王德文,喻春明,孟東容,渠聚鑫

(西京學(xué)院,西安 710123)

0 引言

航空煤油和高壓氧氣按化學(xué)反應(yīng)式的恰好完全反應(yīng)的摩爾比在燃燒室內(nèi)混合,航空煤油被氧氣霧化后形成混合液霧,將液霧點(diǎn)火并通過拉瓦爾噴管加速后噴出,可以形成高溫、高速的射流。改變航空煤油和高壓氧氣輸入的混合比,即改變混合液霧的富氧度,可改變射流的速度和溫度的分布。該射流具有熱值高、比沖大等特點(diǎn),在噴涂、燒蝕、航天發(fā)動(dòng)機(jī)等工業(yè)和航空航天等領(lǐng)域中具有廣闊的應(yīng)用前景[1]。

國內(nèi)外在煤油和氧氣混合火焰的研究等方面做了大量的工作:Read等人對(duì)低溫和低壓下航空發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火過程和內(nèi)流場的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究[2]。Vasu等人研究了激波管中航空煤油燃燒的延遲時(shí)間,并對(duì)混合氣的當(dāng)量比的影響進(jìn)行了歸一化分析[3]。國內(nèi)方面,雷向東等研究了高空氧氣/煤油點(diǎn)火裝置[4]。梁金虎等人對(duì)RP-3航空煤油的點(diǎn)火特性開展了研究[5]。然而,由于發(fā)生器燃燒室內(nèi)的溫度高、出口射流的速度快,故對(duì)射流的溫度和速度等參數(shù)都很難直接測量,而超音速射流的速度場和溫度場分布的不確定是制約其更廣泛應(yīng)用的關(guān)鍵問題。

文中研究通過理論仿真計(jì)算和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法[6-7],對(duì)航空煤油/氧氣超音速射流場的特征參數(shù)開展研究。通過理論計(jì)算獲得射流軸心線上速度和溫度的分布規(guī)律,數(shù)值仿真計(jì)算獲得整個(gè)射流場的溫度和速度等參數(shù)的分布。實(shí)驗(yàn)中,首先采用金屬熔點(diǎn)法,定點(diǎn)測量射流場的溫度分布;其次為了能夠?qū)崟r(shí)測量射流場參數(shù)的變化情況,在出口射流中加入三氧化二鋁粉末,采用Spray watch粒子測試儀對(duì)射流中粉末的溫度和速度等參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)測量;再次改變煤油和氧氣的混合比,測量在不同的富氧度下,距離發(fā)生器出口不同距離處射流的溫度和速度的分布。比較仿真計(jì)算結(jié)果和測試結(jié)果,可以獲得航空煤油/氧氣超聲速射流場的參數(shù)分布。

1 航空煤油/氧氣超聲速射流系統(tǒng)

通過高壓油泵將作為燃料的航空煤油輸送至系統(tǒng)的燃燒室內(nèi),同時(shí)通過減壓閥將作為助燃劑的氧氣輸送到燃燒室中,輸入的航空煤油在氧氣的吹射下霧化成可燃液霧,液霧經(jīng)火花塞點(diǎn)火后燃燒,形成高溫高壓的燃?xì)?燃?xì)馔ㄟ^拉瓦爾噴管加速至超音速從出口噴出[8-9],實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示。

為了實(shí)時(shí)地測量射流場的溫度和速度的變化情況,將三氧化二鋁粉末從拉瓦爾噴管喉部的負(fù)壓區(qū)送入超音速射流中,粉末在加長噴管中經(jīng)射流加溫加速后噴出,形成帶顆粒的超音速氣固兩相流,采用Spray watch粒子測試儀可以實(shí)時(shí)地測量到高溫射流中粉末顆粒的溫度和速度等參數(shù)。氣固兩相射流的圖片如圖2所示。

2 超音速射流場的計(jì)算

2.1 理論計(jì)算

由于射流在空氣中要與周圍的環(huán)境大氣產(chǎn)生傳熱、對(duì)流、熱輻射等氣動(dòng)熱效應(yīng),射流外圍的參數(shù)變化劇烈,通常以射流軸心線上的氣動(dòng)參數(shù)來表征射流,射流軸心線上的速度可由式(1)表達(dá)[10]。

(1)

