SDBD等離子體增強(qiáng)雙股矩形射流摻混性能實(shí)驗(yàn)研究

車學(xué)科, 李修乾, 李金龍, 寧永建, 陳慶亞, 陳 川, 王皓田

(1. 航天工程大學(xué), 北京 101416; 2. 太原衛(wèi)星發(fā)射中心, 山西太原 030000)

引 言

姿軌控液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率是決定衛(wèi)星、 空間站、 深空探測(cè)器等各類航天器壽命的關(guān)鍵因素. 但姿軌控液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部噴注器單元數(shù)量一般較少, 燃燒室容積也很受限, 導(dǎo)致推進(jìn)劑霧化、 摻混性能相對(duì)較低, 尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)處于脈沖工況、 變推力工況下, 霧化、 混合性能更是受到顯著影響. 提高噴注過(guò)程中射流摻混特性, 將有效增強(qiáng)燃燒效果[1].

噴嘴是發(fā)動(dòng)機(jī)中將推進(jìn)劑噴注到燃燒室的重要部件, 直接影響噴注射流摻混性能, 進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火與燃燒效率. 國(guó)內(nèi)外對(duì)噴嘴特性已經(jīng)開展了大量實(shí)驗(yàn)與仿真研究[2-10], 主要集中于霧化特性, 或者燃燒不穩(wěn)定問(wèn)題, 對(duì)推進(jìn)劑噴注射流、 摻混性能的關(guān)注較少[11]. 噴嘴結(jié)構(gòu)一定時(shí), 對(duì)噴注狀態(tài)進(jìn)行調(diào)節(jié)相對(duì)困難, 發(fā)動(dòng)機(jī)深空復(fù)雜條件下點(diǎn)火與燃燒效率降低[12]. 對(duì)噴注射流進(jìn)行控制, 增強(qiáng)射流摻混特性, 使姿軌控液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)能夠適應(yīng)復(fù)雜環(huán)境, 具有現(xiàn)實(shí)需求.

射流控制技術(shù)分為主動(dòng)控制技術(shù)和被動(dòng)控制技術(shù). 被動(dòng)控制是指使用預(yù)先加工的機(jī)械結(jié)構(gòu)或者控制裝置對(duì)射流進(jìn)行恒穩(wěn)強(qiáng)度的控制, 成本較低, 容易實(shí)現(xiàn); 缺點(diǎn)是控制帶寬窄, 附加結(jié)構(gòu)較大[13].

主動(dòng)流動(dòng)控制是流動(dòng)控制領(lǐng)域的熱點(diǎn)方向, 對(duì)射流邊界層、 剪切層施加擾動(dòng), 使射流摻混特性發(fā)生改變[14], 能改善被動(dòng)流動(dòng)控制中適應(yīng)工況窄等缺點(diǎn)[13], 控制手段相對(duì)靈活, 具有執(zhí)行穩(wěn)態(tài)與非穩(wěn)態(tài)控制能力[15]. 主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)激勵(lì)器產(chǎn)生的擾動(dòng)能夠與主流直接耦合, 實(shí)現(xiàn)復(fù)雜系統(tǒng)精確控制, 增強(qiáng)射流摻混性能, 從而提高發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率[16]. 表面介質(zhì)阻擋放電(surface dielectric barrier discharge, SDBD)等離子體流動(dòng)控制是一種新型主動(dòng)控制技術(shù), 具有尺寸小、 質(zhì)量小、 可靠性高等優(yōu)勢(shì), 在飛行器機(jī)翼增升減阻、 激波控制、 螺旋槳/旋翼/風(fēng)力發(fā)電機(jī)槳葉流動(dòng)控制、 細(xì)長(zhǎng)錐體大迎角前體渦控制、 渦輪壓氣機(jī)擴(kuò)穩(wěn)、 防冰/除冰等領(lǐng)域具有廣泛應(yīng)用前景[17-23].

