煤油/氧氣超音速射流特性研究*

王德文,喻春明,孟東容,渠聚鑫

(西京學院,西安 710123)

0 引言

航空煤油和高壓氧氣按化學反應式的恰好完全反應的摩爾比在燃燒室內混合,航空煤油被氧氣霧化后形成混合液霧,將液霧點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,在噴涂、燒蝕、航天發(fā)動機等工業(yè)和航空航天等領域中具有廣闊的應用前景[1]。

國內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等人對低溫和低壓下航空發(fā)動機的點火過程和內流場的結構進行了研究[2]。Vasu等人研究了激波管中航空煤油燃燒的延遲時間,并對混合氣的當量比的影響進行了歸一化分析[3]。國內方面,雷向東等研究了高空氧氣/煤油點火裝置[4]。梁金虎等人對RP-3航空煤油的點火特性開展了研究[5]。然而,由于發(fā)生器燃燒室內的溫度高、出口射流的速度快,故對射流的溫度和速度等參數都很難直接測量,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用的關鍵問題。

文中研究通過理論仿真計算和實驗驗證相結合的方法[6-7],對航空煤油/氧氣超音速射流場的特征參數開展研究。通過理論計算獲得射流軸心線上速度和溫度的分布規(guī)律,數值仿真計算獲得整個射流場的溫度和速度等參數的分布。實驗中,首先采用金屬熔點法,定點測量射流場的溫度分布;其次為了能夠實時測量射流場參數的變化情況,在出口射流中加入三氧化二鋁粉末,采用Spray watch粒子測試儀對射流中粉末的溫度和速度等參數進行實時測量;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。比較仿真計算結果和測試結果,可以獲得航空煤油/氧氣超聲速射流場的參數分布。

1 航空煤油/氧氣超聲速射流系統

通過高壓油泵將作為燃料的航空煤油輸送至系統的燃燒室內,同時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,液霧經火花塞點火后燃燒,形成高溫高壓的燃氣,燃氣通過拉瓦爾噴管加速至超音速從出口噴出[8-9],實驗系統如圖1所示。

為了實時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壓區(qū)送入超音速射流中,粉末在加長噴管中經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粒子測試儀可以實時地測量到高溫射流中粉末顆粒的溫度和速度等參數。氣固兩相射流的圖片如圖2所示。

2 超音速射流場的計算

2.1 理論計算

由于射流在空氣中要與周圍的環(huán)境大氣產生傳熱、對流、熱輻射等氣動熱效應,射流外圍的參數變化劇烈,通常以射流軸心線上的氣動參數來表征射流,射流軸心線上的速度可由式(1)表達[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為射流的擴展角,即射流外邊界夾角稱射流的擴展角;θ為無因次溫度系數,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[10]:

(3)

式中:ΔTg=Tg-Tα;ΔTe=Te-Tα;Tg為射流的溫度。

實驗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,射流的擴展角約為6°。假定實驗時周圍環(huán)境的溫度為恒溫,取為303 K(30 ℃),通過計算可得焰流軸心的速度和溫度的分布如圖3所示。

2.2 FLUENT仿真計算

采用TRIAX550光譜儀對射流的成分進行測量,其成分主要為CO、CO2和H2O,故在燃燒室中簡化的化學反應方程式如下:

(4)

(5)

(6)

采用壓力傳感器測定燃燒室工作時的壓力約為1.5 MPa。應用Fluent數值仿真計算軟件對整個射流場進行仿真計算,采用有限體積法(FVM)、穩(wěn)態(tài)、隱式解法步進求解[11-13],根據N-S方程,采用標準的k-ε湍流模型,結合燃燒室和噴管的邊界條件,計算出航空煤油和高壓氧氣在充分燃燒時射流場參數的分布,計算結果如圖4所示。

根據仿真計算的結果可以得出:當射流在流過拉瓦爾噴管的喉部區(qū)域時,速度達到了當地的音速;當射流繼續(xù)流過噴管的擴張段時,由于此時過流斷面不斷增大,使射流的速度在此處得以繼續(xù)增加,達到了超音速;當射流在加長的噴管中流動時,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;為了防止系統在工作時的高溫燒穿燃燒室和噴管,需要對燃燒室和噴管采用冷卻水進行強制冷卻,因而射流在燃燒室和噴管中流動時溫度將不斷地下降,這種冷卻過程持續(xù)到射流從噴管的出口噴出為止。通過仿真計算的結果可以得出: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。當射流進入大氣后,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)的擴張和收縮等現象,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。射流在流動的過程中,與周圍的大氣發(fā)生強烈的對流和熱輻射等熱交換現象,因而射流的溫度也急劇下降。

3 實驗測試

3.1 熔點法測試

采用熔點不同的金屬絲對射流的溫度進行實驗標定。分別將直徑為1 mm的鉬絲(熔點為2 617 ℃)、鋯絲(熔點為1 852 ℃)和鐵絲(熔點為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,直至金屬絲的尖端熔化為止,測量此時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應著金屬絲的熔點;通過流量控制閥調節(jié)輸入的航空煤油和氧氣的流量可以改變燃燒室內航空煤油和氧氣的混合比,得到富氧度約為0%～15%的混合比,采用熔點法重復測試不同富氧度時射流的溫度,由此標出了不同富氧度時射流的溫度變化如圖5所示。

由于鉬絲的熔點相對最高,測試得到鉬絲的熔點的距離也最近,而鐵絲的熔點相對最低,其測得的熔點的距離也最遠,因而可以證明隨著距離的增加,射流的溫度也逐漸遞減。另外根據測試結果可以發(fā)現:隨著富氧度增加,金屬絲在射流中熔點的距離也越來越近,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速度[14-15],通過粒子輸送裝置在拉法爾噴管喉部的負壓區(qū)輸入粒徑約為50～70 μm的三氧化二鋁粉末,此時氧氣的流量約為4.5 m3/h,實驗中調節(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%的不同的實驗工況,此時燃燒室的壓力穩(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,獲得實驗參數如圖6所示。

由圖6(a)可以發(fā)現:隨著富氧度的增加,射流中溫度相同的點越來越靠近出口,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反應中去,因而隨著射流噴射出來時,和射流中的高溫燃氣不斷的進行對流換熱,從而使射流的溫度下降。

由圖6(b)可以發(fā)現,在測試范圍內,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力互相作用的結果,而拖動力的大小取決于射流與粒子之間的相對速度,其大小可表示為：

(7)

式中:Ad為粒子的表面積;Cdrg為拖動系數;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,射流與粒子的相對速度越高,其拖動力也就越大,射流對粒子的加速作用也就越強。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,故此時的拖動力最大;當射流在加長噴管中流動時,隨著距離的增加,粒子在射流的拖動力作用下,速度逐漸增加;當射流由噴管噴出進入大氣后,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,但此時射流的速度依然大于粒子的速度,射流依然對粒子施加拖動力;當射流的速度最后和粒子的速度趨于一致時,射流不再對粒子施加拖動力,此時粒子的速度達到最高。另外,由于隨著富氧度的增加,燃氣的初速度降低,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,射流中同一點的溫度和速度都顯著降低。