式中:Vg為射流的速度;Ve為噴管出口處射流的速度;re為噴管出口的半徑;x為離噴管出口的軸向距離;α為射流的擴(kuò)展角,即射流外邊界夾角稱射流的擴(kuò)展角;θ為無因次溫度系數(shù),為噴管出口處的射流溫度與周圍大氣的溫度之比,即:

(2)

式中:Te為噴管出口處射流的溫度;Ta為周圍大氣的溫度。

射流軸心線處的溫度可由式(3)表達(dá)[10]:

(3)

式中:ΔTg=Tg-Tα;ΔTe=Te-Tα;Tg為射流的溫度。

實(shí)驗(yàn)測得超音速射流的出口速度和溫度值分別為2 150 m/s和2 800 K,射流的擴(kuò)展角約為6°。假定實(shí)驗(yàn)時(shí)周圍環(huán)境的溫度為恒溫,取為303 K(30 ℃),通過計(jì)算可得焰流軸心的速度和溫度的分布如圖3所示。

2.2 FLUENT仿真計(jì)算

采用TRIAX550光譜儀對(duì)射流的成分進(jìn)行測量,其成分主要為CO、CO2和H2O,故在燃燒室中簡化的化學(xué)反應(yīng)方程式如下:

(4)

(5)

(6)

采用壓力傳感器測定燃燒室工作時(shí)的壓力約為1.5 MPa。應(yīng)用Fluent數(shù)值仿真計(jì)算軟件對(duì)整個(gè)射流場進(jìn)行仿真計(jì)算,采用有限體積法(FVM)、穩(wěn)態(tài)、隱式解法步進(jìn)求解[11-13],根據(jù)N-S方程,采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε湍流模型,結(jié)合燃燒室和噴管的邊界條件,計(jì)算出航空煤油和高壓氧氣在充分燃燒時(shí)射流場參數(shù)的分布,計(jì)算結(jié)果如圖4所示。

根據(jù)仿真計(jì)算的結(jié)果可以得出:當(dāng)射流在流過拉瓦爾噴管的喉部區(qū)域時(shí),速度達(dá)到了當(dāng)?shù)氐囊羲?當(dāng)射流繼續(xù)流過噴管的擴(kuò)張段時(shí),由于此時(shí)過流斷面不斷增大,使射流的速度在此處得以繼續(xù)增加,達(dá)到了超音速;當(dāng)射流在加長的噴管中流動(dòng)時(shí),由于射流的外沿與管壁之間存在速度差和能量交換的相互作用,使射流外沿的速度不斷減小,而溫度則有所上升;為了防止系統(tǒng)在工作時(shí)的高溫?zé)┤紵液蛧姽?需要對(duì)燃燒室和噴管采用冷卻水進(jìn)行強(qiáng)制冷卻,因而射流在燃燒室和噴管中流動(dòng)時(shí)溫度將不斷地下降,這種冷卻過程持續(xù)到射流從噴管的出口噴出為止。通過仿真計(jì)算的結(jié)果可以得出:射流在噴管的出口處的速度約為V=2 150 m/s,溫度約為T=2 780 K。當(dāng)射流進(jìn)入大氣后,與周圍的空氣發(fā)生劇烈的膨脹、壓縮和阻滯作用,射流因而發(fā)生連續(xù)的擴(kuò)張和收縮等現(xiàn)象,沿軸線形成一系列的馬赫錐;隨著距離出口距離的增加,射流的速度不斷地降低。射流在流動(dòng)的過程中,與周圍的大氣發(fā)生強(qiáng)烈的對(duì)流和熱輻射等熱交換現(xiàn)象,因而射流的溫度也急劇下降。

3 實(shí)驗(yàn)測試

3.1 熔點(diǎn)法測試

采用熔點(diǎn)不同的金屬絲對(duì)射流的溫度進(jìn)行實(shí)驗(yàn)標(biāo)定。分別將直徑為1 mm的鉬絲(熔點(diǎn)為2 617 ℃)、鋯絲(熔點(diǎn)為1 852 ℃)和鐵絲(熔點(diǎn)為1 534 ℃)置入射流的中心線上,并沿中心線由射流的低溫區(qū)向高溫區(qū)方向緩慢移動(dòng),直至金屬絲的尖端熔化為止,測量此時(shí)不同的金屬絲距射流出口端面的距離。射流在此處的溫度等于對(duì)應(yīng)著金屬絲的熔點(diǎn);通過流量控制閥調(diào)節(jié)輸入的航空煤油和氧氣的流量可以改變?nèi)紵覂?nèi)航空煤油和氧氣的混合比,得到富氧度約為0%～15%的混合比,采用熔點(diǎn)法重復(fù)測試不同富氧度時(shí)射流的溫度,由此標(biāo)出了不同富氧度時(shí)射流的溫度變化如圖5所示。

