凹腔火焰稳定器内气流流动的实验研究

吴晋湘,田 亮,王 辉,王恩宇,苟 湘

(河北工业大学能源与环境工程学院,天津 300132)

0 引 言

高超声速飞行器是未来空天飞机、先进战略战术武器的首选运载工具,而超声速燃烧则是高超声速飞行不可回避的技术。俄罗斯航空发动机中央研究院 (CIAM)首次成功地把凹腔作为超声速燃烧火焰稳定器[1]。目前,凹腔被作为集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的火焰稳定器是其中最具潜力的一种。Maureen B.Tracy和E.B.Plentovich等研究了亚音速和跨音速时不同尺寸的凹腔流场特征[2]。Stallings和Wilcox[3]把凹腔流动分为开放、闭合和过渡型三种类型。对于超声速气流,L/D＜10为开放型凹腔,L/D＞13为闭合型凹腔,L/D=10～13为过渡型凹腔,本文也采用这种分类方法。国内针对凹腔火焰稳定器对燃烧室内流动影响的研究主要集中在其长身比、后略斜坡角度和燃料喷射位置对燃烧室内温度、压力、燃烧效率和总压损失的影响[4～8],对凹腔内流动的研究主要集中在其自激震荡、剪切层的产生发展和其内部大尺度涡的产生发展[9]。

为了进一步探究凹腔内的流动特点,作者自行设计了一个简单的小型超音速风洞,由气源、管道、Laval喷管和实验段组成。通过油流显示技术,对广泛研究的矩形凹腔内部的流动进行了实验观察,目的在于找到一种合适的实验方法,为进一步实验研究打下基础。本文还针对凹腔增强混合技术,提出了一种不同一般矩形凹腔的人字形凹腔 (Herringbone-head cavity),并对其流场进行了初步实验观察。

1 实验设备

实验台包括气源系统、管道、阀门组、Laval喷管、实验段、测量仪表和视频采集系统。风洞实验段的设计马赫数为2,背压1 atm,工作时间1 min。气源包括空压机、干燥器和气罐。为达到设计条件,采用小气罐高压储气,再经过节流减压至所需压力。选用1 m3气罐两个,最高工作压力3 MPa。为保证安全,设定空压机最高工作压力3 MPa。干燥器选用吸附式干燥。主管道采用50号无缝钢管,由于需要控制流速,在喷管前端设置有扩散段和稳定段,稳定段中设有阻尼网,用来使气流均匀。喷管型线通过编程计算得到。实验段为宽×高×长=20 mm×30 mm×200 mm模拟超音速燃烧室,底部设有深度为6 mm的凹腔,其长度可调,如图1所示。

图1 实验设备Fig.1 Experimental installation

2 实验方法及结果

在进行凹腔实验前,先对风洞性能进行测试。风洞为暂冲式下吹风洞,直排大气。由于风洞中的流速非常高,油流显示技术中,调和剂的粘性要比较大,经过多次实验,选用机油调制,示踪粒子选用颗粒度很小的钛白粉 (粒径以10 μ m为宜)。实验前将混合物涂于凹腔的底部和侧壁,待实验后进行拍照观察。

2.1 风洞性能测试

喷管中气流达到超音速必须满足三个条件:几何条件、力学条件和流量条件。喷管在设计时已经达到几何条件,在测试时喷管上游压力0.8 MPa,流速约 30 m/s,此时测得喷管出口(实验段入口)压力0.09 MPa。风洞运行时高压气体迅速膨胀,温度急剧降低,在管道表面能够明显看到结霜。由于条件有限,无法测量主管道内气流准确温度,本文采用间接方法测量其平均流量,即利用试验前后气罐内气体质量差计算流量。风洞参数见表1。为了实验中控制方便,压比值为8。可以看出,风洞达到了设计要求,气流达到超音速。但由于喷管出口截面小,本实验没有测量喷管出口气流均匀度。

表1 风洞参数Tab.1 Parameter of the wind tunnel

2.2 实验结果

实验气流总压0.8 MPa,平均总温 (通过平均流量计算得到)约242.5 K,这个温度值与实验中测得的最低温度值 (238 K)接近。图2为实验段及其内部凹腔形状示意图,a为矩形斜凹腔、b为矩形平凹腔、c为人字形斜凹腔、d为人字形平凹腔。本文将气流流动方向定义为流向(x轴),与流向垂直的实验段宽度和高度方向分别定义为展向 (y轴)和纵向 (z轴)。

