高壓燃油誘導激波對噴霧演化規(guī)律的影響

李 越，王明雨，張少君，于福臨，宋 磊，董 全

(1. 山東交通學院 航運學院，山東 威海 264200； 2. 哈爾濱工程大學 動力與能源工程學院，黑龍江 哈爾濱 150001)

高壓燃油噴射是促進柴油缸內(nèi)燃油霧化、改善柴油機燃燒和排放的有效措施[1-3]．隨著燃油噴射壓力不斷提高，燃油噴霧速度不斷增加，伴隨著多次噴射及低溫燃燒等技術(shù)，柴油機缸內(nèi)的燃油射流實際上已經(jīng)進入超聲速狀態(tài)，在燃油噴霧達到超聲速后，就會在缸內(nèi)誘導產(chǎn)生激波．激波的產(chǎn)生和傳播會對噴霧的宏觀結(jié)構(gòu)(噴霧貫穿距離、噴霧錐角等)以及霧化特性產(chǎn)生影響．但是目前針對超聲速燃油噴射誘導激波的研究較少，激波對噴霧特性的影響尚不明確，不利于現(xiàn)代柴油機缸內(nèi)燃燒過程的精確控制，因而研究高壓燃油誘導激波對噴霧演化規(guī)律的影響具有重要的意義．

1992年，Nakahira等[4]首次采用紋影法觀察到了柴油機燃油噴射過程中的激波結(jié)構(gòu)，指出激波的產(chǎn)生已經(jīng)成為現(xiàn)代發(fā)動機不可避免的現(xiàn)象．Pickett等[5]基于紋影法研究了柴油機內(nèi)激波的產(chǎn)生條件．隨著現(xiàn)代測試技術(shù)以及數(shù)值模擬技術(shù)的不斷發(fā)展，關(guān)于超聲速燃油噴射誘導激波的研究也不斷深入，Sittiwong等[6]基于陰影法研究了噴嘴結(jié)構(gòu)對激波形狀的影響．Huang等[7-8]基于紋影法研究發(fā)現(xiàn)，背景氣體密度和溫度對于激波種類、激波脫體時間都有重要影響．Jia等[9-10]、Wang等[11]基于紋影法研究了超高壓柴油噴射過程中前導激波的傳播特性，結(jié)果表明：前導激波具有兩種傳播模式．董全等[12]、宋恩哲等[13]和黃濤[14]研究了燃油噴霧的誘導激波特性，分析了激波的演化規(guī)律及頻率特性．

目前，針對高壓燃油噴射誘導激波的研究主要集中于研究激波的結(jié)構(gòu)特征、傳播特性，而在發(fā)動機設(shè)計方面，有必要了解激波對射流結(jié)構(gòu)參數(shù)以及混合氣形成的影響．基于此，筆者采用紋影法研究高壓燃油噴射誘導激波對噴霧演化規(guī)律的影響，結(jié)合噴油規(guī)律測量結(jié)果，量化了激波對燃油噴霧宏觀結(jié)構(gòu)以及噴霧混合特性的影響．此外，通過研究不同工況條件下噴霧及激波特征參數(shù)的演化規(guī)律，對激波角和噴霧前鋒面馬赫數(shù)試驗結(jié)果進行非線性擬合，提出激波角與噴霧前鋒面馬赫數(shù)的計算公式，以期實現(xiàn)激波角的準確預(yù)測．

1 試驗系統(tǒng)

1.1 試驗裝置

紋影圖像顯示的是流場的折射率一階導數(shù)變化，而激波的前、后會出現(xiàn)明顯的密度差，因而紋影法在激波測量方面具有明顯優(yōu)勢．筆者采用紋影法研究高壓燃油噴射的激波現(xiàn)象，圖1為試驗裝置系統(tǒng) 示意．

