凹腔火焰穩(wěn)定器內氣流流動的實驗研究

吳晉湘,田 亮,王 輝,王恩宇,茍 湘

(河北工業(yè)大學能源與環(huán)境工程學院,天津 300132)

0 引 言

高超聲速飛行器是未來空天飛機、先進戰(zhàn)略戰(zhàn)術武器的首選運載工具,而超聲速燃燒則是高超聲速飛行不可回避的技術。俄羅斯航空發(fā)動機中央研究院 (CIAM)首次成功地把凹腔作為超聲速燃燒火焰穩(wěn)定器[1]。目前,凹腔被作為集燃料噴射、混合及火焰穩(wěn)定為一體的火焰穩(wěn)定器是其中最具潛力的一種。Maureen B.Tracy和E.B.Plentovich等研究了亞音速和跨音速時不同尺寸的凹腔流場特征[2]。Stallings和Wilcox[3]把凹腔流動分為開放、閉合和過渡型三種類型。對于超聲速氣流,L/D＜10為開放型凹腔,L/D＞13為閉合型凹腔,L/D=10～13為過渡型凹腔,本文也采用這種分類方法。國內針對凹腔火焰穩(wěn)定器對燃燒室內流動影響的研究主要集中在其長身比、后略斜坡角度和燃料噴射位置對燃燒室內溫度、壓力、燃燒效率和總壓損失的影響[4～8],對凹腔內流動的研究主要集中在其自激震蕩、剪切層的產生發(fā)展和其內部大尺度渦的產生發(fā)展[9]。

為了進一步探究凹腔內的流動特點,作者自行設計了一個簡單的小型超音速風洞,由氣源、管道、Laval噴管和實驗段組成。通過油流顯示技術,對廣泛研究的矩形凹腔內部的流動進行了實驗觀察,目的在于找到一種合適的實驗方法,為進一步實驗研究打下基礎。本文還針對凹腔增強混合技術,提出了一種不同一般矩形凹腔的人字形凹腔 (Herringbone-head cavity),并對其流場進行了初步實驗觀察。

1 實驗設備

實驗臺包括氣源系統(tǒng)、管道、閥門組、Laval噴管、實驗段、測量儀表和視頻采集系統(tǒng)。風洞實驗段的設計馬赫數(shù)為2,背壓1 atm,工作時間1 min。氣源包括空壓機、干燥器和氣罐。為達到設計條件,采用小氣罐高壓儲氣,再經過節(jié)流減壓至所需壓力。選用1 m3氣罐兩個,最高工作壓力3 MPa。為保證安全,設定空壓機最高工作壓力3 MPa。干燥器選用吸附式干燥。主管道采用50號無縫鋼管,由于需要控制流速,在噴管前端設置有擴散段和穩(wěn)定段,穩(wěn)定段中設有阻尼網,用來使氣流均勻。噴管型線通過編程計算得到。實驗段為寬×高×長=20 mm×30 mm×200 mm模擬超音速燃燒室,底部設有深度為6 mm的凹腔,其長度可調,如圖1所示。

圖1 實驗設備Fig.1 Experimental installation

2 實驗方法及結果

在進行凹腔實驗前,先對風洞性能進行測試。風洞為暫沖式下吹風洞,直排大氣。由于風洞中的流速非常高,油流顯示技術中,調和劑的粘性要比較大,經過多次實驗,選用機油調制,示蹤粒子選用顆粒度很小的鈦白粉 (粒徑以10 μ m為宜)。實驗前將混合物涂于凹腔的底部和側壁,待實驗后進行拍照觀察。

2.1 風洞性能測試

噴管中氣流達到超音速必須滿足三個條件:幾何條件、力學條件和流量條件。噴管在設計時已經達到幾何條件,在測試時噴管上游壓力0.8 MPa,流速約 30 m/s,此時測得噴管出口(實驗段入口)壓力0.09 MPa。風洞運行時高壓氣體迅速膨脹,溫度急劇降低,在管道表面能夠明顯看到結霜。由于條件有限,無法測量主管道內氣流準確溫度,本文采用間接方法測量其平均流量,即利用試驗前后氣罐內氣體質量差計算流量。風洞參數(shù)見表1。為了實驗中控制方便,壓比值為8?？梢钥闯?風洞達到了設計要求,氣流達到超音速。但由于噴管出口截面小,本實驗沒有測量噴管出口氣流均勻度。

表1 風洞參數(shù)Tab.1 Parameter of the wind tunnel

2.2 實驗結果

實驗氣流總壓0.8 MPa,平均總溫 (通過平均流量計算得到)約242.5 K,這個溫度值與實驗中測得的最低溫度值 (238 K)接近。圖2為實驗段及其內部凹腔形狀示意圖,a為矩形斜凹腔、b為矩形平凹腔、c為人字形斜凹腔、d為人字形平凹腔。本文將氣流流動方向定義為流向(x軸),與流向垂直的實驗段寬度和高度方向分別定義為展向 (y軸)和縱向 (z軸)。

