倾斜射流撞壁实验研究及液膜几何参数建模

倾斜射流撞壁在液体火箭发动机液膜冷却、射流撞壁雾化等领域具有广泛的应用。为了研究倾斜射流撞击壁面后形成的液膜的关键特征，开展单股圆柱射流撞击壁面的实验研究。从实验中研究各射流参数对液膜外形的影响规律，继而开展理论建模，获取液膜外形的关键几何参数表达式。实验研究发现随着射流倾角增大，液膜长度减小而宽度增大，随着射流孔径和射流速度增大液膜长度和宽度均增大这一定性规律。理论分析得到了液膜最大宽度位置与液膜对称面的夹角近似等于射流倾角α，液膜的长宽比近似等于1+cot α。通过进一步分析得到液膜宽度、最大宽度距撞击点的距离、液膜长度这几个液膜关键参数的表达式。建立的液膜几何参数表达式预测结果与实验结果的误差均在20%以内。     

倾斜射流撞壁形成的液膜外形的理论建模

倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用.为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究.通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套能够求解倾斜射流撞击壁面后液膜形态及边界的理论方法.模型计算结果与文献中的实验结果对比表明,建立的模型...     

三维亚声速冲击射流流场的数值模拟

利用有限体积法对三维可压缩的N－S方程进行离散，对喷嘴的亚声速垂直冲击射流和斜冲击射流进行了数值模拟。网络的划分采用非结构性网络，湍流模型为RNGκ-ε湍流模型，在近壁处采用壁面函数进行修正，流场计算结果与实验值吻合一致。计算可得到垂直冲击流场结构的三个区域：自由射流、滞止区和壁面射流区域，并显示出垂直冲击点附近区域的卷吸回流、速度分布。冲击射流近壁处存在着回流现象，由于边界层流动和近壁回流引起距离固壁2D内的速度梯度变化较大。斜冲击在近壁处平行壁面速度的最大值，以及壁面上的总压最大值都偏离冲击点，并且相对应。     

基于SPH方法的射流撞击仿真

为了研究液体推进剂的撞击雾化问题,采取光滑粒子流体动力学方法 (SPH)进行了射流撞击形成液膜过程的数值模拟。修正了基于连续表面力模型的表面张力算法,推导了考虑粘性与表面张力作用的SPH形式的控制方程,对撞击雾化模型进行了合理简化,采用水作为推进剂模拟液。得到了不同撞击速度、角度下的液膜图像及液膜的形成过程图像。证明了SPH方法适于解决存在自由表面及大变形的射流撞击问题。     

大水滴撞击壁面的动态特性数值模拟

采用 VOF 方法建立了大水滴撞击壁面的计算模型,模拟了大水滴以不同直径、不同速度撞击光滑壁面的动态撞击过程和撞击特性。计算结果表明：在大韦伯数情况下,水滴撞击光滑壁面会在铺展过程中发生边缘水滴飞溅;在水滴撞击壁面的收缩阶段,随着水滴直径的减小和水滴速度的提高,会发生液膜缓慢收缩、边缘液环和液膜分离、中心处部分液膜和边缘液膜分离、液膜完全破裂等不同结果;当水滴直径和撞击速度增大时,同一时刻水滴的铺展半径、最大铺展半径、最大铺展系数增大;水滴在壁面上达到最大铺展系数所用的无量纲时间随水滴直径增大而增大,同一直径水滴不同初始速度下达到最大铺展系数所用的无量纲时间变化较小。     

基于Lagrange液膜方法的小推力液体火箭发动机耦合传热策略研究

为了研究小推力液体火箭发动机边区冷却液膜的冷却效果,提出了一种综合考虑燃烧流动、气体辐射、液膜冷却、壁面传热和辐射冷却的耦合传热计算方法,构建了基于Lagrange方法的液膜计算模型。采用该耦合传热方法对490N液体火箭发动机进行了数值仿真研究。结果表明:液膜最大厚度60μm,最长30mm,覆盖区域的壁面温度都被限制在420K左右,起到了较好的冷却作用。喷注角度较小射流形成的液膜更集中,生存时间更长,可减小向壁面的热流;喷注角度较大射流形成的液膜周向范围更大,能缓解壁面热流向头部的传递。     