圖1 試驗裝置布置示意 Fig.1 Schematic of experimental setup

光路呈“Z”字型布置，氙燈光源發(fā)出的白光通過 透鏡組、狹縫、反射鏡以及球面鏡后，形成直徑為190mm的平行光，平行光通過定容燃燒彈被測流場，將燃油噴霧以及激波等信息通過對稱布置的球面鏡、反射鏡及刀口后輸入高速CCD相機，實現(xiàn)噴霧及激波的可視化．試驗采用Phantom V7.3高速攝像機，試驗拍攝頻率為50000幀/s，空間分辨率為 128×264像素．試驗中，噴油器控制系統(tǒng)輸出24V驅(qū)動信號實現(xiàn)噴油器噴油，同時，同步控制系統(tǒng)發(fā)送5V的TTL信號輸出給相機，實現(xiàn)燃油噴射與可視化拍攝的同步．

試驗中選用N2和SF6兩種背景工質(zhì)氣體．由于相同燃油噴射壓力以及背景氣體密度條件下，SF6氣體當?shù)芈曀俦萅2低很多，因而可以實現(xiàn)SF6環(huán)境下產(chǎn)生激波而N2環(huán)境下不產(chǎn)生激波，對比噴霧的宏觀結(jié)構(gòu)以及混合特性參數(shù)實現(xiàn)分析激波對高壓燃油噴霧演化規(guī)律的影響，試驗參數(shù)如表1所示．

表1 不同背景氣體下試驗參數(shù) Tab.1 Experimental parameters under different ambient gases

1.2 噴霧及激波特征參數(shù)

圖2為燃油噴霧及誘導激波特征參數(shù)定義，主要包括噴霧貫穿距離S、噴霧錐角θ、噴霧體積V及激波角β，其中噴霧貫穿距離定義為從噴孔出口到噴霧最前端的距離，噴霧錐角定義為噴霧徑向最大的展開角度，噴霧體積的計算是將噴霧看成多個不同直徑圓柱的幾何體累加，圓柱體的高為一個像素高度，底面直徑為噴霧徑向展開距離，激波角定義為激波面展開角的一半．

圖2 噴霧及激波參數(shù)定義 Fig.2 Definition of spray and shock wave parameters

為了有效提取燃油射流結(jié)構(gòu)特性參數(shù)以及激波 結(jié)構(gòu)參數(shù)，筆者在Matlab環(huán)境下開發(fā)了圖像處理程序，程序能夠有效地識別和提取射流邊緣，實現(xiàn)射流特征參數(shù)高效提取．為了降低試驗測量數(shù)據(jù)誤差，每個試驗工況點重復拍攝10次，分析特征參數(shù)為同工況數(shù)據(jù)的10組平均值．

2 試驗數(shù)據(jù)分析

2.1 激波對噴霧宏觀結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響

圖3為不同工況下噴霧及激波演化．燃油噴射壓力pinj分別為60MPa和140MPa、背景壓力pb分別為3.00MPa(N2環(huán)境)和0.57MPa(SF6環(huán)境)，此時背景氣體密度為34.5kg/m3．選用燃油噴射壓力為60MPa是因為低壓燃油噴射條件下可以實現(xiàn)SF6氣體環(huán)境產(chǎn)生激波、而N2環(huán)境不產(chǎn)生激波的試驗現(xiàn)象．值得注意的是，背景壓力的不同會引起噴孔前、后壓差發(fā)生改變，為了分析不同背景壓力造成的影響，筆者對比了燃油噴射壓力及背景壓力下的噴油規(guī)律及噴霧貫穿距離，可知相較于較大的燃油噴射壓力，背景壓力改變對壓差的影響很小，壓差對噴霧貫穿距離的影響程度小于1%，這與Desantes等[15]的研究結(jié)論一致．

同時，燃油噴射壓力為60MPa時，N2環(huán)境下燃油速度并未超聲速，無激波產(chǎn)生．而SF6氣體由于當?shù)芈曀佥^低，可以看到明顯的激波結(jié)構(gòu)．燃油噴射壓力為140MPa(圖3c～3d)下，不同氣體環(huán)境均產(chǎn)生激波，SF6背景氣體下由于當?shù)芈曀俑停淞鞯鸟R赫數(shù)更大，誘導產(chǎn)生激波引起周圍環(huán)境的密度梯度也更大．通過對比不同氣體工質(zhì)下的噴霧宏觀結(jié)構(gòu)參數(shù)可以分析激波對噴霧演化規(guī)律的影響．

圖3 不同工況下噴霧及激波演化 Fig.3 Evolution of spray and shock waves under different conditions

