喉部跨音速条件下二次流互击喷嘴的雾化特性

张　扬，谢　侃，岳明辉，郭常超，徐　启 ，王宁飞

(北京理工大学 宇航学院，北京　100081)



喉部跨音速条件下二次流互击喷嘴的雾化特性

张扬，谢侃，岳明辉，郭常超，徐启 ，王宁飞

(北京理工大学 宇航学院，北京100081)

为了研究二次流互击喷嘴的雾化效果以及对发动机推力的影响，在跨音速条件下进行了流体喉部的冷流试验。研究了发动机喷管出口处羽流雾滴的累积体积分布、索太尔平均直径SMD和液雾分布指数N。通过试验获得了不同压比和喷射方案条件下的羽流粒度数据。研究结果表明，随着压比的增加，SMD减小，雾化的均匀性提高;雾化效果最好的喷射方案为喉扩喷射,同时扼喉能力与推力效率随着流量比的增加而提高。

流体喉部；互击喷嘴；粒度分析仪；平均粒径；雾化

0　引言

流体喉部喷管方案是指在发动机喉部附近通过二次流体喷射，使二次流与主流相互作用，从而改变主流的喉部形状和流通面积[1-4]。国外对流体喉部的研究主要集中在吸气式发动机上，针对航空发动机，目前能够控制固定喷管的有效喉部面积为25%[5]。在实际应用中，流体喉部喷管还能与二次流矢量控制系统很好地结合，这种技术同时实现了固体火箭发动机推力大小和方向的调节[5-7]，极大地提高了系统的利用效率。文献[5]以高压空气和液态水作为二次流，进行了冷流试验，实现了不同工况下推力的调节，而以液体作为二次流来进行热试，对喷管推力进行特性研究，尚未有公开报道。特别地，如果采用具有氧化性的二次液流，二次流与主流相互作用后，还可进行二次燃烧放热，增强流体喉部的扼流性能，改善流体喉部喷管的推力特性。而二次流与主流相互作用的雾化效果越好，喉部处的二次燃烧就越充分，其扼流能力就越高。因此，研究二次流为液体的流体喉部的雾化效果是必要的。此外，采用液体作为二次流，相对于二次流为燃气，可更容易实现二次流的流量调节和多次启动，且二次流存储系统的体积可更小。早期的液体二次流喷射和燃气二次流喷射大多用来控制推力方向，而这里流体喉部喷管的二次流喷射既能控制推力大小，又能调节推力方向，利用效率更高，具有更大的工程应用价值。因此，研究了喉部与扩张段同时喷注的情况。

本文在研究跨音速横流条件下气-液流体喉部的雾化特性时，采用了互击喷嘴。使用该类喷嘴是因为二次射流不是直接与主流相互作用，而是二次射流自身互击之后，再与主流相互作用，其作用程度剧烈，雾化流场明显。本文运用了累积体积分布、索太尔平均直径SMD和液雾分布指数N等参数来评判雾化的质量，以此来讨论流体喉部二次流与主流相互作用时的雾化效果，并总结了雾化与推力特性之间的关系，为热试试验实际采用气-液流体喉部的发动机设计提供参考。

1　试验系统

试验系统可分为4部分：设备系统、气路系统、发动机系统和测控系统。

1.1设备系统

本试验所采用的设备是马尔文粒度分析仪和六分力测试台。粒度分析仪是由光学部件、电器控制箱、系统控制采集卡(装在计算机内)和计算机等构成。该粒度仪可测微粒粒径范围是0.2～2 000 μm，获得的粒径是测量区域中雾滴的等效直径，在稳态的喷雾测量中精度较高，其测量原理见文献[8]。在进行实时的粒度测量时，其试验设备安装结构见图1。六分力测试台见图2(图中标号0～5为压力传感器，其精度为0.5%)，测量推力的精度在1%内[9]，其测量原理具体见文献[10]。

图1　粒度仪试验安装图

图2　六分力测试台

1.2气路系统

试验中主流使用的工质为高压空气，二次流工质为高压水。本试验设有高压水箱，其设计压强为10 MPa，为二次液流的来源。气柜用于调节二次流的压强，改变压比，以改变二次液流的流量，从而可实现不同流场下喷管出口羽流的粒度测量。 在试验中，主流与二次流采用柔性管路，分别以对称的方式喷入相应的工质，避免试验时出现振动。整个气路系统布置如图3所示。

图3　供气系统图

1.3发动机系统

试验发动机设计推力为100 N，主流压强为1 MPa，喷管喉部采用矩形布置，尺寸为16 mm × 9 mm，扩张比2，收敛半角45°，扩张半角15°，设计安全压强为10 MPa。其结构见图4，图4(a)为发动机实物图。图4(b)为喷管半剖图，该种发动机设计可通过移动堵塞的位置，能方便地实现不同的喷射方案，从而可实现不同流场下雾滴粒径的测量。

