郭 強(qiáng),施紅輝 ,王 超,賈會(huì)霞

(浙江理工大學(xué)機(jī)械與自動(dòng)控制學(xué)院,杭州 310018)

0 引 言

水下氣體射流現(xiàn)象可見(jiàn)于冶金(翟彥博[1];柳綺年[2])、環(huán)境保護(hù)工程(曾玉紅等[3];Chang和Judd[4])、水下切割(Matsumot et al[5])以及其他工業(yè)領(lǐng)域。當(dāng)氣體射流速度達(dá)到超聲速時(shí),它可以成為石油化工中新型攪拌工具。水下超聲速氣體射流在潛水艇水下發(fā)射彈道導(dǎo)彈(SLBM)上有著重要的應(yīng)用(徐悅等[6];魏海鵬等[7]所做的工作)。針對(duì)水下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鈬娚涞牧黧w力學(xué)過(guò)程,已經(jīng)有了不少數(shù)值計(jì)算工作,例如,王誠(chéng)等[8],馬漢東等[9],徐小強(qiáng)[10],魏海鵬等[7]。但是,這些數(shù)值計(jì)算模型和模擬結(jié)果還只停留在水下氣體射流的氣泡生長(zhǎng)過(guò)程和射流最初段的射流特性上,對(duì)于完全發(fā)展起來(lái)的水下超聲速氣體射流和氣水摻混問(wèn)題的研究仍有待更詳盡的研究成果。

Oryall和Hoefele等[11-12]研究了低速狀態(tài)下浸沒(méi)式側(cè)吹的冷態(tài)氣流穿透深度,并指出環(huán)境液體的物理特性是影響射流膨脹的主導(dǎo)因素。施紅輝等人[13-14]通過(guò)流動(dòng)可視化實(shí)驗(yàn)方法揭示了回?fù)衄F(xiàn)象的演化過(guò)程。戚隆溪等[15]、王柏懿等[16]和戴振卿[17]研究了水下高速氣體射流的動(dòng)力學(xué)特性,并測(cè)量了射流內(nèi)部壓力及其分布,證實(shí)了噴口端面處回?fù)羰录c流場(chǎng)氣相區(qū)中壓力脈動(dòng)之間的相關(guān)性。王曉剛等[18-19]通過(guò)高速攝影技術(shù)重點(diǎn)研究了準(zhǔn)二維水下高速氣體射流的振蕩流流型,發(fā)現(xiàn)在距離噴嘴端面附近易發(fā)生高頻脹鼓和明顯的回?fù)衄F(xiàn)象。

水下高速氣體射流動(dòng)力學(xué)不穩(wěn)定性的原因主要是因?yàn)樯淞鲀?nèi)部的激波、膨脹波的反射和聚集引起的射流振蕩,在形貌上表現(xiàn)為脹鼓或者回?fù)?。脹鼓現(xiàn)象是射流在距離噴嘴端面附近發(fā)生的間歇性頸縮與膨脹[18];回?fù)衄F(xiàn)象是射流中間歇性地發(fā)生氣體逆流并反轉(zhuǎn)吹向噴嘴孔口表面的事件,涉及的力學(xué)機(jī)制更加復(fù)雜[13,15,20]。研究的主要工作在一套自行設(shè)計(jì)的準(zhǔn)二維水下高速氣體垂直射流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)上完成,在前期工作的基礎(chǔ)上重點(diǎn)研究準(zhǔn)二維水下超聲速氣體垂直射流的非穩(wěn)態(tài)過(guò)程和動(dòng)力學(xué)性態(tài)。該實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)可以方便地研究觀測(cè)射流氣-液界面形狀及動(dòng)力學(xué)特性。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,在三維水槽中出現(xiàn)的超聲速氣體射流的不穩(wěn)定性現(xiàn)象,在準(zhǔn)二維水槽中得到了很好的再現(xiàn)。

1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)及條件

圖1示出了本文研究中所采用的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)包括配氣系統(tǒng)、射流系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)3部分。實(shí)驗(yàn)設(shè)備主要包括空氣壓縮機(jī)(CZ-20/30FZK)、儲(chǔ)氣罐、空氣減壓器(YQK-16)、電磁閥(ZCT-15)、噴管組件和二維水槽。測(cè)量設(shè)備為高速攝影儀(PHOT RO公司的FASTCAM-super 10KC),包括攝像頭、控制器和監(jiān)視器等3大組件,同時(shí)配備的還有攝影燈作補(bǔ)充光源和一臺(tái)電腦專用于數(shù)據(jù)收集和存儲(chǔ)。