圖4為激波對噴霧貫穿距離的影響．在燃油噴霧發(fā)展初期(燃油噴射后時刻tASOI＜0.1ms)，相同燃油噴射壓力下，SF6環(huán)境下的噴霧貫穿距離小于N2環(huán)境下，這是因為在噴霧發(fā)展初期，此時燃油射流剛從噴孔噴出，激波與噴霧前鋒面處于附體狀態(tài)，激波消耗了一部分射流的動能，相較于激波不產(chǎn)生或者激波強度比較小的N2環(huán)境，SF6環(huán)境下的射流發(fā)展受到抑制．但隨著噴霧發(fā)展(tASOI＞0.1ms)，激波對噴霧貫穿距離的發(fā)展起到促進作用，激波條件下的噴霧貫穿距離要明顯大于非激波條件，燃油噴射壓力為60MPa時，tASOI為0.5ms、SF6環(huán)境(激波條件)下的噴霧貫穿距離為26.35mm，而N2環(huán)境(非激波條件)下的噴霧貫穿距離為23.31mm，激波下的噴霧貫穿距離要比非激波下高13.1%，這是由于激波的傳播會導致噴霧前鋒面附近的氣體向兩側(cè)偏轉(zhuǎn)，導致脫體弓形激波后方產(chǎn)生一個低壓區(qū)[16]，進而使噴霧軸向方向受到的阻力下降，促進了噴霧貫穿距離的發(fā)展．在燃油噴射壓力為140MPa下，N2和SF6環(huán)境下均產(chǎn)生激波，但是SF6環(huán)境下的激波更明顯，說明激波導致了更大的密度梯度，在tASOI為0.5ms、SF6和N2環(huán) 境下的噴霧貫穿距離分別為30.86mm和28.82mm，SF6環(huán)境下噴霧貫穿距離比N2環(huán)境下的高6.6%．

圖4 激波對噴霧貫穿距離的影響 Fig.4 Effect of shock wave on spray tip penetration

圖5為激波對噴霧錐角的影響．激波對噴霧錐角的影響規(guī)律和噴霧貫穿距離變化規(guī)律呈正相反，激波對噴霧徑向發(fā)展具有一定的抑制作用，但影響程度較小，在燃油噴射壓力為60MPa時，SF6環(huán)境下的噴霧錐角比N2環(huán)境下的噴霧錐角低5%左右，隨著燃油噴射壓力的增加，當燃油噴射壓力為140MPa時，SF6環(huán)境和N2環(huán)境下的噴霧錐角差距減小，SF6環(huán)境下的噴霧錐角比N2環(huán)境下小2%．

圖5 激波對噴霧錐角的影響 Fig.5 Effect of shock wave on spray cone angle

圖6為激波對噴霧體積的影響．可知激波對噴霧體積的發(fā)展具有一定的促進作用．在燃油噴射壓力為60MPa條件下，SF6環(huán)境(激波條件)下的噴霧體積明顯大于N2環(huán)境(非激波條件)，隨著噴霧發(fā)展， 在tASOI為0.4～0.8ms時，兩條曲線差距不斷增加，說明激波對噴霧貫穿距離的促進作用導致激波條件下的噴霧體積快速發(fā)展．隨著噴霧體積的增加，二者區(qū)別減小，這是因為隨著噴霧的發(fā)展，激波逐漸減弱，且噴霧與周圍空氣的作用開始占據(jù)主導作用，激波影響程度減?。畉ASOI為0.5ms時，SF6環(huán)境下的噴霧體積比N2環(huán)境下高47.8%，tASOI為0.8ms時，SF6環(huán)境下的噴霧體積比N2環(huán)境下高30.7%．燃油噴射壓力為140MPa條件下，SF6環(huán)境和N2環(huán)境下的噴霧體積在噴霧發(fā)展初期差距較大，后期二者差距基本趨于一致，tASOI為1.0ms時，SF6環(huán)境下的噴霧體積比N2環(huán)境下高5.4%．

