超声速冷态流场液体射流雾化实验研究

采用全息诊断和高速纹影,对不同来流总压、来流马赫数、喷孔直径和喷射压力等条件下超声速冷态流场液体射流雾化进行了研究。初步了解了超声速流场中液体射流的雾化过程和机理,得到了射流的Weber数和Oh数等雾化参数,比较了不同条件下射流穿透高度的差异,得到了液滴平均直径和数量密度的空间分布。研究表明：射流表面不稳定波的增长是超声速流场中射流破碎的主要原因;射流与气流的动量通量比和喷孔直径影响射流穿透高度,动量通量比和喷孔直径增加都会增加穿透高度;实验中液体射流的雾化过程非常迅速,在喷嘴下游20mm处,直径0.5mm的射流就破碎成平均直径10μm左右的液滴群,随着液滴向下游运动,平均直径逐渐减小,平均直径和数量密度分布逐渐均匀。     

基于双流体模型的超声速两相横向喷射流场研究

对两相超声速横向喷射试验进行了数值模拟.采用双流体两相流模型,在不同直径液滴和不同动压比条件下分别对两相超声速横向喷射流场进行了计算.结果表明:雾化液滴直径和喷射动压比对液体的横向穿透深度影响很大;雾化液滴直径的大小或者动压比的大小对喷口下游流场的影响区域是不同的.数值模拟结果与试验结果符合良好,为进一步的研究打下良好基础.      

超声速气流中液体燃料雾化数值模拟

为了模拟超声速气流中液体射流的雾化,发展了一种液滴破碎混合模型。该模型将Kelvin-Helmhotz(K-H)模型和Rayleigh-Taylor(R-T)波动模型耦合在一起,首先计算R-T波增长模型,当R-T模型不能导致液滴破碎时,然后计算K-H波增长模型。利用该模型对来流Ma=1.94的超声速气流中的水射流的雾化进行了数值模拟。模拟结果再现了超声速气流中射流的雾化结构,计算得到的射流穿透深度、颗粒直径分布和速度分布与实验结果吻合较好。     

简化微小液滴在超声速气流横向喷射中的运动探索

从研究超声速气流中简化液滴(刚性小球)的气动力着手,比较分析使用CFD方法与使用两相流理论中已有的颗粒阻力系数模型得到的简化液滴气动力结果,得出Charles B.Henderson给出的阻力系数经验关系式适用于计算简化液滴在超声速气流中的运动。进一步,对不同直径简化液滴的运动开展工程方法的计算。在来流Ma=2.7的二维平板超声速流场中选取一个截面,作为气相流场,结果显示:(1)简化液滴与主气流存在相对超声速运动,当简化液滴直径dk≤0.12mm时,纵向相对超声速运动区域约为0.15m~0.4m,当dk0.12mm时,作用区域明显增大;(2)以10m/s喷射出的简化液滴,其横向穿透深度与纵向运动距离比约为0.004m/1m~0.021m/1m;(3)以100m/s的速度喷射出的30~120μm直径简化液滴,其横向穿透深度与纵向运动距离比约为0.02m/1m~0.055m/1m,实际过程中,小尺寸简化液滴的汽化很快,其穿透深度很小。     

基于PLIF/Mie图像测量煤油超雾化场数值特性

为获得航空煤油在超声速气流中喷射雾化后粒径二维分布信息,设计了基于PLIF/Mie双光谱成像法的测量系统。在PLIF/Mie煤油超雾化粒径测量方法基础上,实现了SMD计算公式系数的标定和煤油超声速射流破碎和雾化的SMD二维在线测量,取得射流雾化场SMD径向分布、穿透深度、展向输运宽度等关键参数。结果表明:射流分两个阶段,前期突变阶段和稳定阶段,在初始射流压强为1.0MPa,来流初始压强为0.5MPa,喷孔直径1mm,喷射角度为90°的工况下,稳定阶段煤油喷雾SMD稳定在10μm左右,射流径向SMD由内向外由小变大,整体展向宽度范围比穿透深度稍大,在各截面位置变化趋势一致。     

