煤油/氧气超音速射流特性研究*

王德文,喻春明,孟东容,渠聚鑫

(西京学院,西安 710123)

0 引言

航空煤油和高压氧气按化学反应式的恰好完全反应的摩尔比在燃烧室内混合,航空煤油被氧气雾化后形成混合液雾,将液雾点火并通过拉瓦尔喷管加速后喷出,可以形成高温、高速的射流。改变航空煤油和高压氧气输入的混合比,即改变混合液雾的富氧度,可改变射流的速度和温度的分布。该射流具有热值高、比冲大等特点,在喷涂、烧蚀、航天发动机等工业和航空航天等领域中具有广阔的应用前景[1]。

国内外在煤油和氧气混合火焰的研究等方面做了大量的工作:Read等人对低温和低压下航空发动机的点火过程和内流场的结构进行了研究[2]。Vasu等人研究了激波管中航空煤油燃烧的延迟时间,并对混合气的当量比的影响进行了归一化分析[3]。国内方面,雷向东等研究了高空氧气/煤油点火装置[4]。梁金虎等人对RP-3航空煤油的点火特性开展了研究[5]。然而,由于发生器燃烧室内的温度高、出口射流的速度快,故对射流的温度和速度等参数都很难直接测量,而超音速射流的速度场和温度场分布的不确定是制约其更广泛应用的关键问题。

文中研究通过理论仿真计算和实验验证相结合的方法[6-7],对航空煤油/氧气超音速射流场的特征参数开展研究。通过理论计算获得射流轴心线上速度和温度的分布规律,数值仿真计算获得整个射流场的温度和速度等参数的分布。实验中,首先采用金属熔点法,定点测量射流场的温度分布;其次为了能够实时测量射流场参数的变化情况,在出口射流中加入三氧化二铝粉末,采用Spray watch粒子测试仪对射流中粉末的温度和速度等参数进行实时测量;再次改变煤油和氧气的混合比,测量在不同的富氧度下,距离发生器出口不同距离处射流的温度和速度的分布。比较仿真计算结果和测试结果,可以获得航空煤油/氧气超声速射流场的参数分布。

1 航空煤油/氧气超声速射流系统

通过高压油泵将作为燃料的航空煤油输送至系统的燃烧室内,同时通过减压阀将作为助燃剂的氧气输送到燃烧室中,输入的航空煤油在氧气的吹射下雾化成可燃液雾,液雾经火花塞点火后燃烧,形成高温高压的燃气,燃气通过拉瓦尔喷管加速至超音速从出口喷出[8-9],实验系统如图1所示。

为了实时地测量射流场的温度和速度的变化情况,将三氧化二铝粉末从拉瓦尔喷管喉部的负压区送入超音速射流中,粉末在加长喷管中经射流加温加速后喷出,形成带颗粒的超音速气固两相流,采用Spray watch粒子测试仪可以实时地测量到高温射流中粉末颗粒的温度和速度等参数。气固两相射流的图片如图2所示。

2 超音速射流场的计算

2.1 理论计算

由于射流在空气中要与周围的环境大气产生传热、对流、热辐射等气动热效应,射流外围的参数变化剧烈,通常以射流轴心线上的气动参数来表征射流,射流轴心线上的速度可由式(1)表达[10]。

(1)

式中:Vg为射流的速度;Ve为喷管出口处射流的速度;re为喷管出口的半径;x为离喷管出口的轴向距离;α为射流的扩展角,即射流外边界夹角称射流的扩展角;θ为无因次温度系数,为喷管出口处的射流温度与周围大气的温度之比,即:

(2)

式中:Te为喷管出口处射流的温度;Ta为周围大气的温度。

射流轴心线处的温度可由式(3)表达[10]:

(3)

式中:ΔTg=Tg-Tα;ΔTe=Te-Tα;Tg为射流的温度。

实验测得超音速射流的出口速度和温度值分别为2 150 m/s和2 800 K,射流的扩展角约为6°。假定实验时周围环境的温度为恒温,取为303 K(30 ℃),通过计算可得焰流轴心的速度和温度的分布如图3所示。

2.2 FLUENT仿真计算

采用TRIAX550光谱仪对射流的成分进行测量,其成分主要为CO、CO2和H2O,故在燃烧室中简化的化学反应方程式如下:

(4)

(5)

(6)

采用压力传感器测定燃烧室工作时的压力约为1.5 MPa。应用Fluent数值仿真计算软件对整个射流场进行仿真计算,采用有限体积法(FVM)、稳态、隐式解法步进求解[11-13],根据N-S方程,采用标准的k-ε湍流模型,结合燃烧室和喷管的边界条件,计算出航空煤油和高压氧气在充分燃烧时射流场参数的分布,计算结果如图4所示。