圖2 實驗段及凹腔形狀Fig.2 Experimental section and the shape of cavities

實驗首先對常見的矩形平凹腔底部油流進行了觀察。圖3(a)～(e)為矩形平凹腔,(f)為矩形斜凹腔,主氣流從左 (前緣)向右 (后緣)流動?？梢钥闯?(a)、(b)、(d)、(e)中有一對縱向渦位于前緣處,這是凹腔的回流氣流遇到前緣向兩側偏轉形成的。(a)、(b)、(c)的痕跡線較為凌亂,其原因可能是凹腔上部的自由剪切層的不穩(wěn)定造成的。(d)為接近開式的過渡式凹腔,(e)為開式凹腔,自由剪切層跨越整個凹腔而沒有對凹腔內的流場產生影響,因此的痕跡線較為整齊。(f)中后緣變?yōu)?5°斜坡,對自激震蕩有一定的抑制作用,與 (b)相比較其痕跡線相對整齊。從這些實驗結果還可以看出,開式凹腔的內部回流有向中心匯聚的趨勢,其原因是凹腔前部壓力相對較低,使凹腔中部兩側的氣流向中心匯聚回到前緣,這也可以從數(shù)值模擬的結果中看出。圖4為距凹腔底部1 mm截面處的壓力等值線和速度矢量的數(shù)值模擬結果,與圖3比較可知對應于頭部縱向渦處存在兩個低壓區(qū)。

圖3 矩形凹腔試驗結果Fig.3 Results of experiment in rectangle cavities

圖4 L/D=13.3矩形斜凹腔底部數(shù)值模擬結果Fig.4 L/D=13.3 results numerical simulation of slanting-rectangle cavity at the bottom

圖5是人字形凹腔底部的實驗結果和數(shù)值模擬結果。通過對比可以看出人字形凹腔底部氣流向中心線匯聚的趨勢比矩形凹腔強,人字形結構對流動的影響是顯著的。圖5中 (a)和 (b)分別是閉式與開式人字形斜凹腔的實驗與模擬結果,由于計算機性能限制,網格相對較粗,與實驗的結果不盡相同,但是總體的趨勢是一致的,說明數(shù)值模擬能夠反映出真實流動。閉式凹腔的回流相對開式較弱,開式凹腔在前緣兩尾翼處有一對明顯的縱向渦。

圖5 人字形斜凹腔實驗結果與模擬結果Fig.5 Comparison of numerical simulation and experiment of herringbone-slanting cavities

為了觀察試驗段內的流動情況,圖6將沿流動方向左側壁面的實驗與模擬的結果進行對照。實驗結果是壁面油流的痕跡,模擬結果顯示的是距壁面1 mm處粒子運動的軌跡,灰度表示壓力分布。圖中可以清晰的看到后緣處產生的激波及其反射的情況。不同的是,在實驗結果中撲捉到了前緣處的一道邊界層分離線,其原因可能是噴管出口與實驗段連接處的不平整對氣流的擾動造成的;后緣產生的斜激波入射到上壁面也產生了激波-邊界層分離。而數(shù)值模擬由于網格的限制,未能撲捉到前緣類似激波-邊界層分離這樣細微的流動現(xiàn)象。

圖6 L/D=8人字形凹腔左側壁面實驗結果與模擬結果Fig.6 L/D=8 result of experiment and numerical simulation at left side of experimental section

本文在實驗中觀察過凹腔側壁的流動,但是沒有撲捉到明顯的回流渦,原因是凹腔內相對主流是是低速流動區(qū)域而實驗采用的凹腔深度較小,并且涂抹介質的粘性比較大,無法獲得低速流動的清晰結果。

3 結 論

本文所搭建的超音速實驗臺能夠達到設計要求,為實驗段提供了基本符合要求的超音速氣流。通過實驗及與數(shù)值模擬結果對比表明:

(1)矩形凹腔底部的氣流有向中心匯聚的趨勢,并且長深比越大的凹腔這種現(xiàn)象就更明顯。

(2)人字形結構對凹腔內流動的影響顯著,增強了氣流的展向流動,為流向渦的產生提供了條件。

(3)人字形凹腔與矩形凹腔在前緣處都會產生縱向渦。

(4)實驗中油流介質應根據(jù)不同流速和不同尺度的區(qū)域加以選擇和調制,以便更好地獲取流動信息。

[1]Vinagradov V,Grachev V,Petrov M.Experimental in-vestigation of2-D dualmode scramjetwith hydrogen fuel at Mach 46[R].AIAA90-526.

[2]Muareen B Tracy,Plentovich E B.Cavity unsteadypressure measurements at subsonic and transonic speeds[J].NASA Technical Paper97-3669.

[3]Stallings R L Jr,Wilcox F J Jr.Experimental cavity pressuredistributions at supersonic speeds[R].NASA TP22683,1987.

[4]劉歐子,胡欲立,蔡元虎,等.超聲速燃燒凹槽火焰穩(wěn)定的研究動態(tài)[J].推進技術,2003,24(6):265-271.

[5]丁猛,王振國.凹腔火焰穩(wěn)定器阻力特性的實驗研究[J].航空學報,2006,27(4):556-560.

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[9]潘余,王振國.激波對凹腔火焰穩(wěn)定器流場影響[J].推進技術,2008,29(4):35-39.