超声速气流中凹槽结构煤油喷射和掺混研究

针对凹槽超声速气流中的喷射掺混现象开展了实验和数值计算研究。实验中采用了高速阴影法和PLIF(Plane laser induced fluorescence)方法详细地记录了实验现象。结合高速阴影得到的喷射和掺混随时间的流动变化过程,分析了其流动结构和机理。针对在凹槽内喷射的方案研究了喷射压力(1.0 MPa,3.0 MPa,4.0 MPa)、喷射角度(45°,90°)、来流总压和马赫数对掺混的影响。结果表明:在高速气流中,煤油破碎雾化机理依赖于大速度差、强剪切气流作用。煤油雾化区和来流空气混合边界存在涡结构。对小孔(d=0.4 mm)喷射,即使在高压(4.0 MPa)垂直喷射条件下,煤油射流产生的弓形激波强度也较弱。由于剪切层的存在导致上述参数变化对煤油穿透深度的影响较小。     

基于PLIF技术的航空煤油横向射流穿透深度研究

为了研究动量比、韦伯数对射流穿透深度的影响,利用激光诱导荧光(PLIF)技术对航空煤油的穿透特性进行了试验。液态航空煤油通过直径为0.5mm的直射式喷嘴喷射入横向气流,Nd:YAG激光器产生266nm激光用于激发煤油诱导荧光。试验空气压力范围为0.3~0.6MPa,温度358K,动量比范围为10~40,韦伯数范围为170~340。试验结果表明:不同压力下,穿透深度随动量比增加而增加;在本文的工况范围下,韦伯数对射流穿透深度无显著影响。通过对试验数据的分析处理,获得了射流穿透深度关于动量比、韦伯数和轴向距离的经验关系式。     

超声速气流中液体横向射流雾化破碎模型改进

为研究超声速气流中液体横向射流的雾化过程,根据可压缩条件下线性稳定性分析解推导出的不稳定增长率和波数间的色散关系,对KH/RT模型进行了改进,并调整了离散相液滴的追踪算法,利用改进的KH/RT模型对1.94Ma气流条件下水横向射流过程进行模拟。研究表明,数值模拟中液滴的实际追踪数对计算结果有较大影响,而改进的液滴追踪算法有效增加了液滴数,提高了计算准确性;改进的KH/RT模型扩大了Weber数的适用上限至4000,可用于超声速流场;利用改进的KH/RT破碎模型得到的液雾穿透深度与试验测量结果基本一致,而液雾展向和近壁区的分布与试验有一定差异。     

非均匀速度来流条件下液体射流喷雾特性

实验研究了非均匀速度来流条件下液体横向射流喷雾特性.实验利用多孔板实现速度的不均匀,应用片光照相得到喷雾中心截面照片,使用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量液滴的直径和速度.实验结果表明:在非均匀速度来流中,射流的弯曲和破碎机理有所不同,导致穿透深度和雾化特性发生改变.与均匀速度来流相比,正速度梯度来流时射流穿透深度...     

气流中煤油凝胶液滴变形破碎过程的试验

为了研究煤油凝胶液滴的二次雾化特性,以煤油凝胶和煤油为工质,利用高速摄像系统对均匀气体射流中的液滴变形破碎过程进行了记录测量,获得了不同We下液滴变形破碎的模态特征及转变We,研究了Oh对总破碎时间的影响和We对最大直径变形率的影响。结果表明:在试验工况范围内,煤油凝胶和煤油液滴都依次出现振荡、袋形、多模态破碎模态,但模态特征和转换We不尽相同。煤油液滴总破碎时间随Oh的增加而增加,而煤油凝胶液滴总破碎时间随Oh的增加先增加后减小再增加。煤油液滴最大直径变形率随We的增加先增加后不变,而煤油凝胶液滴最大直径变形率随We的增加先增加后减小。基于试验数据,分别获得了煤油凝胶和煤油液滴的总破碎时间关于Oh,最大直径变形率关于We的拟合关系式。     

煤油在超声速气流中非定常横向喷射的实验观察

本文目的是研究煤油在超声速气流中非定常横向喷射问题,并与静止和亚声速气流中的结果进行对比。改造普通油嘴并采用单次高压燃油喷射系统,得到不同延时的流场阴影照片。结果表明：在超声速气流中,射流柱破碎是由迎风面的表面波引起的,破碎点位于表面波的波谷。雾化过程过分四个区域。射流激波由近射流柱的迎风面,并在人壁反射,非定常喷射的波系演化复杂。煤油在亚声速气流中喷射,不存在射流激波,破碎点沿射流柱上移,穿透深     

