張波濤,李 平,楊寶娥
(1.西安航天動(dòng)力研究所液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710100;2.航天推進(jìn)技術(shù)研究院,西安 710100)
在載人登月和深空探測等太空探索計(jì)劃的驅(qū)動(dòng)下,推力深度可調(diào)的變推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)成為研究熱點(diǎn)[1]。航天運(yùn)輸系統(tǒng)采用變推力發(fā)動(dòng)機(jī)可以實(shí)現(xiàn)回收,星球探測器采用變推力發(fā)動(dòng)機(jī)可實(shí)現(xiàn)軟著陸,空間飛行器的對(duì)接采用變推力發(fā)動(dòng)機(jī)可以改善機(jī)動(dòng)靈活性,導(dǎo)彈采用變推力發(fā)動(dòng)機(jī)可以提高機(jī)動(dòng)性。
針?biāo)▏娮⑵魇亲罹哂写硇缘目梢愿淖儑娮⒚娣e的噴注器,通過移動(dòng)套筒改變噴注面積調(diào)節(jié)流量,從而使發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)大范圍變推力的能力。針?biāo)▏娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)如圖1所示,一種推進(jìn)劑從中心通道進(jìn)入噴注器,在針?biāo)^部內(nèi)壁面的作用下經(jīng)過環(huán)縫或一系列孔徑向噴出,另一種推進(jìn)劑沿著中心筒外壁軸向流動(dòng),軸向推進(jìn)劑與徑向推進(jìn)劑撞擊后發(fā)生霧化,隨后燃燒。與傳統(tǒng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用的幾十個(gè)同軸式噴嘴和撞擊式噴嘴相比,針?biāo)▏娮⑵骶哂歇?dú)特的流場特性,在變推力下可以具有很高的燃燒效率(96%~99%)和固有的燃燒穩(wěn)定性,已工程應(yīng)用的針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)還未發(fā)生過燃燒不穩(wěn)定。同時(shí)絕大多數(shù)針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)均采用一個(gè)噴注器,成本和重量大幅度降低[1]。
圖1 針?biāo)▏娮⑵髟韴D
TRW公司從1960年開始對(duì)針?biāo)▏娮⑵鬟M(jìn)行研究[2],最著名的阿波羅登月艙下降發(fā)動(dòng)機(jī)(LMDE)將12名宇航員軟著陸于月球,推力變比為10∶1。隨后又研制了采用液氧煤油[3]、液氧液氫[4-5]、液氧甲烷[6]等無毒推進(jìn)劑的針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)。目前性能最高的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)為Space X的Merlin 1D發(fā)動(dòng)機(jī)且成功實(shí)現(xiàn)重復(fù)使用。在進(jìn)一步提高液液針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)性能的同時(shí),諾斯羅普·格魯曼公司研制了液氫液氧膨脹循環(huán)的TR202氣液針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)[7],推力變比為10∶1,噴注器結(jié)構(gòu)如圖2所示。國內(nèi)在變推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的研究起步較晚,20 世紀(jì)70 年代開始進(jìn)行針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)的研究[8-9],成功應(yīng)用的針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)為嫦娥三號(hào)和嫦娥四號(hào)使用的7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)[10-12],此外中國還在開展電動(dòng)泵壓式變推力發(fā)動(dòng)機(jī)[13]、80 kN液氧甲烷變推力發(fā)動(dòng)機(jī)[14]的研制工作。目前國內(nèi)外已成功飛行的針?biāo)òl(fā)動(dòng)機(jī)均采用液液針?biāo)▏娮⑵?,還沒有掌握氣液針?biāo)▏娮⑵鞯脑O(shè)計(jì)方法。