根据仿真计算的结果可以得出:当射流在流过拉瓦尔喷管的喉部区域时,速度达到了当地的音速;当射流继续流过喷管的扩张段时,由于此时过流断面不断增大,使射流的速度在此处得以继续增加,达到了超音速;当射流在加长的喷管中流动时,由于射流的外沿与管壁之间存在速度差和能量交换的相互作用,使射流外沿的速度不断减小,而温度则有所上升;为了防止系统在工作时的高温烧穿燃烧室和喷管,需要对燃烧室和喷管采用冷却水进行强制冷却,因而射流在燃烧室和喷管中流动时温度将不断地下降,这种冷却过程持续到射流从喷管的出口喷出为止。通过仿真计算的结果可以得出:射流在喷管的出口处的速度约为V=2 150 m/s,温度约为T=2 780 K。当射流进入大气后,与周围的空气发生剧烈的膨胀、压缩和阻滞作用,射流因而发生连续的扩张和收缩等现象,沿轴线形成一系列的马赫锥;随着距离出口距离的增加,射流的速度不断地降低。射流在流动的过程中,与周围的大气发生强烈的对流和热辐射等热交换现象,因而射流的温度也急剧下降。

3 实验测试

3.1 熔点法测试

采用熔点不同的金属丝对射流的温度进行实验标定。分别将直径为1 mm的钼丝(熔点为2 617 ℃)、锆丝(熔点为1 852 ℃)和铁丝(熔点为1 534 ℃)置入射流的中心线上,并沿中心线由射流的低温区向高温区方向缓慢移动,直至金属丝的尖端熔化为止,测量此时不同的金属丝距射流出口端面的距离。射流在此处的温度等于对应着金属丝的熔点;通过流量控制阀调节输入的航空煤油和氧气的流量可以改变燃烧室内航空煤油和氧气的混合比,得到富氧度约为0%～15%的混合比,采用熔点法重复测试不同富氧度时射流的温度,由此标出了不同富氧度时射流的温度变化如图5所示。

由于钼丝的熔点相对最高,测试得到钼丝的熔点的距离也最近,而铁丝的熔点相对最低,其测得的熔点的距离也最远,因而可以证明随着距离的增加,射流的温度也逐渐递减。另外根据测试结果可以发现:随着富氧度增加,金属丝在射流中熔点的距离也越来越近,说明随着富氧度的增加射流的温度也逐渐降低。

3.2 粒子测试仪测试

为了获得射流的瞬时速度[14-15],通过粒子输送装置在拉法尔喷管喉部的负压区输入粒径约为50～70 μm的三氧化二铝粉末,此时氧气的流量约为4.5 m3/h,实验中调节航空煤油的流量控制阀,使航空煤油的流量由5 L/h降至4 L/h,从而获得富氧度为0%～15%的不同的实验工况,此时燃烧室的压力稳定在1.6 MPa左右。采用Spray watch粒子在线测试仪测量射流中粒子的温度和速度,获得实验参数如图6所示。

由图6(a)可以发现:随着富氧度的增加,射流中温度相同的点越来越靠近出口,即射流场的温度随着富氧度的增加而降低,原因是过量的氧气没有参与到化学反应中去,因而随着射流喷射出来时,和射流中的高温燃气不断的进行对流换热,从而使射流的温度下降。

由图6(b)可以发现,在测试范围内,随着距离的增加,射流中粒子的速度也增加。原因是粒子的速度是射流与粒子之间拖动力互相作用的结果,而拖动力的大小取决于射流与粒子之间的相对速度,其大小可表示为：

(7)

式中:Ad为粒子的表面积;Cdrg为拖动系数;ρg为气流的密度;Vg为气流的速度;Vd为粒子的速度。由式(7)可以看出,射流与粒子的相对速度越高,其拖动力也就越大,射流对粒子的加速作用也就越强。在拉瓦尔喷管的喉部,射流的速度约为音速,而粒子的速度约为零,故此时的拖动力最大;当射流在加长喷管中流动时,随着距离的增加,粒子在射流的拖动力作用下,速度逐渐增加;当射流由喷管喷出进入大气后,射流在周围大气的作用下,由层流变为湍流,并形成一系列的马赫波,射流的速度逐渐降低,但此时射流的速度依然大于粒子的速度,射流依然对粒子施加拖动力;当射流的速度最后和粒子的速度趋于一致时,射流不再对粒子施加拖动力,此时粒子的速度达到最高。另外,由于随着富氧度的增加,燃气的初速度降低,因而射流中粒子的速度也随着富氧度的增加呈下降趋势。

4 结论

通过研究,得出了航空煤油/氧气超音速射流的出口速度和温度约为2 150 m/s和2 800 K;随着距出口距离的增加,射流的温度和速度都呈抛物线型下降;随着富氧度的增加,射流中同一点的温度和速度都显著降低。