1.3.1二次流互击喷嘴

如图5所示，二次流互击喷嘴为两边带有凸台的长方体，在底面对称开设2个相同的深孔作为喷射集液腔；喷射集液腔底面开设有有角度的通孔，通孔的个数为3。其中，2个斜孔是以中间孔为轴对称布置的，3个通孔的互击交点离喉部端面水平距离为1 mm。互击角度是指2个斜孔的夹角，此冷流试验中采用的喷嘴夹角为60°，中间喷孔的长度为3 mm。

(a)互击喷嘴　　　　　(b)互击喷嘴全剖图

当具有稳定压强的二次液流最终通过喷嘴通孔以互击的形式射入喷管喉部或者扩张段，二次液流互击后再与高压主流气体发生相互作用，产生雾化流场，雾滴在气动力和表面相互作用力的作用下，进一步破碎成更细的雾滴。

1.3.2试验喷射方案

试验利用二次流互击喷嘴，研究了发动机喷管出口羽流的雾滴粒径分布。考察的互击喷嘴喷射方案有3种，具体见表1。表中的图形，其外围矩形代表扩张段喷射情况(用来控制推力的方向)，内部矩形代表喉部喷射情况(用来控制推力大小或主流喉部面积)。当二次流喷射时，经3个通孔的3股二次液流同时喷入，在交点处互击，再与主流发生作用。

表1　3种喷射方案

1.4测控系统

测控系统包括测试系统和控制系统。控制系统是运用一套数据采集系统，实现数据采集集中化，记录实时测量时的各路压力与流量的数据，方便对试验结果的处理与分析；同时，也用来控制2个电磁阀的开与关。测试系统主要是用粒度分析仪的测试软件，测量不同压比下和不同喷射方案下喷管出口处羽流的粒径分布。

2　试验相关参数

推力效率定义如下：

(1)

式中Fs0为发动机二次流与主流均喷入时产生的推力；F0为仅主流喷射时产生的推力。

有效喉部面积比：用来表征二次流喷入前后喷管的有效喉部面积之比，用来评判扼流能力的高低，其比值越小表征扼流能力越强，其具体定义见文献[6]。

压比：改变压比可改变二次流的流量，实现不同的试验工况，其定义如下：

(2)

式中p1为主流集气室压强；p2为二次流喷射压强(具体见图3)。

流量比：指二次流流量与主流流量之比，二次流流量通过流量计(精度0.5%)直接获得，主流流量由管路上的音速喷嘴限定，试验前对音速喷嘴进行标定，从而实际主流流量由P6、P4和相应的音速喷嘴标定曲线确定。改变二次流的流量，可实现不同的试验工况。

d10、d50、d90分别代表体积百分数为10%、50%、90%时所对应的粒子直径[11]。索太尔平均直径SMD，是反应雾化细度常用的性能参数[12-13]。SMD越小，雾化越细。液雾分布指数N是反应雾化流场均匀性的特性参数，N值越大，则流场越均匀[12]。本试验数据处理采用应用最广的Rosin Rammler模型,其函数形式见文献[14]。

3　雾化试验结果与分析

3.1试验结果

图6给出了r=4.12，发动机扩张段和喉部同时喷射，对喷管出口处的雾化稳态羽流进行了实时的粒度测量与采集。图中有3条粒径分布曲线，分别是最下方线条为d10下限粒子分布；最上方线条为d90上限粒子分布；中间为d50中位粒子分布。由图6可见，粒子整体的振荡幅度较小,随着时间的推移，d10、d50和d90先有缓慢上升的趋势，然后慢慢趋于稳定状态。中位粒径d50其大小在60 μm左右波动，这说明压强稳定的二次液流与高压主流气体强烈撞击后，短时间内可在喷管出口形成雾化较好的流场，整体的雾化效果较高。

图6　羽流粒径-时间分布图

为了进一步说明稳态射流时喷管出口羽流的雾化效果，现以索太尔平均直径SMD和液雾分布指数N来阐述。在上述图6采集到的累积数据分布中，分别选取了稳态射流第1 s和最后1 s时2个采样点的液雾尺寸分布，对其雾化效果进行了分析。其粒径尺寸分布图见图7。

(a)SMD=49.53 μm,N=2.93

(b)SMD=48.29 μm，N=2.64

图7中曲线表示雾滴的累积体积分布，其大小对应于左侧的纵坐标；图中柱形代表雾滴的体积频率分布，其大小对应于右测的纵坐标；横坐标为雾滴的直径。图7(b)中SMD为48.29 μm，比图7(a)中的SMD较小些，说明其雾化场的雾滴更细些；同时，也可发现图7(b)中雾滴分布指数N比图7(a)中的更小些，说明其雾化的均匀性稍差。但就总体对比而言，SMD的大小都在49 μm左右，液雾分布指数N相差较小，故初末状态时，这2个采样点的雾化效果均较好。利用马尔文粒度分析仪测量得到的SMD和分布指数N与压比的关系如图8所示。