使用SDBD等離子體控制射流的研究相對(duì)少得多. Samimy等[24]提出一種用于控制亞聲速和超聲速射流的局部電弧等離子體激勵(lì)器, 實(shí)驗(yàn)表明在最佳激勵(lì)強(qiáng)度下, 射流核心區(qū)長(zhǎng)度較無(wú)激勵(lì)時(shí)縮短了6～8個(gè)當(dāng)量直徑, 中心線速度由于核心區(qū)外大尺度渦結(jié)構(gòu)的作用迅速衰減. Benard等[25]采用SDBD激勵(lì)器增強(qiáng)圓形射流與環(huán)境空氣之間的摻混, 發(fā)現(xiàn)每個(gè)激勵(lì)器上造成了兩對(duì)反向旋轉(zhuǎn)渦, 將更高速度的核心流體帶到環(huán)境空氣中, 縮短了射流核心區(qū)長(zhǎng)度. Li等[26]發(fā)明了一種基于SDBD激勵(lì)器的旋流式噴嘴, 實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明等離子體降低了射流速度, 使得燃料在更短距離內(nèi)進(jìn)行燃燒. 李亮等[27]實(shí)驗(yàn)分析了SDBD等離子體激勵(lì)器對(duì)單股矩形空氣射流摻混特性的影響, 討論了激勵(lì)電壓、 脈沖頻率、 占空比等參數(shù)對(duì)射流的影響, 獲得了有價(jià)值的研究成果.

近年來(lái), 采用液氧/煤油、 液氧/甲烷等綠色無(wú)毒推進(jìn)劑逐漸成為姿軌控液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的主流趨勢(shì), 推進(jìn)劑噴注方案關(guān)系到點(diǎn)火、 燃燒組織等關(guān)鍵過(guò)程, 其中同軸式噴嘴受到越來(lái)越多的關(guān)注[28-31]. 面對(duì)這一需求, 本文將在李亮等單股矩形射流等離子體流動(dòng)控制研究基礎(chǔ)上, 針對(duì)同軸式噴嘴雙股射流特點(diǎn), 對(duì)其進(jìn)行簡(jiǎn)化后構(gòu)建雙股矩形射流發(fā)生器, 開展等離子體流動(dòng)控制實(shí)驗(yàn), 分析雙股矩形射流的特征及等離子體控制效果.

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備與條件

1.1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示, 主要包含低壓艙、 射流發(fā)生系統(tǒng)、 等離子體發(fā)生與控制系統(tǒng)、 激光粒子測(cè)速 (particle image velocimetry, PIV) 系統(tǒng)4部分. 低壓艙一方面用于產(chǎn)生一個(gè)不受外界氣流干擾的實(shí)驗(yàn)環(huán)境, 另一方面利用其與外界大氣之間的壓力差產(chǎn)生實(shí)驗(yàn)射流. 低壓艙為圓柱型, 內(nèi)部直徑為600 mm, 長(zhǎng)度為800 mm, 采用真空硅管控制艙內(nèi)壓力, 精度約100 Pa. 低壓艙頂部與側(cè)面有直徑為200 mm石英觀測(cè)窗, 頂部觀測(cè)窗用來(lái)透過(guò)PIV激光, 側(cè)面觀測(cè)窗用于CCD相機(jī)進(jìn)行拍攝. 射流發(fā)生系統(tǒng)包括2個(gè)半封閉發(fā)煙罐、 矩形射流發(fā)生器、 限流孔板、 以及管路、 閥門等. 發(fā)煙罐與外部大氣相通, 在內(nèi)外壓差作用下自然形成噴入低壓艙的射流, 同時(shí)挾帶罐內(nèi)的PIV示蹤粒子進(jìn)行拍攝. 限流孔板用于調(diào)節(jié)射流速度, 共有1.5， 2.0， 2.5 mm這3種孔徑. 等離子體發(fā)生與控制系統(tǒng)包含SDBD激勵(lì)器、 激勵(lì)電源、 皮爾森線圈6595、 安捷倫N2771B高壓探頭與安捷倫DSO3024A示波器. SDBD等離子體激勵(lì)器采用銅箔與Kapton膠帶制作. 激勵(lì)電源采用中科院電工所研制的HFHV30-1高頻高壓交流電源[32], 輸出電壓±15 kV, 輸出頻率1～50 kHz, 通過(guò)兩個(gè)高壓接線柱引入低壓艙.

PIV系統(tǒng)包括Nd:YAG雙脈沖式激光器、 同步控制器、 CCD相機(jī)、 計(jì)算機(jī)和圖像處理軟件. 激光波長(zhǎng)為532 nm, 單脈沖能量350 mJ, 脈沖寬度6～8 ns, 重復(fù)頻率為5 Hz. CCD相機(jī)為Kodak 科研級(jí)芯片相機(jī), 分辨率2 048×2 048. 實(shí)驗(yàn)過(guò)程中采用煙餅燃燒煙霧作為示蹤粒子, 待粒子穩(wěn)定后激勵(lì)器開始工作.