圖2 TR-202噴注器[7]
前期TRW的研究經(jīng)驗(yàn)表明霧化角是設(shè)計(jì)針?biāo)▏娮⑵髯钪匾膮?shù)[2]。由于針?biāo)▏娮⑵骶哂歇?dú)特的流場特性,軸向推進(jìn)劑和徑向推進(jìn)劑相撞后會(huì)產(chǎn)生上回流區(qū)和中心回流區(qū),如圖3所示。霧化角直接影響了針?biāo)▏娮⑵髁鲌鼋Y(jié)構(gòu)和霧場空間分布,是針?biāo)▏娮⑵髟O(shè)計(jì)過程中最重要的參數(shù)。Cheng等[15]通過建立軸向縫/徑向縫型和軸向縫/徑向孔型[16]液液針?biāo)▏娮⑵黛F化角模型推導(dǎo)霧化角公式,分別為θ=arccos(1/(1+CTMR))和θ=arccos(1/(1+CLMR)),其中CTMR為動(dòng)量比,CLMR為局部動(dòng)量比,CLMR=CTMR/CBF,CBF為阻塞因子,定義為徑向縫或所有孔周向長度之和與針?biāo)ㄖ荛L之比。王凱等[17]在Cheng等[15]給出的霧化角基礎(chǔ)上又引入變形因子C1和C2,即θ=arccos(1/(C1+C2·CTMR)),變形因子通過數(shù)值仿真或試驗(yàn)獲得,因此預(yù)測公式準(zhǔn)確度更高。Son等[18]通過對(duì)軸向縫/徑向縫型液體中心的氣液針?biāo)▏娮⑵髟囼?yàn)結(jié)果擬合給出霧化角公式為θ=38.86(CTMR/We)-0.096。文獻(xiàn)[19-20]通過對(duì)軸向縫/徑向縫型液體中心的氣液針?biāo)▏娮⑵黛F化特性試驗(yàn)提出為了使針?biāo)▏娮⑵饔泻玫撵F化效果,噴注角度應(yīng)盡量取大。Blakely等[21]通過對(duì)多徑向孔液液針?biāo)▏娮⑵鞯脑囼?yàn)結(jié)果擬合,給出霧化角公式為θ=C3arctan(C4·CLMR)(式中C3=0.7±0.05,C4=2.0±0.5),并指出阻塞率對(duì)霧化角影響很小,霧化角主要受動(dòng)量比的影響。王凱等[22]研究了數(shù)值仿真中壁面邊界對(duì)霧化角的影響,指出兩路推進(jìn)劑均貼壁或均無貼壁時(shí)霧化角較準(zhǔn)確,僅一路推進(jìn)劑貼壁的結(jié)果誤差較大。
圖3 針?biāo)▏娮⑵髁鲌鼋Y(jié)構(gòu)
目前公開文獻(xiàn)中關(guān)于針?biāo)▏娮⑵黛F化角的研究均是關(guān)于非節(jié)流水平下的霧化角,針?biāo)▏娮⑵髯铒@著的特點(diǎn)是通過移動(dòng)套筒調(diào)節(jié)噴注面積以實(shí)現(xiàn)節(jié)流。因此,本文以氣液針?biāo)▏娮⑵鳛檠芯繉?duì)象,首先分析移動(dòng)套筒調(diào)節(jié)噴注面積時(shí)對(duì)中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角的影響,在此基礎(chǔ)上建立節(jié)流水平下霧化角的理論模型,最后通過試驗(yàn)與數(shù)值仿真結(jié)果對(duì)霧化角模型進(jìn)行校驗(yàn),以獲得準(zhǔn)確性高的霧化角預(yù)測模型。
1.1.1基本假設(shè)
根據(jù)中心流體流動(dòng)物理過程建立如圖4所示的理論模型,作出如下假設(shè)(1)~(8)。
圖4 中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角示意圖
(1)流動(dòng)過程是穩(wěn)態(tài),與流動(dòng)時(shí)間無關(guān)。
(2)將中心路流體分為兩個(gè)控制體,分別為控制體1和控制體2,兩個(gè)控制體交界面為流線水平方向位置。
(3)控制體邊界由針?biāo)▏娮⑵鲙缀螀?shù)決定,控制體1的上邊界由中心筒壁厚和套筒遮擋噴注器出口距離決定,即γ1=arctan(Lsc/Tcb),控制體2的下邊界由針?biāo)▏娮⑵髦行耐驳锥税记簧疃群蛢?nèi)徑?jīng)Q定,即γ2=arctan(Rib/Tpc)。