空氣壓縮機(jī)可以提供最高壓力為3.0MPa的工作氣體(空氣)。儲(chǔ)氣罐容積為0.5m3,可以確保實(shí)驗(yàn)期間(不超過(guò)10s)的氣體工作壓力保持恒定?？諝鉁p壓器可以調(diào)節(jié)噴管的駐室壓力,使實(shí)驗(yàn)可以在設(shè)定的壓力工況下進(jìn)行;電磁閥控制氣體射流的開(kāi)啟和終止。準(zhǔn)二維水槽由透明的有機(jī)玻璃制成,內(nèi)部尺寸為長(zhǎng)150cm、寬5cm、高110cm。水槽中的水是靜止的,處于室溫室壓狀態(tài)。噴管組件水平置于水槽底部,可以自由控制注水高度H(液面到噴管中心的距離)。利用數(shù)字照相機(jī)拍攝流場(chǎng)過(guò)程中,考慮到是高速流場(chǎng),為了保證正確曝光的進(jìn)光量從而獲得清晰的射流形貌,實(shí)驗(yàn)過(guò)程中在相應(yīng)的水槽玻璃板上貼有均光紙將攝影燈的光均勻打在射流上,利用氣-液界面的反射光中達(dá)到光影成像的合格要求。

圖1 準(zhǔn)二維水下超聲速氣體垂直射流實(shí)驗(yàn)布置示意圖Fig.1 Schematic of experimental layout for quasi-two-dimensional submerged verical supersonic gas jets

實(shí)驗(yàn)中采用的實(shí)驗(yàn)噴嘴為拉伐爾噴管,其喉部直徑和出口直徑分別為2mm和4mm。噴嘴裝置的外徑為D=31mm,安裝在駐室底端,采用螺紋連接以方便滿足實(shí)驗(yàn)更換的需求。噴管組件通過(guò)螺紋安裝在水槽底板上,可以方便拆卸以便更換不同的噴嘴[18-19]。

實(shí)驗(yàn)中,通過(guò)空氣減壓器調(diào)節(jié)駐室壓力p0來(lái)實(shí)現(xiàn)不同的工況,用安裝在駐室上部的壓力表來(lái)測(cè)量p0。實(shí)驗(yàn)中選用注水高度固定為H=75cm,,背壓計(jì)算值為pb=0.1087MPa,通過(guò)改變駐室壓力值來(lái)選用不同的5個(gè)工況(以下壓力值均為絕對(duì)壓力值),各工況如表1所示。

表1 不同工況的實(shí)驗(yàn)參數(shù)表(室溫室壓：293K,0.101MPa)Table 1 Experimental parameters of different work conditions(293K,0.101MPa)

由實(shí)驗(yàn)噴嘴出口與喉部的截面面積比Ae/A＊=4,可求得相應(yīng)的設(shè)計(jì)出口馬赫數(shù)為2.94。已知噴管尺寸和實(shí)驗(yàn)工況,由空氣動(dòng)力學(xué)相關(guān)知識(shí)可知：駐室壓力未達(dá)適配工況值,出口處為超聲速流動(dòng),射流為過(guò)膨脹狀態(tài),管口出現(xiàn)斜激波。出口射流馬赫數(shù)由流體力學(xué)基本理論[21]計(jì)算而來(lái),同時(shí)列于表1中。這里的出口馬赫數(shù)為噴口處的氣流馬赫數(shù),每個(gè)工況分別進(jìn)行3次實(shí)驗(yàn),結(jié)果取平均值以減小實(shí)驗(yàn)誤差。