圖1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)Fig. 1 Experiment system

1.2 矩形射流發(fā)生器

矩形射流發(fā)生器是形成實(shí)驗(yàn)射流的關(guān)鍵部件,其橫截面為矩形, 如圖2所示, 共包括上下兩個(gè)通道. 兩個(gè)通道的出口寬度均為27.0 mm, 高度均為3.0 mm, 管壁厚度為1.5 mm. PIV所測(cè)平面即入射激光平面為xy平面,z為寬度方向.

(a) Schematic diagram

(b) Material object圖2 射流發(fā)生器Fig. 2 Jet generator

射流發(fā)生器采用石英玻璃制作, 出口處布置SDBD等離子體激勵(lì)器, 如圖3所示. SDBD等離子體激勵(lì)器電極采用銅箔制作, 暴露電極寬5.0 mm, 植入電極寬9.0 mm, 電極間隙為0.0 mm, 兩電極厚度均為20.0 μm, 電極外緣距出口距離為0.0 mm. 介質(zhì)層采用Kapton膠帶制作, 總厚度約80.0 μm.

圖3 SDBD等離子體激勵(lì)器及其布置位置Fig. 3 SDBD actuator and its location

1.3 實(shí)驗(yàn)流程

首先, 將低壓艙內(nèi)氣壓調(diào)至80.0 kPa, 艙內(nèi)外壓差約為21.0 kPa, 測(cè)得艙內(nèi)溫度為26.1℃. 通過(guò)安裝不同孔徑的流量限制孔板對(duì)射流流速進(jìn)行調(diào)節(jié), 此時(shí)1.5, 2.0, 2.5 mm這3種孔徑對(duì)應(yīng)理論出口流速分別約為5.97， 10.63， 16.6 m/s. 共進(jìn)行了1.5∶1.5， 1.5∶2.0， 1.5∶2.5這3種射流速度下的實(shí)驗(yàn), 為方便起見(jiàn)采用孔板面積的平方即1∶1， 9∶16， 9∶25 表示這3種實(shí)驗(yàn). 其次， 點(diǎn)燃煙餅以產(chǎn)生足夠示蹤粒子, 開啟射流管道閥門, 使挾帶示蹤粒子的空氣進(jìn)入到射流發(fā)生器中. 第3步, 射流穩(wěn)定一段時(shí)間后開啟PIV進(jìn)行測(cè)量記錄, 由于低壓艙容積有限, 每次實(shí)驗(yàn)共記錄24對(duì)圖片. 最后， 開啟SDBD等離子體激勵(lì)器, 同時(shí)采用PIV拍攝24對(duì)圖片. 實(shí)驗(yàn)中固定激勵(lì)電壓為8.0 kV, 脈沖頻率為50 Hz, 占空比為50%.

實(shí)驗(yàn)結(jié)束時(shí)艙內(nèi)氣壓約為80.6 kPa, 溫度為26.6 ℃, 實(shí)驗(yàn)環(huán)境變化對(duì)射流影響較小, 可以忽略. 由于實(shí)驗(yàn)為人工手動(dòng)操作, 實(shí)驗(yàn)條件參數(shù)有一定誤差, 但不影響對(duì)規(guī)律、 趨勢(shì)的分析.

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

圖4所示為不同速度比下射流速度分布,U為流場(chǎng)速度. 從圖中可以看到, 射流發(fā)生器出口附近區(qū)域射流速度與理論流速差別較大, 主要原因有兩方面, 一是射流發(fā)生器出口處示蹤粒子濃度過(guò)高, PIV計(jì)算軟件無(wú)法進(jìn)行準(zhǔn)確解析, 得不到正確顯示的射流初始段核心區(qū)速度; 二是每次實(shí)驗(yàn)PIV的跨幀時(shí)間為固定值, 導(dǎo)致測(cè)速范圍有限, 超出范圍的速度無(wú)法準(zhǔn)確測(cè)量, 所以實(shí)驗(yàn)中以確保觀測(cè)到射流核心區(qū)為主要原則. 為保證實(shí)驗(yàn)結(jié)果真實(shí)可靠, 本文后續(xù)的分析采用x/h=10.0以后的部分. 總體而言, 施加等離子體控制后, 射流核心區(qū)長(zhǎng)度縮短, 寬度增大, 這與單股射流控制實(shí)驗(yàn)結(jié)論相同[25,27].