(4)控制體1的上邊界流線和控制體2的下邊界流線均以相同的線性速率k旋轉(zhuǎn),旋轉(zhuǎn)到2個(gè)控制體界面相接。
(5)控制體1和控制體2在噴注器出口截面速度均為u。
(6)忽略體積力、表面張力、壁面對(duì)流體的摩擦力及環(huán)境氣體對(duì)流體表面的剪切阻力。
(7)液體無相變,不考慮傳熱。
(8)軸向動(dòng)量和徑向動(dòng)量均守恒。
1.1.2公式推導(dǎo)
由于流線以線性速率變化,可得:
γ1=ky1
(1)
γ2=ky2
(2)
對(duì)于任一控制體,在噴注器出口截面單位高度流量為:
(3)
式中:ρ為中心路流體密度,u為出口截面速度,W為徑向孔寬度。
控制體1在出口的徑向動(dòng)量為:
(4)
控制體1在出口的軸向動(dòng)量為:
(5)
將y1=γ1/k代入式(4)和式(5),得:
(6)
(7)
同理,控制體2徑向動(dòng)量和軸向動(dòng)量分別為:
(8)
(9)
因此,根據(jù)軸向動(dòng)量和徑向動(dòng)量守恒,偏轉(zhuǎn)角為:
(10)
1.2.1基本假設(shè)
根據(jù)液束與氣膜撞擊過程建立如圖5所示的控制體幾何模型,對(duì)液束中厚度為H的微元體進(jìn)行分析,作出如下假設(shè)(1)~(6)。
圖5 液束撞擊氣膜霧化角示意圖
(1)流動(dòng)過程是穩(wěn)態(tài),與流動(dòng)時(shí)間無關(guān)。
(2)液束在穿透氣膜過程中不變形且無質(zhì)量損失,液束橫截面始終為矩形。
(3)液束噴出時(shí)具有速度ul和中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角β。
(4)液束穿過氣膜后在慣性作用下以直線運(yùn)動(dòng)。
(5)忽略體積力、表面張力、液束黏性力、壁面對(duì)流體的摩擦力及環(huán)境氣體對(duì)流體表面的剪切阻力。
(6)液體無相變,不考慮傳熱。
1.2.2公式推導(dǎo)
軸向動(dòng)量方程可表示為:
(11)
對(duì)式(11)進(jìn)行時(shí)間積分可得:
(12)
由于ul=dx/dt,對(duì)式(12)進(jìn)行積分,得:
(13)
根據(jù)假設(shè),矩形液束在運(yùn)動(dòng)過程中不變形且速度保持恒定,將y=ulsinθt代入式(13),得:
(14)
動(dòng)量比定義為:
(15)
式中:L為徑向矩形孔長度,W為徑向矩形孔寬度,H為軸向氣膜厚度。
將動(dòng)量比代入式(14),得液束微元軌跡為:
(16)
根據(jù)假設(shè),液束微元運(yùn)動(dòng)至氣膜厚度處穿過氣膜且向右上方以直線射出,得到液束在高度H處的角度為:
(17)
動(dòng)量比定義中包括了軸向氣膜和徑向液束的流量參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù),為了研究動(dòng)量比對(duì)霧化角的影響規(guī)律,將試驗(yàn)件設(shè)計(jì)為可更換局部組件的方案。試驗(yàn)件主要由四部分組成,包括氣體匯流組件、可更換的液路噴嘴組件、可更換的軸向氣膜調(diào)節(jié)組件和中心液路噴嘴組成。為了使軸向氣膜分布均勻,氣體從對(duì)稱的兩個(gè)氣體入口進(jìn)入氣體匯流組件內(nèi)充分混合后從軸向環(huán)縫噴出。通過調(diào)節(jié)可更換的液路噴嘴組件長度和軸向氣膜組件內(nèi)徑分別改變跳躍距離和軸向環(huán)縫高度。在初步研究中,為了掌握氣液針?biāo)▏娮⑵鲉螐较蚩嘴F化特性且便于光學(xué)觀測,在試驗(yàn)件中心液路噴嘴上設(shè)置兩個(gè)對(duì)稱的徑向液束孔,如圖6所示,試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)參數(shù)如表1所示。
表1 氣液針?biāo)▏娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)參數(shù)
圖6 氣液針?biāo)▏娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)