基于气体射流的气液两相流动减阻特性

为了明确射流表面减阻特性,基于气液两相流动原理,建立具有射流功能的气液两相流动减阻计算模型,采用数值计算方法,通过RNG k-ε湍流模型对射流表面不同射流方向角、以及不同气体射流速度情况下的流场进行数值模拟及实验验证,分析气体射流对壁面黏性阻力、减阻率及流场的影响,研究气体射流的气液两相的减阻特性。结果表明:气体射流表面能够减小壁面黏性阻力,具有较好的减阻效果;四种射流方向角下,射流表面减阻率均在气体射流速度为5m/s时达到极大值,并且当射流方向角在xoz平面为-30°时,减阻率最大,为7.18%;数值模拟的减阻率效果略高于实验结果;气体射流的气液两相流动对壁面边界层进行了有效控制,减小了壁面的黏性剪应力和雷诺应力,导致壁面的黏性阻力减小,使得射流表面具有减阻性能。     

基于PIV技术的单圆孔脉冲射流流场特征

对稳态射流及脉冲射流冲击靶板时的流场特性结构进行了探索和分析。采用高频粒子图像测速技术,在射流管口到冲击靶板间距为6倍管径的条件下,对稳态射流进口雷诺数为6 000的稳态射流及脉冲频率为20 Hz的脉冲射流进行了实验测量,得到了射流核心区、壁面射流区及滞止区内的速度分布。研究发现:①由于射流剪切作用的影响,脉冲射流核心区的最大轴向脉动速度为稳态射流的3倍。②滞止区内,由于射流的剪切作用和壁面的滞止作用,导致了脉冲射流轴向速度梯度最大为稳态射流的2倍,同时,滞止区内的最大脉动速度是稳态射流脉动速度的3倍。③脉冲射流对壁面的卷吸以及旋涡的产生和传播过程,破坏了壁面射流区稳定的速度边界层。相比稳态射流,脉冲射流的流场增加了湍流相干结构的含能并产生周期性的大尺度卷吸涡。     

直流互击式喷注单元雾化特性准直接数值模拟

为实现直流互击式喷注单元雾化过程的数值求解并探究结构及工作参数对雾化特性的影响规律,基于一种树形自适应加密算法与流体容积(Volume-of-Fluid,VOF)方法实现了雾化过程的准直接数值模拟。计算得到了两股射流由喷射到撞击形成液膜,液膜进一步破碎形成液丝、液滴的全过程,获得了液膜的破碎长度、液滴的Sauter平均直径、雾化频率等雾化特性参数。通过将典型算例的计算结果与试验数据进行对比验证了计算的有效性,给出了数值求解精度。探讨了撞击波的形成机理,分析了雾场液滴的尺寸分布规律,撞击夹角、孔径比、射流速度、动量比对雾化特性的影响规律。结果表明:所采用的算法可以实现多相、多尺度雾化过程的数值求解;撞击波的形成是由于两股射流撞击时惯性力的不完全对称导致的;雾场液滴的尺寸分布近似服从Rosin-Rammler分布;撞击夹角的增大与射流速度的提高导致液膜的破碎长度减小,液滴的平均粒径减小,撞击夹角增大雾化频率呈减小的趋势,射流速度提高雾化频率呈增大的趋势;动量比为1而孔径比不为1时会形成凹形液膜,雾场存在一定程度的偏斜;动量比主要影响雾场的偏斜程度。     

冲击射流的彩虹纹影实验研究

超声速冲击射流在短距、垂直起降飞行器（S/VTOL）以及火箭发射等方面应用广泛,但是伴随着流场与噪声等诸多方面的问题。要研究这一类问题,必先研究这一类超声速流动的波系结构。文章利用彩虹纹影测量系统,对不同距离不同压比的冲击射流进行实验研究,得到了清晰的彩虹纹影实验结果,细致地呈现了冲击射流的波系结构。基于实验结果,对三种不同结构的冲击射流的波系结构进行了详细分析。发现喷嘴与挡板距离较大时,形成的射流结构与自由射流相似,壁面附近的射流区域不明显。随着距离减小,冲击射流出现壁面冲击区附近射流比较剧烈的现象。距离进一步减小时,出现滞止泡等结构,滞止泡的形状与压比相关。此外,实验表明冲击射流形成的马赫盘大小、形状与来流压比相关。     

剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎直接数值模拟

液态射流撞击是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其破碎特征直接影响燃料最终的掺混及燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,研究了低雷诺数（Re_l=41）和中等韦伯数（We_l=163）条件下剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎的问题,着重分析了对角液膜的三维结构、破碎特征和非牛顿特性等。研究结果表明：在所研究的射流参数下,该非牛顿撞击液膜破碎属于Open Rim类别,破碎过程具有三维特性并伴随液丝与边缘的融合、液丝向液滴的转变等时域流动特征。液体的总表面积随时间不断增长,但单位表面积随液膜破碎的发生而下降,液膜扩张半角随时间逐渐增加并趋于恒定值43°,而后部液膜的长度几乎不随时间发生变化。此外,撞击液膜表现出明显的剪切稀化特性,液体内部最低黏性系数仅为零剪切黏性系数的1/5。     

幂律型流体雾化SPH方法数值分析

幂律型流体的雾化过程存在复杂的界面运动,用传统网格法很难精确追踪运动界面.为研究幂律型流体的雾化特性,运用SPH方法对典型的双股幂律型流体撞击雾化问题进行三维数值分析.根据文献实验,采用SPH方法模拟获得与实验条件相应的数值结果,对比后表明,二者雾化角相当吻合,数值结果还成功捕捉到液膜向液丝的破碎过程及网状的液丝分布状态,验证了方法的有效性.分析了射流速度和撞击角度对雾化角的影响,得到雾化角随着射流速度和撞击角度的增加而增大;对雾化后的速度场进行数值分析后表明,撞击点附近,惯性力的作用使速度场变化剧烈;在流体远离撞击点的过程中,粘性耗散作用使速度场趋于稳定,但速度大小小于初始撞击速度.     

液体火箭发动机燃烧室壁液膜冷却的数值模拟

为研究液体火箭发动机的液膜冷却,建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热,辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量,由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质,并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流场数值模拟中采用了该液膜模型,计算得到的壁面温度分布与试验结果符合较好,表明该模型是合理可行的。改变发动机燃烧室半径和圆筒段长度,将数值模拟结果对比分析发现:在一定范围内随着半径和圆筒段长度的增加,液膜长度减小,室壁温度升高,冷却效果变差。研究结果可为发动机的设计提供参考。      

火花型合成射流控制运输机后体流动分离的数值研究

利用火花型合成射流对运输机后体流动分离进行了主动控制的数值研究。研究结果表明:火花型合成射流一方面直接向边界层分离区域输入高能动量,另一方面与外流相互作用后形成的旋涡强化了高速外流和低速边界层流的混合,从而推迟了运输机后体的流动分离,减小了分离区的大小;在相同的合成射流激励参数下,在边界层分离点处以及分离点后施加主动控制后的作用效果更好,平均阻力系数最大减小3.26%;与当量的定常射流、脉冲射流相比较,脉冲射流减阻效果优于定常射流,火花型合成射流优于脉冲射流。      

被动射流旋涡对高速扩压叶栅气动性能的影响

提出了一种利用压力面与吸力面间压差产生射流旋涡的被动流动控制技术以改善压气机叶栅的气动性能,在进口马赫数Ma=0.67的高速扩压叶栅上验证了其有效性。结果表明,射流旋涡可有效增强吸力面附面层与主流间的能量交换,改变下游壁面涡的结构和尺寸,推迟流动分离,减小角区损失。当射流距分离线或端壁较近时,当地较厚的附面层使得旋涡上洗区的掺混损失增加;而射流距分离线或端壁过远时均会减弱下洗区能量注入对角区低能流体的影响;指向端壁的射流会增加壁面涡强度,而沿远离端壁方向过大的偏角则会减弱射流旋涡强度,从而减弱其控制效果。当射流轴向距叶片前缘xj/cx=40%、沿叶高距端壁h/H=15%、射流偏角β=60°时,其改善栅内流动的效果最佳,总压损失减小可达5.2%,而射流流量仅相当于主流的0.27‰。     

冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响

为了优化冷却环带局部喷注结构的型面参数,延长液膜存续寿命,采用广义超临界流体定义方法,对高压液氧煤油火箭发动机推力室第一环带的液膜流动特性进行了数值研究。分析了喷注结构的内边弧度半径和冷却剂的入射离心角度对流线发展、介质分布、湍流动能等的影响。结果表明,受超临界流体物性参数的突变影响,入口上、下游壁面处均会出现涡流效应,阻碍当地对流换热作用,阻断液膜铺展并引起液壁分离现象,加剧气液卷吸掺混;增大内弧半径可扩大液膜有效区域,半径为2.0mm时,有效区占比为59.2%;提高入射离心角可显著减弱涡流效应;2.0mm的内弧半径和84°的入射离心角为最佳工况组合,采用该方案可大幅优化液膜的稳定性和顺滑性。     