(a) Plasma off (1∶1)

(b) Plasma on (1∶1)

(c) Plasma off (9∶16)

(d) Actuator setted in low-speed jet(9∶16)

(e) Actuator setted in high-speed jet(9∶16)

(f) Plasma off (9∶25)

(g) Actuator setted in low-speed jet(9∶25)

(h) Actuator setted in high-speed jet(9∶25)圖4 不同速度比下射流流場(chǎng) Fig. 4 Jet flowfields for different velocity ratios

射流寬度特性是射流基本特性之一, 能夠直觀反映出射流形態(tài)變化. 采用射流中心線速度一半處總寬度 (full width at half maximum, FWHM) 對(duì)不同參數(shù)下射流寬度特性進(jìn)行表征. 圖5所示為3種實(shí)驗(yàn)條件下, 等離子體激勵(lì)器分別安裝在低速、 高速射流通道中時(shí)射流寬度的增幅. 首先, 寬度增幅整體呈先持續(xù)增大, 到某個(gè)點(diǎn) (x/h=35.0或40.0)時(shí)突然減小, 然后再次持續(xù)增大的變化趨勢(shì), 這應(yīng)該是一個(gè)共性問(wèn)題, 初步推測(cè)可能是周圍氣體的阻擋壓縮作用造成的, 還有待于進(jìn)一步分析.

其次, 在x/h=10.0處, 寬度增幅出現(xiàn)兩個(gè)量級(jí), 即對(duì)于1∶1的情況達(dá)到0.5 mm, 其他情況相對(duì)較小, 約0.1～0.2 mm, 這是因?yàn)?∶1時(shí)射流速度最小, 等離子體的控制效果達(dá)到最強(qiáng). 在其他位置處, 1∶1的射流寬度增幅均為最大, 9∶16和9∶25兩種情況下等離子體作用于低速射流時(shí)比高速射流時(shí)的寬度增幅更大, 這兩個(gè)現(xiàn)象同樣是由上述原因?qū)е碌? 說(shuō)明等離子體激勵(lì)器安裝在低速射流中控制效果更好.

圖5 不同激勵(lì)器安裝位置下射流寬度增量Fig. 5 Increment of jet FWHM with different actuator installation locations

2.1 雙股矩形射流相似性

單股矩形射流的縱向流速分布沿高度方向存在相似性, 即自保性[33]. 這里針對(duì)雙股矩形射流進(jìn)行分析, 以某一縱向截面的最大射流速度um、 流速等于0.5um處的y坐標(biāo)值b0.5分別對(duì)射流速度和y進(jìn)行無(wú)量綱化處理, 為方便起見(jiàn), 以最大速度um所處位置為y=0, 結(jié)果如圖6所示.

從圖6(a)、 (b)中可以看到, 雙股矩形射流不同截面上的速度剖面重合良好, 表現(xiàn)出了良好的相似性. 射流速度相差越大, 相似性越強(qiáng). 當(dāng)速度比為1∶1時(shí), 速度剖面呈現(xiàn)出3條重合線,x/h=10.0, 25.0, 30.0, 45.0為第1條,x/h=15.0, 35.0, 50.0為第2條,x/h=20.0, 40.0為第3條, 因此沿著橫軸方向剖面曲線逐漸向外膨脹, 表現(xiàn)出一種波動(dòng)性, 從x/h=10.0 開始先向外膨脹,x/h=20.0 達(dá)到最大, 然后從x/h=25.0, 45.0處分別出現(xiàn)第2、 3輪膨脹.

(a) Plasma off (1∶1)

(b) Plasma off (9∶25)

(c) Plasma on (9∶25)

(d) x/h=30.0圖6 不同雙股矩形射流的截面速度分布Fig. 6 Velocity profiles of cross section for different two-rectangle jets

當(dāng)速度比為9∶25時(shí), 不同截面處的速度剖面重合得非常好, 表明其相似性很好, 幾乎和單股矩形射流沒(méi)有區(qū)別. 實(shí)際上, 當(dāng)速度比為9∶16時(shí), 雙股射流的相似性也非常好. 需要注意的是, 當(dāng)射流速度不同時(shí), 在|y/b0.5|>2.0時(shí),x/h=10.0處的速度增大, 且隨著速度差的增大而更加明顯.