對(duì)氣液針?biāo)▏娮⑵髟?0%,60%和80%節(jié)流水平下的中心推進(jìn)劑的偏轉(zhuǎn)角和霧化角進(jìn)行分析,軸向氣膜厚度Tgf與徑向液束出口高度Lopen根據(jù)節(jié)流水平線性調(diào)節(jié)。節(jié)流水平在40%,60%和80%時(shí)的徑向液束出口高度分別為2 mm,3 mm和4 mm,當(dāng)節(jié)流水平一定時(shí),徑向液束出口高度等于軸向氣膜厚度。表2和表3分別為中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角和霧化角的工況參數(shù),文中TL符號(hào)代表節(jié)流水平。
表2 中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角試驗(yàn)工況
表3 霧化角試驗(yàn)工況
試驗(yàn)系統(tǒng)包括管路供應(yīng)系統(tǒng)、測量系統(tǒng)和臺(tái)架系統(tǒng),如圖7所示。管路供應(yīng)系統(tǒng)包括貯箱和高壓氣源等,測量系統(tǒng)包括壓力傳感器和科氏流量計(jì)等,臺(tái)架系統(tǒng)包括支架和收集槽。在霧場的一端使用LED光源照亮霧場,另一端采用Phantom V12.1型號(hào)的黑白高速相機(jī)拍攝氣液針?biāo)▏娮⑵鞯撵F化過程。試驗(yàn)采用的拍攝頻率為3000 Hz,曝光時(shí)間為15 μs,圖像像素分辨率為640×480。
圖7 霧化試驗(yàn)系統(tǒng)
中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角和霧化角的試驗(yàn)測量方法相同,由于氣液針?biāo)▏娮⑵鞯撵F化過程是瞬態(tài)的,試驗(yàn)中的中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角和霧化角會(huì)隨時(shí)間產(chǎn)生波動(dòng)。為了采用統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)精確測量中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角和霧化角,對(duì)高速攝影拍攝的霧場圖像進(jìn)行處理,以霧化角圖像處理過程為例,圖像處理過程如圖8所示,圖8(a)為原始瞬態(tài)圖像,首先對(duì)其進(jìn)行增強(qiáng)處理,獲得增強(qiáng)后的圖像,如圖8(b)所示,接著對(duì)1000張?jiān)鰪?qiáng)后的圖像平均處理,獲得如圖8(c)所示的平均圖像。最后在平均圖像上測量噴霧扇邊界,為了防止拍攝和加工誤差,在圖像上測量θ1和θ2兩個(gè)霧化角,最終結(jié)果取兩個(gè)霧化角的平均值,如圖9所示。
圖8 圖像處理過程
圖9 試驗(yàn)霧化角
對(duì)于針?biāo)▏娮⑵?,中心路流體流動(dòng)為低速流,因此液相與環(huán)境氣體均可視為不可壓流,在計(jì)算過程中假定氣液兩相流動(dòng)過程是等溫的,且不考慮液相蒸發(fā)過程,因此無需求解能量方程,求解兩相流的流動(dòng)控制方程如式(18)~(20)所示。
連續(xù)方程:
(18)
動(dòng)量方程:
(19)
(20)
采用經(jīng)典的CLSVOF方法(Coupled Level-Set and Volume-of-Fluid Method)捕捉氣液兩相界面,CLSVOF方法結(jié)合了VOF方法和Level-Set方法的優(yōu)缺點(diǎn),以克服VOF方法在空間上不連續(xù)和Level-Set方法容易出現(xiàn)流體體積不守恒的缺陷。
在VOF方法中,兩相界面被定義為液相在網(wǎng)格里的體積分?jǐn)?shù),控制方程為:
(21)
式中:t為時(shí)間,v為速度;α=0表示網(wǎng)格里為氣相,α=1表示網(wǎng)格里為液相,0<α<1表示網(wǎng)格存在氣液兩相。
界面位置和時(shí)間演化方程由Level-Set方法定義:
(22)
式中:φ為到氣液兩相界面的距離函數(shù)。
距離函數(shù)φ為:
(23)
式中:L為x到氣液兩相界面的距離,Ω1和Ω2分別表示氣、液所處區(qū)域,Γ為氣液兩相界面。
為了避免界面附近密度比和黏度比較大引起的數(shù)值不穩(wěn)定,采用Heaviside函數(shù)光滑氣液兩相界面的密度和黏度,Heaviside方程可表示為:
(24)
式中:w=1.5h,h為網(wǎng)格尺寸。
對(duì)于兩相流動(dòng),密度和黏度定義為:
ρ(φ)=ρg+(ρl-ρg)H(φ)
(25)
μ(φ)=μg+(μl-μg)H(φ)
(26)
為精細(xì)捕捉液束和氣膜相互作用產(chǎn)生的湍流結(jié)構(gòu),采用模擬應(yīng)力混合SBES(Stress-Blended Eddy Simulation)方法[23],在近壁面采用雷諾平均數(shù)值模擬(Reynolds average numerical simulation, RANS),在湍流核心區(qū)采用大渦模擬(Large eddy simulation,LES),以保證大尺度湍流脈動(dòng)被直接求解。應(yīng)力混合形式為
(27)
(28)
(29)
(30)
式(28)~式(30)中各項(xiàng)含義詳見文獻(xiàn)[24-25]。
由于物理模型的流場具有對(duì)稱性的特征,因此數(shù)值仿真對(duì)物理模型的1/4區(qū)域進(jìn)行計(jì)算,將對(duì)稱面設(shè)置為對(duì)稱面邊界條件,計(jì)算域?yàn)閳A柱形,數(shù)值仿真中的模型尺寸與試驗(yàn)件一致,計(jì)算域徑向半徑為27 mm,在軸向方向上從針?biāo)ǘ祟^到軸向出口的長度為3 mm,如圖10所示。在數(shù)值計(jì)算中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角時(shí),將氣體入口設(shè)置為壁面邊界條件。計(jì)算域初始網(wǎng)格約為600萬,為了提高捕捉氣液界面精度,使用網(wǎng)格自適應(yīng)加密技術(shù)對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行加密。
圖10 計(jì)算域示意圖
圖11給出了不同節(jié)流水平下的中心推進(jìn)劑噴射圖像。根據(jù)理論分析,中心推進(jìn)劑的偏轉(zhuǎn)角主要取決于幾何參數(shù),如式(10)所示。為了全面分析幾何參數(shù)和工作條件對(duì)中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角的影響,繪制了試驗(yàn)、數(shù)值仿真和理論預(yù)測的中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角與節(jié)流水平、噴射壓降之間的關(guān)系圖,如圖12所示。當(dāng)噴射壓降一定時(shí),中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角會(huì)隨著節(jié)流水平的降低而顯著減小。當(dāng)節(jié)流水平恒定時(shí),中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角隨壓降的增加而略有增加??梢钥闯觯谳^寬的噴注壓降范圍內(nèi),數(shù)值模擬和試驗(yàn)獲得的中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角與本文模型預(yù)測結(jié)果吻合良好,說明理論預(yù)測結(jié)果誤差很小。
圖11 不同工況下的中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角圖像
圖12 不同壓降和節(jié)流水平的中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角
圖13給出了不同節(jié)流水平下的霧場圖像,從圖中可以看出當(dāng)節(jié)流水平一定時(shí),霧化角隨著動(dòng)量比增加而增大。當(dāng)動(dòng)量比一定時(shí),霧化角隨著節(jié)流水平降低而減小。從試驗(yàn)結(jié)果可以看出液束與氣膜撞擊后快速變形。通過數(shù)值結(jié)果進(jìn)一步分析液束橫截面變形過程,圖14給出了節(jié)流水平為60%時(shí)動(dòng)量比為2.5的液束橫截面變形過程,由于移動(dòng)套筒和氣膜初始厚度分別為0.5 mm和3 mm,圖中的截面為液束噴出后在徑向0 mm,0.5 mm,1.5 mm,2.5 mm和3.5 mm處的液相分布。徑向液束在軸向氣膜正壓和側(cè)面剪切的雙重作用下變形,液束噴出后迎風(fēng)面向兩側(cè)運(yùn)動(dòng),橫截面先發(fā)展為“T”形,最后迎風(fēng)面和背風(fēng)面逐漸接近并展向拉伸為膜狀。