加力用扇形喷嘴雾化特性试验

根据加力燃烧室内锥凹腔点火与联焰要求,设计了扇形喷嘴并开展相应的雾化试验,研究了供油压差、扇形角度及扇形出口高度等参数对流量特性和雾化特性的影响以及加力环境下横向气流的温度、速度和供油压差对索太尔平均直径(SMD)及穿透深度的影响。采用称质量法测量流量系数,利用马尔文粒度仪和高速摄影仪对下游SMD、雾化角度及穿透深度进行测量。结果表明:①供油压差增大,流量系数先减少,后稳定;②供油压差一定,扇形出口角度越大,流量系数和雾化角度也越大;③扇形出口高度增加,雾化效果变好;④出口位置对雾化特性影响不大;⑤供油压差越大,穿透深度越大,SMD减小;⑥横向气流速度越大、温度越高,穿透深度越浅,油雾场越靠近下游;⑦横向气流温度越高, SMD越小。     

RP-3航空煤油与其模型燃料雾化特性的对比试验

为了获得RP-3航空煤油与其模型燃料的雾化特性,在燃油喷嘴雾化激光测试平台上对相对喷射压力分别为200、400、600、800 kPa时,RP-3航空煤油及由14%正癸烷/10%正十二烷/30%异十六烷/36%甲基环己烷/10%甲苯（摩尔分数）组成的模型燃料的雾化特性（雾化锥角、雾化粒度、油滴速度）进行了试验测试,并完成了两者的对比分析。结果表明:随着相对喷射压力的升高,RP-3航空煤油与其模型燃料的雾化锥角与油滴速度逐渐增大,索太尔平均直径（SMD）逐渐减小;随着离喷嘴出口轴向距离的增加,RP-3航空煤油与其模型燃料的SMD值与油滴速度逐渐减小;在各相对喷射压力下,模型燃料的雾化锥角与油滴速度要略高于RP-3航空煤油,SMD值则要略低;但是,两者之间差异较小,说明该模型燃料的雾化特性与RP-3航空煤油有较高的相似性。      

Review of atomization mechanism and spray characteristics of a liquid jet in supersonic crossflow

The injection and atomization process of a liquid fuel jet is critical for an ignition start of a scramjet engine. Airwall-mounted crossflow injection strategy is widely used in scramjet combustors, avoiding high total pressure loss and allowing the liquid fuel to rapidly undergo atomization, mixing, and evaporation. In this review, research progress on a liquid jet in supersonic crossflow was evaluated from aspects of atomization mechanism and spray characteristics. When a liquid jet is injected into a supersonic crossflow, primary and secondary breakups occur successively. The surface instability of liquid can significantly affect the breakup process. This review discusses the current understanding of the breakup process and spray characteristics of a liquid jet in supersonic crossflow including the mechanism of atomization and the characteristics of distribution and atomization. The development of windward Rayleigh-Taylor (R-T) unstable waves is the main factor in column breakup. The development of Kelvin-Helmholtz (K-H) unstable waves along the circumferential direction of the jet or droplets is the main factor of surface and droplet breakups. The liquid–gas momentum ratio is the most important factor affecting the penetration depth. The span width of the liquid jet is affected by the windward area. Breakup and coalescence lead to a transformation of the size distribution of droplets from S- or C-shaped to I-shaped, and the velocity distribution of the droplets on the central symmetry plane has a mirrored S-shape. The droplet distribution on the spanwise cross-section retains a structure similar to an “Ω” shape. At last, some promising recommendations have been proposed, namely a theoretical predictive model which can describe the breakup mechanism of a liquid jet, the distribution characteristics and droplets size distribution of a liquid jet under a cavity combustion chamber, especially for enthalpy flows with complex wave structures.     

凹腔底壁喷射位置的数值模拟与试验

为探究凹腔底壁不同喷射位置对碳氢燃料的燃烧性能的影响,在直联式超燃试验台上进行了凹腔底壁不同喷射位置的气态燃料(乙烯)、液态燃料(煤油)以及气泡雾化煤油(起泡气体为氢气、空气、氮气)的超声速燃烧试验。并针对凹腔底壁不同位置喷乙烯进行了数值仿真。通过分析燃烧室壁面压力与数值模拟结果得到:凹腔底壁不同喷射位置对气态燃料的点火性能影响不大,燃烧性能随喷点位置的后移下降。煤油通过靠近凹腔前缘的喷孔喷入可顺利点火,而通过靠近后缘的喷孔无法实现点火。应用氢气作为起泡气体的气泡雾化喷嘴后,实现了所有喷点的点火,但随着喷点位置的后移,煤油的燃烧性能下降。     