上述結(jié)果表明隨著速度差的增大, 雙股矩形射流更加接近單股矩形射流, 原因可能在于當(dāng)兩股射流速度相差較大時(shí), 其中速度較大射流為主射流, 表現(xiàn)出較強(qiáng)的引射能力, 導(dǎo)致另一股射流很快被融合而成為單股射流, 這一點(diǎn)可以從PIV拍攝的原始粒子圖片中看到, 低速射流跡線向高速射流明顯傾斜, 這一存在輕微撞擊角度的射流交匯過(guò)程會(huì)增大射流湍流度, 進(jìn)而使得x/h=10.0處射流外緣速度增大; 這里使用中心線Reynolds數(shù)表征湍流強(qiáng)度, Reynolds數(shù)越大湍流發(fā)展越充分, 圖7所示為不同射流速度比下, 開啟等離子體控制前后射流中心線Reynolds數(shù)及增量變化情況. 從圖7(a)可以看到, 當(dāng)關(guān)閉等離子體時(shí), 隨著射流速度差增大,x/h=10.0處的Reynolds數(shù)逐漸增大, 證明前面湍流度增大的結(jié)論.

而當(dāng)兩股射流速度相差較小時(shí), 二者能量水平相近, 不能通過(guò)主射流的引射作用將二者快速融合, 同樣從PIV原始粒子圖片中看到兩股射流的跡線基本平行, 主要依賴射流產(chǎn)生的渦街進(jìn)行融合, 但這種融合方式還不能解釋速度剖面的波動(dòng)性, 因?yàn)樗俣缺?∶25時(shí)也存在渦街. 為此, 如果將圖6(a)中的紅色、 藍(lán)色曲線向右適當(dāng)平移會(huì)發(fā)現(xiàn)所有剖面的重合度仍不如圖6(b), 但已經(jīng)有了明顯改善, 說(shuō)明不同截面上最大速度點(diǎn)圍繞中心線波動(dòng), 這可能與兩股射流各自產(chǎn)生的渦街之間的相干作用有關(guān), 因?yàn)閱喂缮淞鳒u旋存在間歇現(xiàn)象, 即湍流-層流交替出現(xiàn), 并且在射流邊界附近更加明顯[33], 那么對(duì)于 1∶1 的雙股射流而言, 其兩股射流的渦旋各自獨(dú)立發(fā)展, 并不能保持同步, 但相互之間存在誘導(dǎo)作用, 由此可能導(dǎo)致最大速度點(diǎn)在兩股射流中輪流出現(xiàn), 即圍繞中心線上下波動(dòng), 在一定程度上說(shuō)明了前面速度剖面出現(xiàn)波動(dòng)性的原因.

圖6(c)所示為速度比9∶25的矩形射流施加等離子體控制后不同截面上的無(wú)量綱速度剖面, 等離子體主要改變了x/h=10.0處的速度分布, 增大了射流外緣速度, 這可能是由于等離子體擾動(dòng)增大了射流湍流度, 能量交換更加充分, 使得速度剖面更加飽滿; 當(dāng)x/h>10.0后其他各截面則重合較好, 且外緣速度降低, 更接近于等離子體情況 (見(jiàn)圖6(b)). 等離子體的作用之一是誘發(fā)擾動(dòng), 增大射流湍流度, 從圖7(b)中可以看到, 等離子體均增大了射流Reynolds數(shù), 說(shuō)明湍流度增大, 尤其是初始階段最為明顯, 不過(guò)增幅快速減小, 這表明等離子體的控制效果主要體現(xiàn)在出口附近, 可以說(shuō)等離子體主要改變了射流發(fā)生器的出口條件, 從Reynolds數(shù)相等的角度看它相當(dāng)于加速了射流發(fā)展過(guò)程, 縮短了發(fā)展距離, 這對(duì)于縮短姿軌控火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室長(zhǎng)度是有利的. 同時(shí)需要注意一點(diǎn), 隨著射流速度差的增大, 等離子體增大Reynolds數(shù)、 增強(qiáng)湍流的效果減弱, 原因在于此時(shí)原始湍流度就比較強(qiáng), 等離子體誘導(dǎo)的干擾強(qiáng)度則是一定的, 從而導(dǎo)致控制效果減弱.