由于鉬絲的熔點(diǎn)相對(duì)最高,測試得到鉬絲的熔點(diǎn)的距離也最近,而鐵絲的熔點(diǎn)相對(duì)最低,其測得的熔點(diǎn)的距離也最遠(yuǎn),因而可以證明隨著距離的增加,射流的溫度也逐漸遞減。另外根據(jù)測試結(jié)果可以發(fā)現(xiàn):隨著富氧度增加,金屬絲在射流中熔點(diǎn)的距離也越來越近,說明隨著富氧度的增加射流的溫度也逐漸降低。

3.2 粒子測試儀測試

為了獲得射流的瞬時(shí)速度[14-15],通過粒子輸送裝置在拉法爾噴管喉部的負(fù)壓區(qū)輸入粒徑約為50～70 μm的三氧化二鋁粉末,此時(shí)氧氣的流量約為4.5 m3/h,實(shí)驗(yàn)中調(diào)節(jié)航空煤油的流量控制閥,使航空煤油的流量由5 L/h降至4 L/h,從而獲得富氧度為0%～15%的不同的實(shí)驗(yàn)工況,此時(shí)燃燒室的壓力穩(wěn)定在1.6 MPa左右。采用Spray watch粒子在線測試儀測量射流中粒子的溫度和速度,獲得實(shí)驗(yàn)參數(shù)如圖6所示。

由圖6(a)可以發(fā)現(xiàn):隨著富氧度的增加,射流中溫度相同的點(diǎn)越來越靠近出口,即射流場的溫度隨著富氧度的增加而降低,原因是過量的氧氣沒有參與到化學(xué)反應(yīng)中去,因而隨著射流噴射出來時(shí),和射流中的高溫燃?xì)獠粩嗟倪M(jìn)行對(duì)流換熱,從而使射流的溫度下降。

由圖6(b)可以發(fā)現(xiàn),在測試范圍內(nèi),隨著距離的增加,射流中粒子的速度也增加。原因是粒子的速度是射流與粒子之間拖動(dòng)力互相作用的結(jié)果,而拖動(dòng)力的大小取決于射流與粒子之間的相對(duì)速度,其大小可表示為：

(7)

式中:Ad為粒子的表面積;Cdrg為拖動(dòng)系數(shù);ρg為氣流的密度;Vg為氣流的速度;Vd為粒子的速度。由式(7)可以看出,射流與粒子的相對(duì)速度越高,其拖動(dòng)力也就越大,射流對(duì)粒子的加速作用也就越強(qiáng)。在拉瓦爾噴管的喉部,射流的速度約為音速,而粒子的速度約為零,故此時(shí)的拖動(dòng)力最大;當(dāng)射流在加長噴管中流動(dòng)時(shí),隨著距離的增加,粒子在射流的拖動(dòng)力作用下,速度逐漸增加;當(dāng)射流由噴管噴出進(jìn)入大氣后,射流在周圍大氣的作用下,由層流變?yōu)橥牧?并形成一系列的馬赫波,射流的速度逐漸降低,但此時(shí)射流的速度依然大于粒子的速度,射流依然對(duì)粒子施加拖動(dòng)力;當(dāng)射流的速度最后和粒子的速度趨于一致時(shí),射流不再對(duì)粒子施加拖動(dòng)力,此時(shí)粒子的速度達(dá)到最高。另外,由于隨著富氧度的增加,燃?xì)獾某跛俣冉档?因而射流中粒子的速度也隨著富氧度的增加呈下降趨勢。

4 結(jié)論

通過研究,得出了航空煤油/氧氣超音速射流的出口速度和溫度約為2 150 m/s和2 800 K;隨著距出口距離的增加,射流的溫度和速度都呈拋物線型下降;隨著富氧度的增加,射流中同一點(diǎn)的溫度和速度都顯著降低。