2 實(shí)驗(yàn)噴嘴內(nèi)外流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算

采用Density-Based計(jì)算法、k-ε湍流模型,耦合傳熱模型求解Laval噴嘴內(nèi)的流場(chǎng)及壓力場(chǎng),分析純氣相過(guò)膨脹工況下管內(nèi)外流動(dòng)以及噴嘴出口處激波的產(chǎn)生情況,同時(shí)將模擬計(jì)算結(jié)果輔助分析水下超聲速射流實(shí)驗(yàn)中噴嘴附近發(fā)生的振蕩流形[18]：如脹鼓和回?fù)舭l(fā)生的力學(xué)原因。

考慮到4個(gè)實(shí)驗(yàn)工況均為射流處于過(guò)膨脹狀況,噴管出口出現(xiàn)斜激波情形;現(xiàn)數(shù)值計(jì)算選用工況2的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作為代表工況進(jìn)行計(jì)算：入口總壓為p0=1.1MPa,壓力出口總壓為pb=0.108MPa,所設(shè)邊界條件類型如圖2所示。

圖2 計(jì)算區(qū)域和各邊界條件示意圖Fig.2 Schematic of computational domain and boundary conditions

數(shù)值模擬結(jié)果如圖3和4所示。從圖3中看出在擴(kuò)張段內(nèi)速度有一個(gè)突躍,在喉部出現(xiàn)聲速區(qū),靠近噴嘴出口段出現(xiàn)超聲速區(qū);斜激波的存在可以從圖4所示軸線壓力分布判斷。

圖3 噴嘴內(nèi)外馬赫數(shù) Ma＞1分布圖Fig.3 Distribution of Ma＞1 inside and outside the nozzle

氣流經(jīng)過(guò)Laval噴管的縮放段,氣體壓力是逐漸降低的;而當(dāng)超聲速氣流到達(dá)出口時(shí),此時(shí)出口氣壓p1小于背壓pb,背壓較大而引起的振動(dòng),不會(huì)傳到上游管內(nèi)去,只能在管口附近使氣流進(jìn)行調(diào)整,以滿足出口處的壓力平衡條件,用產(chǎn)生斜激波的方式來(lái)與外界背壓達(dá)到平衡[21]。壓力在y=0處存在一個(gè)較大階躍,并且在距離噴管出口50mm的區(qū)域內(nèi)存在壓力振蕩區(qū)。由此可以判斷,射流核心區(qū)存在激波區(qū),在水下超聲速射流實(shí)驗(yàn)中噴管附近將會(huì)出現(xiàn)流形振蕩。理論和數(shù)值計(jì)算的結(jié)果相符,接下來(lái)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果中出現(xiàn)的脹鼓[19]、回?fù)鬧20]和準(zhǔn)回?fù)衄F(xiàn)象,正好證實(shí)了全文分析和研究手段的可行性。

圖4 沿射流軸線的壓力分布圖Fig.4 Distribution of pressure along the gas jet axis

3 實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果及討論

實(shí)驗(yàn)中對(duì)上述4種工況下的水下高速射流進(jìn)行了高速拍攝,清晰地展現(xiàn)了流場(chǎng)的演化過(guò)程。照片中暗色的代表氣體射流,淺色的代表水相環(huán)境。圖5是工況1的超聲速氣體射流的演化過(guò)程,底部為噴管出口(下同)。圖示選用的是連續(xù)的一組照片,序號(hào)段為No.791～No.815,每張照片的時(shí)間間隔為2ms?？梢郧逦乜吹?這是典型的間歇性脹鼓形態(tài),其發(fā)生機(jī)制是由于在距離端面附近射流發(fā)生間歇性頸縮,射流通道便會(huì)出現(xiàn)梗阻而導(dǎo)致氣體的迅速聚集。氣體聚集過(guò)程中射流內(nèi)部壓力突增,當(dāng)達(dá)到一定程度后發(fā)生射流局部的膨脹從而引發(fā)脹鼓。脹鼓現(xiàn)象基本發(fā)生在距離噴管端面距離X=0～140mm范圍內(nèi)。脹鼓發(fā)生處用黑色箭頭特別標(biāo)示(見(jiàn)照片No.797,807,813)。