(a) Reynolds number

(b) Reynolds number increment圖7 射流Reynolds數(shù)及其增量Fig. 7 Reynolds number of jet and its increment

2.2 雙股矩形射流摻混性能

對(duì)于雙組元姿軌控液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)而言, 希望燃料與氧化劑在噴入燃燒室后能夠盡快摻混, 兩股射流的碰撞混合點(diǎn)、 混合角對(duì)摻混效率有重要影響.

定義混合點(diǎn)為兩股射流開始交匯的位置. 射流流動(dòng)過(guò)程中, 由于射流本身流動(dòng)狀態(tài)受射流湍動(dòng)性影響, 混合點(diǎn)位置隨時(shí)間稍有變化, 為減小混合點(diǎn)位置誤差, 需要采用PIV技術(shù)測(cè)量計(jì)算后得平均實(shí)驗(yàn)流場(chǎng)進(jìn)行混合點(diǎn)位置確定. 在流場(chǎng)穩(wěn)定的假設(shè)條件下, 實(shí)驗(yàn)時(shí)首先在射流發(fā)生器上通道射流中加入示蹤粒子進(jìn)行顯示測(cè)量, 而后在發(fā)生器下通道中加入示蹤粒子進(jìn)行顯示測(cè)量[11], 對(duì)兩張流動(dòng)顯示圖片進(jìn)行疊加, 兩流場(chǎng)顯示流動(dòng)區(qū)域開始相交處即為混合點(diǎn)位置. 混合點(diǎn)距離射流發(fā)生器出口較遠(yuǎn)時(shí), 雙股射流保持自身流動(dòng)狀態(tài)較長(zhǎng)時(shí)間后才能進(jìn)行混合并形成新的射流. 混合點(diǎn)距離射流發(fā)生器出口較近時(shí), 兩股射流從出口流出短暫距離后開始混合. 混合點(diǎn)與射流發(fā)生器之間距離越小, 射流混合開始時(shí)間越早, 完成混合用時(shí)越短.

圖8所示為不同射流速度比下混合點(diǎn)位置變化. 關(guān)閉等離子體激勵(lì)器, 射流速度為1∶1時(shí), 混合點(diǎn)位置距離射流發(fā)生器出口最遠(yuǎn), 隨著射流速度差的增大, 混合點(diǎn)位置前移, 接近射流發(fā)生器出口, 最大前移幅度達(dá)到34.7%, 如前所述, 這是因?yàn)樗俣炔钤酱? 高速射流的引射作用導(dǎo)致低速射流向高速射流方向傾斜, 從而使得混合點(diǎn)位置前移. 開啟等離子體激勵(lì)器后, 射流速度比為1∶1時(shí), 混合點(diǎn)位置變化最大, 前移幅度達(dá)到30%, 并隨著射流速度比增大, 混合點(diǎn)位置變化量持續(xù)減少. 同時(shí)可以看到, 等離子體激勵(lì)器安裝在低速射流中比高速射流中混合點(diǎn)前移量更大. 總的來(lái)說(shuō), 兩股射流的速度差較小時(shí), 且等離子體激勵(lì)器安裝在低速射流中時(shí), 其控制效果最好.

圖8 混合點(diǎn)位置變化Fig. 8 Mixing point locations of two jets

受實(shí)驗(yàn)設(shè)備限制, 無(wú)法對(duì)雙股射流的摻混效果進(jìn)行直接測(cè)量, 為能夠直觀顯示等離子體對(duì)雙股射流摻混效果的影響, 分別對(duì)雙股射流形成角度進(jìn)行測(cè)量. 定義雙股射流重合角度為混合角; 沿射流中線位置處兩股射流重合寬度與射流總寬度之比為混合率. 通過(guò)混合角以及混合率對(duì)雙股射流的摻混效果進(jìn)行量化.