喷管出口处的羽流雾化情况能在一定程度上反应流体喉部二次流与主流相互作用时的雾化效果。从图8中可发现，当压比一定时，SMD最小的喷射方案为喉扩喷射，说明此方案下雾滴的雾化细度最佳；液雾分布指数N最大的喷射方案是喉扩喷射，说明此方案下雾化流场分布最均匀。因此，在3种喷射方案中，综合雾化的细度和均匀性，喷管出口处羽流雾化效果最好的方案为喉扩喷射。

喉扩喷射方案就是在喉部喷射方案的基础上引进了扩张段射流，使得从扩张段喷射的二次流与在喉部已雾化好的流场进一步剧烈撞击，加快雾滴的破碎速度，提高了羽流雾化的细度，与试验得出的结果吻合。此方案中的扩张段射流既起到了提高雾化效果的效果，也可用来控制推力的方向[7]。

(a)索太尔平均直径SMD

(b)分布指数N

在3种喷射方案中，随着压比的增加，N逐渐增大，均匀性变好，在1.8～3.6之间波动；同时，SMD也呈现出减小的趋势，SMD的波动范围为48～68 μm；显然，雾化的细度和均匀性都在提高，故二次流与主流相互作用时，雾化效果逐渐变好。

韦伯数We作为气液雾化破碎准则被广泛采用[15]，对于给定的流场，韦伯数越大，雾化越细。根据喷嘴的具体情况，分析了互击喷嘴互击点处的We，液流速度取喷嘴出口速度，喉部气流速度为音速。喷嘴速度可由所测得的流量换算得到。图9给出3种喷射方案时韦伯数与雾滴粒径SMD的关系。从图3中可观察到，雾滴直径随着韦伯数的增加而减小，试验测试结果与理论分析相吻合。

图9　SMD与韦伯数的关系

3.2雾化与推力特性的关系

对于给定的流量，二次流与主流相互作用时的雾滴直径越小，雾化的表面积越大，则燃烧更充分，二次流燃烧放热更多，使扼喉能力得到提高。图10和图11分别给出了流量比、SMD与有效喉部面积比、推力效率的对应关系。

从图10和图11中可发现，对于3种试验喷射方案，随着流量比的增加，雾滴直径的减小，有效喉部面积比减小，推力效率提高。这是由于压强升高，使二次射流流量增大，对主流的挤压作用越强烈，雾滴破碎速度越快，雾滴直径越小，同时产生的流阻越大，使集气室压强升高，扼流能力增强，推力效率提高。

同时，从图10和图11对比可发现，3种方案相比较而言，扼喉能力和推力效率最差的喷射方案为扩张段喷射，最好的喷射方案为喉扩同时喷射。这是因为扩张段喷射方案时二次流与主流相互挤压作用不强烈，产生的流阻较小，使集气室压强升高不多，而喉扩喷射实际上是在喉部对射的基础上引进扩张段射流，进一步增加流阻，使集气室压强升高较快。

(a)有效喉部面积比

(b)推力效率

(a)有效喉部面积比

(b)推力效率

4　结论

(1)以激光粒度分析仪基于激光散射法建立的粒度检测系统，用来对发动机流体喉部喷管出口羽流的雾化粒子进行实时的粒度分布测量。对比发现，喉扩喷射方案的雾化效果最好。

(2)二次流与主流相互挤压时，随着压比的增加，雾滴的直径减小，波动范围在45～70 μm；雾化的均匀性提高，分布指数的变化范围在1.6～3.3，雾化效果逐渐变好。

(3)当压比提高时，使得二次射流流量增大，二次流与主流相互作用越强烈，扼喉能力变强，有效喉部面积比的变化范围在0.88～0.99，推力效率提高，波动范围在1.04～1.17。

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(编辑：薛永利)

Atomization characteristics of secondary-flow impinging injector in the transonic flow of nozzle throat

ZHANG Yang，XIE Kan，YUE Ming-hui，GUO Chang-chao，XU Qi，WANG Ning-fei

(School of Aerospace Engineering,Beijing Institute of Technology,Beijing100081,China)

In order to study atomization effects of secondary-flow impinging injector under the transonic condition on engine thrust,a series of cold-flow tests of fluidic nozzle throat were performed.The cumulative volume distribution,Sauter mean diameter (SMD) and droplet distribution index (N) of plume at the exit of engine nozzle were studied.The particle sizes in the plume were gained at different pressure ratios and injection cases.The test results show that with increasing pressure ratio,theSMDdecreases and the uniformity of atomization improves;the best case of atomization quality is the throat expanding section injection,meanwhile,the ability to control the throat and thrust efficiency increases with increasing the secondary-flow mass flow ratio.

fluid throat；impinging injector；particle size analyzer；average particle size；atomization

2015-08-19；

2015-09-08。

张扬(1990—),男,硕士,研究方向为航空宇航推进理论与工程。E-mail：zhang1577472212@163.com

V431

A

1006-2793(2016)04-0482-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.006