圖6 激波對噴霧體積的影響 Fig.6 Effect of shock wave on spray volume

2.2 激波對噴霧霧化特性的影響

激波作為現(xiàn)代柴油機內(nèi)的新現(xiàn)象，在掌握了激波對噴霧宏觀結(jié)構(gòu)特征的影響規(guī)律之后，筆者希望能進一步分析激波對噴霧霧化特性的影響．因此，選用噴霧卷吸空氣質(zhì)量和噴霧平均當量比這兩個參數(shù)來研究激波對噴霧混合特性的影響．燃油噴霧卷吸周圍氣體質(zhì)量可以由噴霧貫穿距離、噴霧錐角和環(huán)境氣體密度得到，如式(1)所示[17]，噴霧平均當量比計算如式(2)所示．

式中：ma(t)為卷吸空氣質(zhì)量；θ為噴霧錐角；S(t)為噴霧貫穿距離隨時間變化；ρa為背景氣體密度；φave為噴霧平均當量比；md(t)為累計噴油質(zhì)量；φ0為理論當量比．為了求得噴霧平均當量比，筆者基于課題組自主開發(fā)的動量法噴油規(guī)律測量裝置，測量了不同燃油噴射壓力條件下的噴油規(guī)律，如圖7所示．

圖7 不同燃油噴射壓力條件下的噴油規(guī)律 Fig.7 Fuel injection law under different fuel injection pressures

圖8為不同燃油噴射壓力下激波對噴霧卷吸空氣質(zhì)量及噴霧平均當量比的影響．激波對噴霧擴散 具有一定的促進作用，主要反映在噴霧發(fā)展階段．在噴霧發(fā)展初期，由于激波對卷吸空氣質(zhì)量的促進作用，導致激波條件下的噴霧平均當量比迅速下降，噴霧與周圍空氣作用較強，在燃油噴射壓力為60MPa、tASOI為0.2ms、SF6環(huán)境(激波條件)下的噴霧平均當量比為1.94，而此時N2環(huán)境(非激波條件)下的噴霧平均當量比為2.99，SF6環(huán)境下噴霧平均當量比比N2環(huán)境下低35.1%．可以看到，激波對噴霧發(fā)展初期的影響很大．但隨著噴霧發(fā)展，激波逐漸減弱，噴霧體積的增加也導致噴霧與周圍空氣的作用增加，隨著噴霧的發(fā)展，激波的影響逐漸降低，在tASOI為1.0ms、燃油噴射壓力為60MPa時，SF6環(huán)境和N2環(huán)境下的噴霧平均當量比分別為0.39和0.46，差距為15.2%．在燃油噴射壓力為140MPa條件下，SF6環(huán)境和N2環(huán)境均產(chǎn)生激波，tASOI為0.2ms時，SF6環(huán)境下的噴霧平均當量比為0.87，而N2環(huán)境下的噴霧平均當量比為1.62，SF6環(huán)境下噴霧平均當量比比N2環(huán)境下低46.2%，隨著時間發(fā)展，差異逐漸減??；在tASOI為1.0ms時，SF6環(huán)境和N2環(huán)境下的噴霧平均當量比分別為0.35和0.37，差距僅為5.4%．綜上可知，高壓燃油噴射的誘導激波現(xiàn)象有助于促進缸內(nèi)燃油噴霧的發(fā)展與霧化，隨著激波的發(fā)展時間變長，對噴霧的影響程度逐漸減小，為發(fā)動機燃燒室設(shè)計以及缸內(nèi)霧化分析提供了新的方向．

圖8 激波對噴霧混合特性的影響 Fig.8 Effect of shock wave on spray mixing characteristic

2.3 射流馬赫數(shù)和激波角的相關(guān)性研究

激波的產(chǎn)生和傳播特性都與燃油射流的速度特性以及不同試驗條件下的聲場速度特性有關(guān)，而這兩個參數(shù)的相對變化可以用馬赫數(shù)這個量綱為1數(shù)表征和分析．因而筆者建立了激波特征參數(shù)(激波角)與射流馬赫數(shù)之間的關(guān)系．

首先通過可視化試驗，在N2和SF6環(huán)境下分別獲得不同射流馬赫數(shù)及對應(yīng)的激波角數(shù)據(jù)，SF6被用來探究高馬赫數(shù)條件下的誘導激波特性，這是因為在常溫常壓下的SF6當?shù)芈曀贋?35m/s，相較于空氣的當?shù)芈曀?340m/s)，相同燃油噴射壓力條件下，SF6環(huán)境下的射流馬赫數(shù)會更高，大氣壓力環(huán)境下SF6及N2環(huán)境的超聲速射流及誘導激波可視化圖像如圖9所示．