對(duì)射流角度進(jìn)行提取時(shí), 首先分別確定兩股射流流動(dòng)中的最大射流寬度, 定義射流最大寬度的邊界點(diǎn)與射流混合點(diǎn)連線所成夾角為射流角度, 兩連線之間的距離為射流寬度, 如圖9所示,α和L1為上通道射流角度與寬度,β和L2為下方射流角度與寬度,θ和L3為射流混合角與重疊寬度. 利用提取到的射流寬度, 即可得到沿中心線射流混合率η為

式中,xm為射流混合點(diǎn)位置.

(a) Jet from upper flow path

(b) Jet from lower flow path

前面的論述表明, 等離子體激勵(lì)器應(yīng)安裝在低速射流中, 為此混合角和混合率的實(shí)驗(yàn)均針對(duì)此情況. 圖10所示為混合角與混合率隨射流速度比變化情況. 從圖10(a)可以看到, 關(guān)閉等離子體激勵(lì)器時(shí), 混合角隨速度差增加而增大, 說(shuō)明速度差有力增強(qiáng)了兩股射流之間的摻混, 與前面的分析一致. 開啟等離子體激勵(lì)器后, 混合角顯著增大, 但是隨速度差增加混合角增加量反而下降, 使得整體上混合角隨速度差呈下降趨勢(shì), 增幅分別為10.5°, 7.0°, 4.4°. 同時(shí)從圖10(b)可以看到, 隨著射流的發(fā)展, 混合率逐漸增大, 說(shuō)明摻混效果越來(lái)越好, 且沒(méi)有施加等離子體控制時(shí)射流速度差越大, 混合率越高. 但是, 開啟等離子體激勵(lì)器后, 3種情況下的混合率非常接近, 經(jīng)過(guò)比較, 發(fā)現(xiàn)混合角的影響居于主導(dǎo)地位, 混合點(diǎn)的影響比較微弱, 因此控制重點(diǎn)在于增大混合角.

(a) Mixing angle

(b) Mixing ratio圖10 等離子體對(duì)混合角和混合率的影響Fig. 10 Effect of plasma on mixing angle and ratio

2.3 雙股矩形射流渦量變化

等離子體在射流發(fā)生器通道內(nèi)產(chǎn)生一個(gè)擾動(dòng), 該擾動(dòng)形成一個(gè)虛擬凸起, 改變了通道的實(shí)際截面積, 可能誘導(dǎo)出渦, 進(jìn)而對(duì)射流湍流度造成影響, 圖11所示為不同射流速度比下渦量(Ω)與Q準(zhǔn)則分布圖, 其中云圖為渦量, 曲線為Q準(zhǔn)則等值線. 為更精準(zhǔn)判斷射流中旋渦運(yùn)動(dòng)狀態(tài), 并與渦量場(chǎng)結(jié)合分析, 本文采用0.005為Q準(zhǔn)則的閾值, 將旋渦運(yùn)動(dòng)較劇烈區(qū)域疊加顯示在渦量場(chǎng)變化中[34].

(a) Plasma off (1∶1)

(b) Plasma on (1∶1)

(c) Plasma off (9∶16)

(d) Plasma on (9∶16)

(e) Plasma off (9∶25)

(f) Plasma on (9∶25)圖11 不同射流速度比下渦量與Q準(zhǔn)則示意圖Fig. 11 Vorticity and Q criterion for different two-rectangle jets

沒(méi)有施加等離子體控制時(shí), 隨著速度差增大, 渦量最大值呈現(xiàn)明顯減小趨勢(shì), 如果以發(fā)生器中心線為界, 分別對(duì)上、 下兩個(gè)區(qū)域的所有數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行簡(jiǎn)單求和, 可以發(fā)現(xiàn)正值渦量和(上區(qū))分別降低 48.9% 和 62.1%, 負(fù)值渦量和(下區(qū))分別降低50.2% 和61.2%, 由于存在實(shí)驗(yàn)誤差, 上述值并非完全準(zhǔn)確, 這里僅給出與圖11相對(duì)應(yīng)的結(jié)果. 渦量的大小反映了流體微團(tuán)的旋轉(zhuǎn)速度, 表明了剪切應(yīng)力的作用效果, 可以說(shuō)渦量越小, 流體內(nèi)部速度差越小, 剪切應(yīng)力越小, 也就說(shuō)明速度分布更加均勻, 這正如前所述, 增大速度差可以增大混合率(見(jiàn)圖10).