图2 实验段及凹腔形状Fig.2 Experimental section and the shape of cavities

实验首先对常见的矩形平凹腔底部油流进行了观察。图3(a)～(e)为矩形平凹腔,(f)为矩形斜凹腔,主气流从左 (前缘)向右 (后缘)流动。可以看出,(a)、(b)、(d)、(e)中有一对纵向涡位于前缘处,这是凹腔的回流气流遇到前缘向两侧偏转形成的。(a)、(b)、(c)的痕迹线较为凌乱,其原因可能是凹腔上部的自由剪切层的不稳定造成的。(d)为接近开式的过渡式凹腔,(e)为开式凹腔,自由剪切层跨越整个凹腔而没有对凹腔内的流场产生影响,因此的痕迹线较为整齐。(f)中后缘变为45°斜坡,对自激震荡有一定的抑制作用,与 (b)相比较其痕迹线相对整齐。从这些实验结果还可以看出,开式凹腔的内部回流有向中心汇聚的趋势,其原因是凹腔前部压力相对较低,使凹腔中部两侧的气流向中心汇聚回到前缘,这也可以从数值模拟的结果中看出。图4为距凹腔底部1 mm截面处的压力等值线和速度矢量的数值模拟结果,与图3比较可知对应于头部纵向涡处存在两个低压区。

图3 矩形凹腔试验结果Fig.3 Results of experiment in rectangle cavities

图4 L/D=13.3矩形斜凹腔底部数值模拟结果Fig.4 L/D=13.3 results numerical simulation of slanting-rectangle cavity at the bottom

图5是人字形凹腔底部的实验结果和数值模拟结果。通过对比可以看出人字形凹腔底部气流向中心线汇聚的趋势比矩形凹腔强,人字形结构对流动的影响是显著的。图5中 (a)和 (b)分别是闭式与开式人字形斜凹腔的实验与模拟结果,由于计算机性能限制,网格相对较粗,与实验的结果不尽相同,但是总体的趋势是一致的,说明数值模拟能够反映出真实流动。闭式凹腔的回流相对开式较弱,开式凹腔在前缘两尾翼处有一对明显的纵向涡。

图5 人字形斜凹腔实验结果与模拟结果Fig.5 Comparison of numerical simulation and experiment of herringbone-slanting cavities

为了观察试验段内的流动情况,图6将沿流动方向左侧壁面的实验与模拟的结果进行对照。实验结果是壁面油流的痕迹,模拟结果显示的是距壁面1 mm处粒子运动的轨迹,灰度表示压力分布。图中可以清晰的看到后缘处产生的激波及其反射的情况。不同的是,在实验结果中扑捉到了前缘处的一道边界层分离线,其原因可能是喷管出口与实验段连接处的不平整对气流的扰动造成的;后缘产生的斜激波入射到上壁面也产生了激波-边界层分离。而数值模拟由于网格的限制,未能扑捉到前缘类似激波-边界层分离这样细微的流动现象。

图6 L/D=8人字形凹腔左侧壁面实验结果与模拟结果Fig.6 L/D=8 result of experiment and numerical simulation at left side of experimental section

本文在实验中观察过凹腔侧壁的流动,但是没有扑捉到明显的回流涡,原因是凹腔内相对主流是是低速流动区域而实验采用的凹腔深度较小,并且涂抹介质的粘性比较大,无法获得低速流动的清晰结果。

3 结 论

本文所搭建的超音速实验台能够达到设计要求,为实验段提供了基本符合要求的超音速气流。通过实验及与数值模拟结果对比表明:

(1)矩形凹腔底部的气流有向中心汇聚的趋势,并且长深比越大的凹腔这种现象就更明显。

(2)人字形结构对凹腔内流动的影响显著,增强了气流的展向流动,为流向涡的产生提供了条件。

(3)人字形凹腔与矩形凹腔在前缘处都会产生纵向涡。

(4)实验中油流介质应根据不同流速和不同尺度的区域加以选择和调制,以便更好地获取流动信息。

[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]刘欧子,胡欲立,蔡元虎,等.超声速燃烧凹槽火焰稳定的研究动态[J].推进技术,2003,24(6):265-271.

[5]丁猛,王振国.凹腔火焰稳定器阻力特性的实验研究[J].航空学报,2006,27(4):556-560.

[6]刘欧子,蔡元虎,胡欲立,等.凹槽火焰稳定器结构对煤油超声速燃烧的影响[J].推进技术,2005,26(4):354-359.

[7]田文房,丁猛,周进.凹腔超声速流场结构的试验研究[J].国防科技大学学报,2007,29(3):1-5.

[8]王辽,韦宝禧,章成亮,等.基于凹槽火焰稳定器的煤油超声速燃烧试验[J].北京航空航天大学学报,2008,34(8):907-910.

[9]潘余,王振国.激波对凹腔火焰稳定器流场影响[J].推进技术,2008,29(4):35-39.