)程采用基于渦耗散模型的渦耗散概念(EDC)燃燒模型[25]進(jìn)行模擬，其化學(xué)反應(yīng)速率由Splading渦破碎模型提出的渦流混合時(shí)間尺度ε/k來(lái)控制，其中k表示湍動(dòng)能，ε表示耗散率。當(dāng)渦流混合時(shí)間尺度ε/k>0，燃燒就默認(rèn)為在進(jìn)行中。

1.4 數(shù)值模型

偏微分方程的離散采用有限體積方程，采用全耦合密度-速度耦合方法(coupled method)求解離散后的代數(shù)方程，時(shí)間步進(jìn)采用二階顯式格式，變量空間梯度采用最小二乘法求解，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式求解，擴(kuò)散項(xiàng)的離散采用二階中心差分格式。選擇加強(qiáng)壁面函數(shù)處理邊界層。

計(jì)算假設(shè)如下：

(1)燃?xì)鉃槔硐霘怏w，具有各向同性，忽略體積力影響；

(2)與外界無(wú)熱交換；

(3)液體二次噴射過(guò)程中為氣液兩相流動(dòng)，主流中不考慮推進(jìn)劑未完全燃燒后的固體顆粒；

(4)液滴為直徑相等的球形液滴，并且需要忽略液滴之間的相互作用，不考慮液滴之間的相互作用導(dǎo)致的破碎和聚集等相關(guān)情形；

(5)液滴內(nèi)部的熱阻在計(jì)算過(guò)程中忽略不計(jì)，也就是整個(gè)球形液滴的溫度處于均一處處相等的設(shè)定；

(6)液滴在噴射面上處于等密度分布，在入口不涉及不均等排列。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 典型的流動(dòng)分析

圖2～3為對(duì)稱面和射流入口下游橫截面上的壓力、溫度以及馬赫數(shù)云圖，通過(guò)對(duì)稱面上的云圖可以很直觀地看出誘導(dǎo)激波的偏轉(zhuǎn)；通過(guò)溫度云圖可以看到射流與主流反應(yīng)的高溫區(qū)域，結(jié)合橫截面云圖來(lái)看，下游橫截面偏上位置二次射流流向出口的低溫區(qū)域十分明顯；通過(guò)對(duì)稱面上的馬赫數(shù)云圖可以看出射流入口上下游的渦流。

圖2 液相組分下對(duì)稱面流場(chǎng)壓力、溫度和馬赫數(shù)云圖Fig.2 Contours of pressure,temperature and Mach number in symmetry plane with liquid phase

分析得出，溫度云圖中的高溫區(qū)域以及組分云圖中CO2濃度上升的區(qū)域?yàn)榉磻?yīng)區(qū)域，如圖4所示?？梢钥闯龇磻?yīng)區(qū)域的大致位置以及CO2濃度的大致變化，與氣相反應(yīng)系統(tǒng)中相類似，在橫截面偏上位置有低CO2濃度區(qū)域，這部分區(qū)域?yàn)樯形窗l(fā)生反應(yīng)的射流組分。

圖3 液相組分下射流入口下游截面流場(chǎng)壓力、溫度和馬赫數(shù)云圖Fig.3 Contours of pressure,temperature and Mach number in the downstream of flow field inlet with liquid phase

圖4 對(duì)稱面、出口截面CO2組分濃度云圖Fig.4 Contours of CO2 component in the symmetrical plane and the exit section

通過(guò)圖 5可以看出在射流入口下游截面以及出口截面上霧化液滴不同位置上的大致濃度。在此工況下，下游橫截面和出口截面仍有極少量液滴處于待汽化狀態(tài)，其中液滴直徑的影響較大。

圖5 射流入口下游截面、出口截面離散項(xiàng)云圖Fig.5 Contours of discrete phase in the downstream section of the jet flow inlet and the exit section

2.2 組分對(duì)比分析

通過(guò)圖6對(duì)比可以看到，對(duì)稱面中(a)圖比(b)圖中的相同氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)所占的面積要大，面積表現(xiàn)在二次射流入射的深度以及隨著主流流動(dòng)的距離，也就是說(shuō)，發(fā)生反應(yīng)的過(guò)程使得氧氣參與反應(yīng)，隨著氧氣與主流燃?xì)饧淄榈慕佑|，反應(yīng)面積加大，在二次射流入口的下游完成了反應(yīng)。未發(fā)生反應(yīng)的工況下不存在明顯的拖尾效應(yīng)，氧氣是隨著流動(dòng)的距離增大而導(dǎo)致質(zhì)量分?jǐn)?shù)降低，與反應(yīng)過(guò)程的消耗無(wú)關(guān)。