施加等離子體激勵(lì)后, 1∶1射流的渦量最大值、 渦量和均出現(xiàn)大幅下降, 而對(duì)于其他兩種射流則出現(xiàn)略微增大, 其中渦量和增幅約2%～17%. 前者說(shuō)明等離子體增強(qiáng)了摻混效果, 后者則可能是實(shí)驗(yàn)誤差造成的. 將3種射流施加控制后的渦量和進(jìn)行統(tǒng)一比較, 發(fā)現(xiàn)渦量和的正、 負(fù)值均比較接近, 差距分別約8%， 12%, 說(shuō)明此時(shí)3種射流的速度均勻度比較接近, 也即混合率比較接近, 這與上文圖10的結(jié)果類似. 等離子體主要影響高渦量值區(qū)域, 使之范圍擴(kuò)大, 一定程度上更加靠近出口位置.

Q準(zhǔn)則主要用于識(shí)別流場(chǎng)中旋渦主導(dǎo)運(yùn)動(dòng)區(qū)域. 射流速度比為1∶1時(shí), 等離子體使得旋渦區(qū)向上、 下外圍擴(kuò)展, 同時(shí)更加靠近出口區(qū); 射流速度比為9∶16時(shí), 等離子體使得多個(gè)小面積旋渦區(qū)合并成為一個(gè)較大面積旋渦區(qū); 射流速度比為9∶25時(shí), 等離子體作用下, 旋渦區(qū)面積增大, 數(shù)量增多. 總體來(lái)講, 等離子體對(duì)旋渦區(qū)的影響還不夠清晰, 需要進(jìn)一步探索.

3 結(jié)論

采用等離子體流動(dòng)控制技術(shù)來(lái)增強(qiáng)姿軌控液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑的摻混性能, 提高發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能, 針對(duì)這一目標(biāo), 設(shè)計(jì)了雙股矩形射流發(fā)生器來(lái)模擬同軸式雙組元噴嘴, 研究等離子體對(duì)射流流動(dòng)的影響, 主要結(jié)論如下:

(1)雙股矩形射流具有良好的相似性. 射流速度相差越大, 相似性越強(qiáng), 表明隨著速度差的增大, 雙股矩形射流更加接近單股矩形射流, 原因可能是高速射流的引射導(dǎo)致低速射流被快速融合. 同時(shí), 低速射流向高速射流傾斜并撞擊, 增大了總射流的Reynolds數(shù)和湍流度, 導(dǎo)致總射流外緣速度增大. 等離子體對(duì)射流相似性的影響較弱, 主要增大了發(fā)生器出口附近的速度, 縮短了射流發(fā)展距離, 并且隨著射流速度差的增大, 等離子體控制效果降低. 等離子體縮短了射流核心區(qū)長(zhǎng)度, 增大了射流寬度, 且隨著距離出口越遠(yuǎn), 增幅越大.

(2)給出了混合點(diǎn)、 混合角和混合率的定義, 定量研究了等離子體對(duì)上述3個(gè)參數(shù)的影響. 沒(méi)有施加等離子體控制時(shí), 隨著射流速度差的增大, 混合點(diǎn)逐漸靠近射流發(fā)生器出口, 混合角增大. 施加等離子體控制后, 混合點(diǎn)位置移向發(fā)生器出口, 混合角增大, 且兩股射流的速度差越小, 或者等離子體激勵(lì)器安裝在低速射流中時(shí)其控制效果增強(qiáng). 總的來(lái)說(shuō), 混合角比混合點(diǎn)對(duì)混合率的影響更大, 應(yīng)更側(cè)重于增大混合角.

(3)渦量在一定程度上反映了射流速度分布的均勻性和混合水平. 沒(méi)有施加等離子體控制時(shí), 隨著速度差的增大, 渦量最大值減小, 表明混合率增大. 施加等離子體激勵(lì)后, 渦量出現(xiàn)增大、 減小兩種趨勢(shì), 但3種射流渦量和的正、 負(fù)值均比較接近, 表明混合率比較接近. 等離子體主要影響高渦量值區(qū)域, 使之范圍擴(kuò)大, 一定程度上更加靠近出口位置. 等離子體對(duì)射流中旋渦區(qū)的影響還不夠清晰, 需要進(jìn)一步研究.

致謝本項(xiàng)研究工作得到了國(guó)家自然科學(xué)基金(51777214)的支持.