圖9 常壓環(huán)境下SF6及N2環(huán)境的噴霧可視化圖像 Fig.9 Visualization images of the spray under atmospheric pressure with ambient gas of SF6 and N2

圖10為不同燃油噴射壓力下的燃油射流前鋒面馬赫數(shù)隨時間的變化．相較于N2環(huán)境，SF6環(huán)境下的燃油噴霧前鋒面馬赫數(shù)更大，能夠?qū)崿F(xiàn)高超聲速時刻的誘導激波特性研究．同時，隨著射流馬赫數(shù)的增加，激波角逐漸下降，且相較于N2氣體環(huán)境，SF6氣體中的激波角度更?。?/p>

圖10 不同燃油噴射壓力下的噴霧前鋒面馬赫數(shù) Fig.10 Evolution of spray front Mach number under different fuel injection pressures

圖11為不同射流馬赫數(shù)及對應(yīng)的激波角度數(shù)據(jù)．可知激波數(shù)據(jù)點隨射流馬赫數(shù)上升呈指數(shù)下降，且即使試驗工況不同，射流馬赫數(shù)一致時，激波角也是一致的．因而筆者提出了激波角和射流馬赫數(shù)的數(shù)值關(guān)系式，如式(3)所示．通過非線性擬合，得到了擬合系數(shù)，如表2所示．

表2 擬合系數(shù) Tab.2 Fitting coefficients

式中：A、B和C為擬合系數(shù)；Ma為噴霧前鋒面馬赫數(shù)，馬赫數(shù)由相鄰兩張可視化圖片的噴霧貫穿距離差值除以對應(yīng)的時間差值以及當?shù)芈曀偾蟮?；β為?波角．

為了驗證擬合公式的準確性，筆者進一步采用擬合優(yōu)度R2來研究公式擬合精度，擬合優(yōu)度R2作為反映平均預(yù)測值與試驗測量值之間擬合吻合程度的常用指標，R2越接近1表明預(yù)測模型得到的數(shù)值與試驗值擬合程度越好．R2的計算公式為

同時，筆者采用了超高馬赫數(shù)射流激波角數(shù)據(jù)進行進一步驗證[18](圖11)．基于筆者擬合公式，代入超高壓燃油射流馬赫數(shù)計算出激波角，并和文獻[18]中的超高壓激波數(shù)據(jù)進行對比，計算值和試驗值誤差如表3所示．

表3 激波角計算值與試驗值對比 Tab.3 Comparison of calculated and experimental values of shock wave angle

圖11 擬合曲線驗證 Fig.11 Verification of fitting curve

可知，雖然筆者試驗的射流最大馬赫數(shù)僅達到 3.3左右，但是擬合曲線同樣適用于超高壓燃油噴射以及極高馬赫數(shù)條件 (最高Ma＝5.6)下射流誘導激波角度的預(yù)測，射流馬赫數(shù)為4.1時，激波角預(yù)測結(jié)果誤差為4.98%，在射流馬赫數(shù)為4.6條件下最小，誤差為0.92%，擬合公式具有較好的適用性以及準 確性．

3 結(jié) 論

(1) 激波對自由發(fā)展下的噴霧貫穿距離具有促進作用，但隨著噴霧發(fā)展，影響程度下降；激波對噴霧錐角的影響不大，影響程度小于5%．

(2) 激波對噴霧霧化的發(fā)展主要集中在噴霧發(fā)展初期，激波對噴霧卷吸空氣質(zhì)量具有促進作用，能夠使噴霧平均當量比快速下降，但隨著噴霧發(fā)展，激波逐漸減弱，噴霧體積的增加也導致噴霧與周圍空氣的作用增加，激波的影響逐漸降低．

(3) 提出了激波角和射流馬赫數(shù)的經(jīng)驗計算公式，通過對比驗證了模型的準確性，能夠有效預(yù)測不同射流參數(shù)下的激波角．