圖6是工況3的一次典型的回?fù)粞莼^(guò)程,圖片序號(hào)段為No.264～No.286,每張照片的時(shí)間間隔采用為2ms?？梢钥吹?穩(wěn)態(tài)的超聲速射流先由穩(wěn)態(tài)發(fā)展為間歇性脹鼓狀態(tài)(如圖6(b)中箭頭Ⅰ所示)。經(jīng)過(guò)若干次脹鼓之后,射流內(nèi)部聚集的氣體能量達(dá)到最大,回?fù)衄F(xiàn)象隨即發(fā)生(如圖6(f)中的箭頭Ⅱ所示)。一般而言,回?fù)艨偸前殡S著射流的整體膨脹而出現(xiàn),這種整體膨脹持續(xù)的時(shí)間較長(zhǎng)(圖6(f)～(i))。射流膨脹至最大時(shí),一部分氣體向上游回流,并撞擊到端面,受到阻礙而被擠壓破碎成大量氣泡：如圖6(j)～(l)清晰所示,圖中箭頭標(biāo)示處的白色為射流回?fù)糇矒魢娮於嗣嫘纬傻难貜较蚍较蜻\(yùn)動(dòng)的泡沫流。

圖5 工況1水下超聲速氣體射流的典型形貌(Ma=1.57)Fig.5 Typical appearance of submerged air jet under supersonic operating condition(Ma=1.57)

圖6 工況3回?fù)衄F(xiàn)象的演化過(guò)程(Ma=2.33)Fig.6 Images of instantaneous flow pattern during a back-attack event under operating condition No.3(Ma=2.33)

由以上實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以總結(jié)出,回?fù)粜纬尚枰?jīng)歷脹鼓振蕩、膨脹,分離、撞擊和破碎5個(gè)階段?；?fù)舻木唧w演化過(guò)程是：由于水下超聲速氣體射流中剪切不穩(wěn)定性,使得射流在距離端面2倍噴口直徑附近發(fā)生間歇性頸縮,這樣氣流通道出現(xiàn)梗阻而導(dǎo)致氣體迅速聚集,當(dāng)氣體聚集到一定程度,射流發(fā)生快速膨脹,膨脹到一定程度,氣體分離成兩個(gè)部分,一部分流向下游,一部分流向上游。后者撞擊到端面后受到阻礙而被擠壓,接著破碎成大量氣泡。

4 射流初始段的壓力脈動(dòng)特性分析

射流沿軸向可分為初始段、過(guò)渡段和主體段[22]。但由于射流的過(guò)渡段較短,實(shí)用上一般僅將射流分為初始段和主體段。也就是說(shuō)射流核心區(qū)末端緊接主體段,這樣射流初始段長(zhǎng)度L0可由射流主體軸向最大時(shí)均速度公式[23]解出x獲得。由于軸向最大時(shí)均速度公式不同,所得到的射流初始段長(zhǎng)度也不同。取Tollmien解、Gortler解、實(shí)驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)解[22]3類相似解的平均值,射流的初始段可近似寫為：L0≈6.39d。

其中,d為射流噴管出口直徑,本實(shí)驗(yàn)用噴嘴d=4mm,則L0≈25.6mm;現(xiàn)取射流核心區(qū)中段位置X=L0/2≈12mm處對(duì)4個(gè)工況下的4個(gè)典型回?fù)羰录M(jìn)行射流通道尺寸取樣,統(tǒng)計(jì)結(jié)果如圖7、8所示。

圖7 回?fù)羰录?、2時(shí)射流通道半徑隨時(shí)間變化曲線Fig.7 Flow thoroughfare radius curve vs.time before and afterthe back-aack vn No.1 d.2

由可視化部分統(tǒng)計(jì)出的、在射流長(zhǎng)度距離噴嘴出口X=12mm處的,兩次回?fù)羟昂蟮纳淞魍ǖ腊霃诫S時(shí)間變化曲線(事件1、2、3和4)。可以看出,射流半徑在達(dá)到最大值之前,總是伴隨著若干次較小幅度的振蕩,這種振蕩模式類似于射流內(nèi)部的壓力振蕩[13-14],與戴振卿等人的研究[17]高度相符。內(nèi)部壓力振蕩與氣水交界不穩(wěn)定性的高度耦合過(guò)程中,射流半徑達(dá)到極大值的過(guò)程,就是回?fù)舭l(fā)生的過(guò)程。