圖6 氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)云圖對(duì)比Fig.6 Contours comparison for oxygen mass fraction

2.3 溫度對(duì)比分析

由于反應(yīng)過(guò)程放出的熱量是矢量控制效果提升的關(guān)鍵因素，這里將射流入口上游、下游以及噴管出口三個(gè)截面上的溫度云圖截取進(jìn)行對(duì)比分析。從總體來(lái)看，是否帶有反應(yīng)工況的溫度云圖在流場(chǎng)下游有很大的區(qū)別，這在之前數(shù)值對(duì)比的過(guò)程中提到過(guò)，是由于反應(yīng)放出的熱導(dǎo)致溫度升高，噴管整體的能量增大。對(duì)稱面的溫度云圖對(duì)比如圖7所示，可以看出在射流入口一側(cè)的溫度升高，射流與主流間的交叉流場(chǎng)形成的激波導(dǎo)致一部分熱量沿著激波流動(dòng)，一部分熱量仍在反應(yīng)區(qū)隨著主流流出噴管。

圖7 溫度云圖對(duì)比Fig.7 Contours comparison for temperature

射流入口上游截面溫度對(duì)比云圖如圖8所示，可以看出，誘導(dǎo)激波的起始點(diǎn)在射流入口上游，帶有反應(yīng)的工況有更寬厚的弓形激波產(chǎn)生，圖中溫度最高的區(qū)域可以理解為誘導(dǎo)激波的截面面積；同理,溫度越高的情況下，對(duì)應(yīng)的激波能量也就越強(qiáng)。

圖8 射流入口上游截面溫度云圖對(duì)比Fig.8 Contours comparison for temperature in the upstream section of jet flow inlet

通過(guò)圖9射流入口下游截面溫度對(duì)比云圖以及圖10噴管出口截面溫度對(duì)比云圖可以看出，與發(fā)生反應(yīng)的工況相比較，在射流下游截面存在U形的高溫區(qū)域，這部分區(qū)域可以理解為反應(yīng)的截面，U形區(qū)域內(nèi)部為未發(fā)生反應(yīng)的O2，而外部即為反應(yīng)之后的組分；而在噴管出口截面靠近二次射流的一側(cè)，未發(fā)生反應(yīng)的工況下不存在由于反應(yīng)所產(chǎn)生的高溫區(qū)域，由于二次射流的溫度略低于主流燃?xì)?，?huì)形成一道有一定寬度的低溫馬蹄渦流；而在發(fā)生反應(yīng)的出口截面云圖中，截面上側(cè)有一道由上至下逐漸變寬的高溫區(qū)域，高溫區(qū)域的截面呈水滴形，是由于主流的還原性燃?xì)馀c二次射流的氧化性氣體發(fā)生了反應(yīng)，氧化反應(yīng)的出現(xiàn)導(dǎo)致反應(yīng)區(qū)域的溫度上升，并且在射流進(jìn)入主流流場(chǎng)后，隨著射入的深度增加，發(fā)生反應(yīng)的面積也在增大，所以在截面上的溫度場(chǎng)中高溫區(qū)域呈現(xiàn)出水滴的形狀。

圖9 射流入口下游截面溫度云圖對(duì)比Fig.9 Contours comparison for temperature in the downstream section of jet flow inlet

圖10 出口截面溫度云圖對(duì)比圖Fig.10 Contours comparison for temperature in the exit section

2.4 馬赫數(shù)對(duì)比分析

在圖11出口截面的馬赫數(shù)云圖上能進(jìn)一步證明2.3小節(jié)的結(jié)論，在指出的高溫區(qū)域位置，由于溫度高導(dǎo)致當(dāng)?shù)芈曀俅?，?duì)應(yīng)的馬赫數(shù)也就小一些，所以在云圖中表現(xiàn)出水滴狀的低馬赫數(shù)區(qū)域。不過(guò)在溫度差距不大的其他區(qū)域，帶有反應(yīng)的工況下馬赫數(shù)更高一些。

圖11 出口截面馬赫數(shù)云圖對(duì)比圖Fig.11 Contours comparison for Mach number in the exit section