中心分级燃烧室慢车工况油雾场特性

为获得中心分级燃烧室慢车工况下主副级油雾场特性，采用粒子图像测速仪（PIV）对单管燃烧室不同头部方案和不同喷嘴燃油比例的油雾场进行试验测量，开发了油雾场图像后处理软件，对油雾场图像进行后处理，获得了中心分级燃烧室油雾场空间分布。慢车工况下油雾场试验结果表明：大粒径油珠在燃烧室富油头部区域呈锥形分布，同时索太尔平均直径（SMD）沿径向呈V型分布，即中间小、两侧大。燃烧室头部折流板扩张角的减小，使得燃烧室富油头部区域油珠数目集中、同时平均SMD较大。保持来流条件和油气比一定时，改变燃油比例对燃烧室雾化效果影响不大。油雾场中油珠数目最多的粒径是25μm，而体积占比最大的粒径范围是30～50μm。     

旋流杯结构对燃油雾化粒径的影响

为深入研究进气参数、旋流杯结构以及中心喷嘴与旋流杯文氏管的轴向配合对航空煤油雾化粒径的影响,采用LSA（laser size analyzer）-Ⅲ激光粒度分析仪在常温常压下对同向双级轴向旋流杯出口下游35 mm处燃油索太尔平均直径（SMD）进行测量。结果显示:随着旋流杯头部压降的增大,燃油SMD不断减小,但减小趋势不断变缓;叶片角在35°附近时,燃油粒径较小;内外两级旋流强度需相互匹配,两者共同影响燃油预膜与破碎;文氏管喉道直径影响了内级旋流强度及成膜质量,喉道直径与文氏管长度比在1.04~1.13内,燃油SMD较小;套筒扩张段限制喷雾运动,其值过大或过小都会导致燃油SMD增大;燃油喷嘴与文氏管装配位置影响液膜破碎质量。      

正癸烷作为航空煤油雾化过程代理燃料的研究

对航空煤油和单组份碳氢燃料正癸烷的雾化性能进行实验测试,研究在部件燃烧特性验证阶段,正癸烷作为航空煤油雾化过程代理燃料的可行性.结果表明:在室温条件下,经过旋流器的气流压力降分别为0,500,2000Pa,供油压力从0.1~1.0MPa间隔0.1MPa均匀变化,使用马尔文激光粒度仪测量旋流器下游点火器位置处两种燃料的雾化索太尔平均直径.对于两种燃料,供油压力大于0.5MPa后,SMD变化缓慢,此时两种燃料的雾化过程基本完成,雾化索太尔平均直径均介于30~45μm之间.相同气流压力降下,正癸烷的雾化SMD比航空煤油稍大,这与其更高的黏度和表面张力有关;供油压力大于0.5MPa后,两种燃料的雾化SMD非常接近.在对实验数据进行拟合分析的基础上,获得了航空煤油和正癸烷在旋流中的雾化SMD经验关系式,发现拟合系数的相对差异约为7%,可将正癸烷经过适当的修正之后做为航空煤油雾化的代理燃料.      

Modelling of the atomization of a plain liquid fuel jet in crossflow at gas turbine conditions

The penetration and atomization of a plain jet of kerosene fuel in air crossflow were modelled and compared with the experiment at test conditions relevant to lean premixed prevaporized combustion in gas turbines.Tests were conducted at an air velocity of 100 and 75 m/s and an air pressure of 6 and 9 bar at ambient temperature. The fuel nozzle diameter was 0.45 mm and the liquid-to-air momentum flux ratio was between 2 and 18. Measurement techniques employed include time-resolved shadowgraphs, Mie-scattering laser light sheets, and Phase-Doppler-Anemometry. Hence qualitative information on jet disintegration as well as quantitative data regarding jet penetration, fuel placement and dropsize distribution were obtained.The numerical model predicts the jet penetration by treating the liquid fuel jet conceptually as a cylinder deflected by the airflow. Fracture of the liquid column is modelled by a characteristic time criterion. Shear breakup of the liquid column and its fragments is modelled as liquid boundary layer stripping. The engineering model has been implemented as an extension into a 3d CFD-code with Lagrangian particle tracking. Within its application limits, the model fills the gap of lacking droplet initial conditions in numerical spray simulation, while at the same time requiring low computational effort.