表2中給出了5個(gè)工況的回?fù)纛l率統(tǒng)計(jì)平均值,從表中數(shù)據(jù)可以清楚發(fā)現(xiàn),在過(guò)膨脹工況下,隨著射流馬赫數(shù)的增加,回?fù)纛l率有明顯逐漸減小的趨勢(shì);準(zhǔn)回?fù)衄F(xiàn)象的存在,證實(shí)了這一特性,詳見(jiàn)第5節(jié)。

表2 回?fù)艚y(tǒng)計(jì)頻率表Table 2 Statistical table of frequencies of back-attack events

5 準(zhǔn)回?fù)衄F(xiàn)象研究

大量實(shí)驗(yàn)表明[19],回?fù)粜纬尚枰?jīng)歷振蕩、膨脹、分離、撞擊和破碎5個(gè)階段。但在本系列實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn),在較高馬赫數(shù)的實(shí)驗(yàn)工況3和4下實(shí)驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)準(zhǔn)回?fù)衄F(xiàn)象,這種特殊的類似回?fù)衄F(xiàn)象形成只包括振蕩、膨脹、分離3個(gè)階段。如圖9所示工況3的一次典型的準(zhǔn)回?fù)粞莼^(guò)程,圖片序號(hào)段為No.2068～No.2101,每張照片的時(shí)間間隔為3 ms。可以看到,穩(wěn)態(tài)的超聲速射流先由穩(wěn)態(tài)發(fā)展為間歇性脹鼓狀態(tài)(圖9(a)～9(d)),而后發(fā)生大幅膨脹(圖9(e)～9(f)),膨脹的氣體到達(dá)一定程度后分離成兩個(gè)部分,一部分氣體繼續(xù)流向下游,另一部分流向上游;流向下游的氣體隨即被高速射流帶離,而流向下游的氣體趨勢(shì)明顯,但是回流氣量和力度受限的情況下,無(wú)法完成撞擊(圖9(i)～9(l))。

力學(xué)原因分析,水下超聲速垂直射流屬于典型的軸對(duì)稱紊動(dòng)浮射流。紊動(dòng)浮射流既受射流初始動(dòng)量的作用,又受周圍環(huán)境浮力的影響。對(duì)于垂直射流,初始動(dòng)量力和環(huán)境浮力方向一致,在兩種力的疊加下,成為阻礙回?fù)舭l(fā)生的回流阻力?；?fù)衄F(xiàn)象在回流阻力下,削弱形成準(zhǔn)回?fù)衄F(xiàn)象,更詳細(xì)的力學(xué)機(jī)理有待進(jìn)一步研究。

對(duì)于空蝕破壞的機(jī)理,目前比較一致的研究結(jié)論是,空泡潰滅的作用是造成空蝕破壞的主要原因[23]。準(zhǔn)回?fù)衄F(xiàn)象的發(fā)現(xiàn),為尋求減少或者消除氣泡回?fù)糇矒糁羾娮於嗣娴目尚行?也為減弱和消除空蝕效應(yīng)提供了理論依據(jù)。

圖9 工況3準(zhǔn)回?fù)衄F(xiàn)象的演化過(guò)程(Ma=2.33)Fig.9 Image of instantaneous flow pattern during a quasi-back-attack event under operating condition NO.3(Ma=2.33)

6 結(jié)束語(yǔ)

介紹了在準(zhǔn)二維水槽中對(duì)水下超聲速氣體過(guò)膨脹射流的實(shí)驗(yàn)研究和對(duì)相應(yīng)工況下實(shí)驗(yàn)噴嘴內(nèi)外流場(chǎng)的數(shù)值模擬結(jié)果。通過(guò)流場(chǎng)可視化、數(shù)值模擬結(jié)果的相互校驗(yàn),揭示了噴嘴不穩(wěn)定性形貌的力學(xué)原因來(lái)自超聲速射流內(nèi)部激波、膨脹波的反射和聚集以及氣-液界面不穩(wěn)定性的高度耦合?；诒緦?shí)驗(yàn)中隨馬赫數(shù)的增加而回?fù)纛l率逐漸減小規(guī)律的發(fā)現(xiàn)和準(zhǔn)回?fù)羰录陌l(fā)現(xiàn),為指導(dǎo)工程應(yīng)用中風(fēng)口材料的“空蝕效應(yīng)”減弱和消除提供了理論可能性。

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