圖13 不同工況下的中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角圖像
圖14 液束橫截面變形過程
根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值結(jié)果可以看出液束與氣膜撞擊后會(huì)快速變形,液束實(shí)際動(dòng)量會(huì)小于初始動(dòng)量,而霧化角理論模型中假設(shè)液束不變形,因此對(duì)霧化角理論模型中推導(dǎo)的式(17)進(jìn)行修正,通過試驗(yàn)結(jié)果獲得霧化角修正系數(shù)C,修正的霧化角公式為式(31)。對(duì)于不同節(jié)流條件下的霧化角,當(dāng)動(dòng)量比為0~5時(shí),C的總體平均值為0.8,總體標(biāo)準(zhǔn)差為4.99%。根據(jù)理論分析,霧化角主要由動(dòng)量比和中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角決定,中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角由節(jié)流條件決定。因此,不同節(jié)流條件下試驗(yàn)、數(shù)值計(jì)算和理論預(yù)測霧化角隨動(dòng)量比的變化如圖15所示,可以看出試驗(yàn)霧化角、數(shù)值計(jì)算霧化角和理論預(yù)測霧化角吻合很好,說明了霧化角主要受節(jié)流條件和動(dòng)量比影響。
圖15 不同動(dòng)量比和節(jié)流水平下的霧化角
(31)
為了研究節(jié)流水平對(duì)氣液針?biāo)▏娮⑵黛F化角的影響規(guī)律,從動(dòng)量守恒出發(fā)建立了氣液針?biāo)▏娮⑵髟诠?jié)流水平下的霧化角理論模型,同時(shí)采用CLSVOF方法、網(wǎng)格自適應(yīng)加密方法和SBES湍流方法對(duì)其進(jìn)行了數(shù)值模擬,并通過試驗(yàn)結(jié)果對(duì)理論模型進(jìn)行校驗(yàn),主要結(jié)論如下:
1)通過理論推導(dǎo)建立了氣液針?biāo)▏娮⑵髟诠?jié)流水平下的中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角理論模型,理論預(yù)測值與數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果均吻合很好,說明中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角主要受幾何參數(shù)影響,工況參數(shù)對(duì)其影響很小。
2)基于中心推進(jìn)劑初始偏轉(zhuǎn)角,通過理論推導(dǎo)建立了氣液針?biāo)▏娮⑵髟诠?jié)流水平下的霧化角理論模型。由于液束與氣膜撞擊后有效動(dòng)量減小,因此在理論預(yù)測公式中引入變形因子C,根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果獲得變形因子為C=0.8,引入變形因子的理論模型預(yù)測值和試驗(yàn)及數(shù)值模擬結(jié)果吻合很好。
3)當(dāng)節(jié)流水平一定時(shí),霧化角隨著動(dòng)量比增加而增大。當(dāng)動(dòng)量比一定時(shí),霧化角隨著節(jié)流水平降低而減小。霧化角主要受動(dòng)量比和節(jié)流水平?jīng)Q定,其他工況參數(shù)和幾何參數(shù)都是通過影響動(dòng)量比和中心推進(jìn)劑偏轉(zhuǎn)角而間接影響霧化角。
致 謝
感謝國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃和國家自然科學(xué)基金的資助以及液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室楊岸龍博士在試驗(yàn)方面的大力支持。