2.5 液滴流量的影響

從宏觀角度分析霧化液滴射流下的擴(kuò)張段推力矢量控制系統(tǒng)，隨著二次射流質(zhì)量流量的增大，次/主流質(zhì)量流量比隨之增大，交叉流場(chǎng)中的橫向動(dòng)量變大導(dǎo)致側(cè)向控制力增大，推力矢量角也就隨之增大,如圖12所示。

圖12 液滴流量對(duì)軸向推力、側(cè)向控制力和推力矢量角的影響Fig.12 Influence of droplet flowrate on axial thrust,lateral control force and thrust vector angle

2.6 液滴直徑的影響

通過(guò)數(shù)值計(jì)算得到的數(shù)據(jù)，經(jīng)過(guò)整理可以得到圖13。在霧化液滴直徑為40～60 μm之間，霧化液滴直徑對(duì)于矢量控制效果的影響幾乎不存在，而當(dāng)液滴直徑大于80 μm時(shí)，隨著液滴直徑的增大，矢量控制效果有一定的負(fù)面影響，側(cè)向控制力和推力矢量角都有一定的衰減。

與文獻(xiàn)[26-27]中試驗(yàn)結(jié)論相一致：通過(guò)試驗(yàn)得出了圖14，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。整體的振蕩幅度較小，隨著時(shí)間的推移，d10,d50和d90先有緩慢上升的趨勢(shì)，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(dòng)，這說(shuō)明壓強(qiáng)穩(wěn)定的二次液流與高壓主流氣體強(qiáng)烈撞擊后，短時(shí)間內(nèi)可在噴管出口形成霧化較好的流場(chǎng)，整體的霧化效果較高。

圖13 液滴直徑對(duì)軸向推力、側(cè)向控制力和推力矢量角的影響Fig.13 Influence of droplet diameter on axial thrust,lateral control force and thrust vector angle

圖14 霧化粒徑-時(shí)間分布圖Fig.14 Distribution diagram of atomized particle diameter with time

霧化液滴直徑越大，液體射流在主流場(chǎng)中汽化所需要的時(shí)間也就越長(zhǎng)，運(yùn)動(dòng)的軌跡也就越長(zhǎng)。具體可以通過(guò)圖15～16對(duì)比發(fā)現(xiàn)，汽化過(guò)程的軌跡與誘導(dǎo)激波軌跡類似，汽化未完成導(dǎo)致液滴相對(duì)于氣體的壓力較低、膨脹不完全，所以激波的偏轉(zhuǎn)角度更小。

圖15 離散項(xiàng)汽化云圖Fig.15 Contours of discrete item vaporization

圖16 馬赫數(shù)云圖Fig.16 Contours of Mach number

3 反應(yīng)熱對(duì)射流矢量控制效果的影響

3.1 反應(yīng)熱對(duì)射流矢量控制效果的機(jī)理分析

由于射流系統(tǒng)工作的過(guò)程中，射流與主流燃?xì)獍l(fā)生氧化還原反應(yīng)放出熱量，所以在這個(gè)過(guò)程中激波偏轉(zhuǎn)有一定的震蕩，如圖17所示。圖中黑線為射流系統(tǒng)正常工作下的激波偏轉(zhuǎn)角度，而紅線為當(dāng)前液相射流下的激波偏轉(zhuǎn)，可以發(fā)現(xiàn)，液相射流下的激波有一定程度偏向軸線方向，通過(guò)氧化還原反應(yīng)放出熱量使得激波進(jìn)一步偏轉(zhuǎn)，達(dá)到推力矢量控制的效果。

圖17 射流系統(tǒng)對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖Fig.17 Mach number contours of jet system symmetry plane