高压环境下剪切稀化非牛顿撞击射流直接数值模拟

高压环境下的撞击射流是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其雾化效果将直接决定最终燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,对10 MPa高压环境下剪切稀化非牛顿直角撞击射流的三维非定常雾化特征、机理及非牛顿特性进行了研究。结果表明：高压环境下该撞击射流的雾化流场呈圆形辐射状分布并形成Mushroom头部和Ω状的局部凸起,气体中的涡量分布表现为有序贴附区和无序爆炸区两类,液膜向液丝的破碎主要受平均气体力和平均黏性力作用影响,而液丝向液滴的破碎则主要受局部流场参数影响,撞击雾化过程中液体无量纲表面积不断增长并可分为5个阶段。此外,撞击射流头部在局部强剪切力作用下其无量纲黏性系数最低降至仅0.7。     

背压对撞击式喷嘴雾化特性影响研究

为研究背压对撞击式喷嘴雾化特性的影响,将压力的变化等效为气体密度的变化,基于一种树形自适应加密算法,通过直接数值求解不可压Navier-Stokes方程组实现了不同背压条件下射流撞击雾化的数值模拟。首先将数值模拟结果与试验数据进行对比,验证数值模拟的有效性,在此基础上开展了高背压条件下雾化过程的数值模拟。结果表明,随着背压的提高,气动力相应增强,液膜的破碎更加剧烈,一次雾化区域的液滴数密度增大,雾场由稀疏向稠密发展;液膜在向下游运动过程中波动速度的幅值逐渐增大,并且随着背压的提高,液膜的波动由线性向非线性转变;背压增大导致破碎长度减小,经过参数修正得到了液膜破碎长度的经验公式,并与试验数据进行了对比;背压对液滴尺寸分布规律没有显著影响,但随着背压的提高,同一时刻大液滴所占的比例提高,整个雾场的Sauter平均直径有增加的趋势,当背压从0.1MPa增大到1MPa时,雾场的Sauter平均直径由155.5μm增大到166.9μm;背压增大,液滴粒径分布的均匀度指数减小,液滴尺寸分布更加不均匀。     

敞口式离心喷嘴液膜动态填充及打开过程研究

为了揭示敞口式离心喷嘴液膜填充及打开过程,采用两相界面追踪方法 VOF(volume of fluid)模拟了喷嘴内部及近喷口区域流动过程,计算得到的喷雾角和试验结果偏差不超过2%。计算结果表明:喷嘴内部填充过程中,自切向孔下游至喷嘴出口液膜厚度缓慢增加,在喷嘴出口处液膜厚度大幅度降低,呈非线性发展;相应地,切向孔截面空心涡经历了正方形-花瓣形-圆形的演化历程;喷口边缘处表面张力占主导,此时液膜较厚,因此液膜刚流出喷嘴时并没有立刻打开,而后变薄、失稳、脱落、破碎并部分聚合,随着时间推移,喷嘴出口液膜形态依次经历了铅笔形、洋葱形、郁金香形和完全发展形四种形态,与稳态下喷注压降改变时喷雾形态变化相一致。     

凝胶推进剂雾化特性研究进展

为了进一步认识凝胶推进剂雾化过程,促进凝胶发动机的设计和优化,综述了射流撞击式、离心式、气泡式以及燃烧条件下凝胶推进剂雾化特性的研究进展。综述结果表明,凝胶推进剂雾化性能明显差于牛顿流体推进剂,凝胶液膜尺寸显著增大,液丝较难破碎为小粒径液滴;射流撞击式喷嘴对凝胶推进剂的雾化效果优于离心式喷嘴;随着射流雷诺数和韦伯数增大,撞击式凝胶液膜的雾化模式依次为边缘闭合模式、边缘开放模式、无边缘射线模式、液丝分离模式和充分发展模式;采用锥形结构、减小喷嘴出口长径比、方形和椭圆形喷嘴出口皆有利于凝胶液膜破裂,且增大喷注压力、撞击角、温度、室压和减小撞击距离均能改善液膜雾化效果。燃烧条件下MMH/NTO凝胶推进剂撞击液膜破裂雾化机制在宏观上与冷模条件下凝胶推进剂模拟液撞击液膜较好地吻合。此外,对凝胶推进剂雾化特性的进一步研究工作提出了建议。