低压大剪切混合流燃油雾化和油气空间分布特性研究

发布时间：2020-06-07 22:38

【摘要】：内嵌火箭式冲压发动机具有高比冲、高推重比和工作范围宽等特点,高质量的燃油雾化性能和合理的油气空间分布是保证发动机在飞行高度较高、环境较恶劣等条件下,能够稳定工作和较高的燃烧效率是发动机满足要求的关键。本文针对内嵌火箭式冲压发动机低压大梯度亚超剪切混合层内燃烧组织问题,采用数值模拟和试验的方法,开展亚超大梯度剪切混合层内雾化及油气空间分布特性研究,设计了不同的燃油喷注方案,建立了简化计算模型,搭建了燃油雾化特性试验平台,建立了喷嘴雾化特性测量系统,探讨了喷注方案和剪切混合层气动参数等对燃油雾化特性及油气空间分布的影响,得到了喷注方案和气动参数对燃油雾化的影响规律。主要成果有:(1)探讨了喷注方案及气动参数对燃油雾化特性,包括:雾化粒径、N值(粒径分布指数)、体积分数等,发现供油压力对燃油的雾化特性影响不大,不同的喷射角度中,逆向喷射的雾化特性相对垂直喷射和顺向喷射有所提升,喷嘴位置越靠近支板尾缘雾化性能越好;环境压力越低,雾化性能越差;超声速流及亚声速流的马赫数增加可以提升雾化性能;增加亚声速流的温度及超声速流温度可以提升雾化性能;拟合了关于SMD的无量纲关系式,试验验证关系式计算值与试验结果误差在15%以内。(2)采用基于CLSVOF的数值计算方法,对亚超剪切混合层的射流液柱破碎过程进行了模拟,过程中发现了大量的表面波现象,发现射流总是在表面波波谷处发生破碎,通过无量纲经验关系式拟合值与模拟所得到的波长进行对比,证明了表面波机理可以由KH不稳定性解释。捕捉了两种液滴二次破碎过程,初步验证了液滴的尾部夹断机理。(3)通过数值计算和试验研究,探究了喷注方案及气动参数对油气空间分布的影响,其中喷嘴位置越远离支板尾缘,射流轨迹会向亚声速流偏折,穿透深度越大;供油压力的提升会使得穿透深度逐渐变大;垂直喷射的穿透深度最大,顺向喷射会随着角度的增加穿透深度逐渐增加,逆向喷射穿透深度与顺向喷射相差不大。环境压力下降,燃油轨迹会向亚声速流偏折,穿透深度会逐渐增加,蒸发位置会向流向方向推移;亚、超声速流马赫数的而增加会使得偏折角度向超声速流改变,穿透深度会减小,蒸发开始的位置距离支板末端的位置先变长后变短;亚、超声速流的温度增加对燃油轨迹的影响不大,但是燃油蒸发位置会逐渐提前;拟合了穿透深度的无量纲关系式,试验验证关系式计算值与试验结果误差在15%以内。
【图文】：

温度分布,剪切流,相互作用过程,箭头

低压大剪切混合流燃油雾化和油气空间分布特性研究作用过程，在单相燃烧中（图 1 中左侧箭头 1-5 指示的过程），箭头 1 代表的是剪切流的湍流脉动导致气体扩散或者宏观混合，箭头 2 表征了由于分子扩散或微观涡旋诱使微尺度混合，微尺度混合强度依赖于标量场的梯度及湍流尺度（箭头 3），进而关系到燃烧的组分、火焰结构和温度分布（箭头 4），反过来，剧烈的化学反应会诱使标量梯度变大而强化微尺度混合，即，火焰的放热脉动、火焰锋面皱褶变形等都会增强气体湍流度（箭头 5），强化混合过程。在喷雾燃烧的两相流中，液滴和气流相界面上存在动量和能量交换，使得液滴群的离散相和气体湍流的连续相之间存在相互作用和影响（箭头 9），，液滴与气流运动过程中受到气动力、惯性力、粘性力、表面张力等作用使得液滴碎裂（箭头 6），气流与液滴交换能量并促使液滴蒸发成为气相燃料（箭头 7），然后被输运到燃烧区，液滴蒸发的快慢取决于环境的温度和气相燃料浓度梯度，这些主要受到气流扩散（箭头 11）、微尺度混合（箭头 13）和液滴周围气相边界层厚度，它是当地相对速度的函数（箭头 8 和 10），反应区的热辐射也会导致蒸发率增加（箭头 14），相对单相燃烧，微观混合会由于蒸发过程中液滴周围气相边界层标量梯度增加而被进一步强化（箭头 12 和13）。

火箭冲压发动机,设计模型

南京航空航天大学硕士学位论文的互补。1996 年 9 月，Aerojet 公司研制出了支板引射火箭发动机方案[19]，极大地提高了火箭发动机推力和比冲，初期飞行阶段可以节省燃料且设计一体化，经过大量理论和试验工作，验证了方案的可行性。日本于 90 年代开始 RBCC 的研究工作[20]，2004 年日本空天探索局(JAXA)设计得到了缩比后的内嵌火箭冲压发动机模型，其火箭燃烧室在海平面静止条件下可以得到 4000N 的推力。20 世纪 80 年代初期航天科工 31 所研制出样机，并对其进行了大量的试验研究。国防科技大学也建立了试验装置[21,22]。西北工业大学何国强等人对内嵌火箭发动机进行了深入研究，并建立了试验系统，如图所示[1]。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V235.21;V430

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