3.2 反應(yīng)熱對(duì)氣相射流矢量控制效果分析

通過(guò)數(shù)值計(jì)算所得到的結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)反應(yīng)熱會(huì)對(duì)系統(tǒng)推力矢量控制效果有一定的積極影響。通過(guò)圖18的軸向推力、側(cè)向控制力和推力矢量角對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，帶有反應(yīng)的工況下的側(cè)向控制力以及推力矢量角的表現(xiàn)在一定范圍內(nèi)優(yōu)于不帶有反應(yīng)的。并且隨著次/主流流量比逐漸增大，推力矢量角和側(cè)向控制力的提升量隨之增大，而推力矢量角和側(cè)向控制力的提升率呈衰減趨勢(shì)，這是由于隨著射流流量的增大，反應(yīng)不充分，所以側(cè)向控制力和推力矢量角的提升率受到了的影響；而對(duì)于小流量比的工況，盡管反應(yīng)產(chǎn)生的熱相比大流量比工況少，但是反應(yīng)過(guò)程更充分，所以對(duì)于推力矢量角和側(cè)向控制力的提升率反而更大。反應(yīng)熱對(duì)側(cè)向控制力以及推力矢量角提升曲線如圖19所示，通過(guò)圖19中數(shù)據(jù)分析可得：小流量比條件下，反應(yīng)模型的側(cè)向控制力提升為10.5%，推力矢量角提升為10.8%。軸向推力不會(huì)受到明顯影響，證明反應(yīng)熱對(duì)于推力矢量控制在絕大范圍內(nèi)無(wú)負(fù)面效果。

圖18 軸向推力、側(cè)向控制力和推力矢量角對(duì)比Fig.18 Comparison of axial thrust,lateral control force and thrust vector angle

3.3 反應(yīng)熱對(duì)霧化射流矢量控制效果分析

最佳霧化液滴直徑條件下的液相射流工況與氣相射流工況對(duì)比是在改變次/主流質(zhì)量流量比的條件下，對(duì)相同工況下的軸向推力、側(cè)向控制力以及推力矢量角等數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，如圖20所示?？梢园l(fā)現(xiàn)，反應(yīng)熱對(duì)氣相射流系統(tǒng)與液相射流系統(tǒng)下的軸向推力大小幾乎處于同樣水準(zhǔn)，而氣相系統(tǒng)下的側(cè)向控制力要優(yōu)于液相系統(tǒng)，導(dǎo)致推力矢量角有一定差值。通過(guò)對(duì)數(shù)值計(jì)算的結(jié)果進(jìn)行處理，可以得出，液相射流系統(tǒng)下的推力矢量控制效果要劣于氣相系統(tǒng)，推力矢量角減小幅度在3%～5%，在同樣的次/主流質(zhì)量流量比下，液相射流系統(tǒng)下的推力矢量控制效果約為氣相系統(tǒng)的95%。

圖19 反應(yīng)熱對(duì)側(cè)向控制力以及推力矢量角提升曲線Fig.19 Reaction heat versus lateral control force and thrust vector angle lifting curve

圖20 軸向推力、側(cè)向控制力與推力矢量角對(duì)比Fig.20 Comparison of axial thrust,lateral control force and thrust vector angle

盡管液相射流推力矢量控制效果不如氣相系統(tǒng)，但是在實(shí)際應(yīng)用中考慮熱保護(hù)問(wèn)題時(shí)，采用液相射流推力矢量控制比使用固體燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生高溫氣體射流可靠性更高，且在側(cè)向控制力為軸向推力的10%條件下，液相射流推力矢量控制與氣相射流推力矢量控制所差的側(cè)向推力尚未達(dá)到軸向推力的1%，差值并不明顯，因此可以認(rèn)為液相射流推力矢量控制結(jié)構(gòu)更為可靠。

4 結(jié) 論

本文研究了氣相二次流與液相霧化二次流噴注產(chǎn)生的反應(yīng)熱對(duì)推力矢量的影響，得到了以下結(jié)論:

(1)霧化液滴的質(zhì)量流量對(duì)于推力矢量控制效果有影響，隨著質(zhì)量流量的增大，側(cè)向控制力和推力矢量角都隨之增大。

(2)霧化液滴的直徑對(duì)于側(cè)向控制力和推力矢量角有一定的影響。當(dāng)液滴直徑大于80 μm時(shí)，隨著直徑的增大側(cè)向推力和矢量角均隨之減小。而在40～60 μm的范圍內(nèi)，側(cè)向控制力和推力矢量角不會(huì)隨之發(fā)生顯著變化。

(3)在側(cè)向控制力為軸向推力的10%條件下，反應(yīng)熱對(duì)液相射流矢量控制與對(duì)氣相射流矢量控制所差的側(cè)向控制力尚未達(dá)到軸向推力的1%；其余條件下，推力要求霧化液滴射流系統(tǒng)的推力矢量控制效果相比氣相系統(tǒng)衰減了3%～5%以內(nèi)。所以綜合考慮，使用液相射流進(jìn)行推力矢量控制更為合適。