小推力液体火箭发动机沉降型液膜冷却液膜长度研究

沉降型液膜冷却是指从喷嘴向壁面以一定角度喷注某种液滴,液滴到达壁面沉降形成液膜,实现对壁面热防护的一种方法,常用于小推力液体火箭发动机热防护系统中。采用Stechaman半经验方法对决定液膜冷却效果的关键参数——液膜长度求解。采用k-w模型描述湍流流动、Eulerian-Lagrangian模型描述两相流,采用C/C++语言编写Bai-Gosman液滴撞壁模型程序,采用数值模拟推进剂液滴撞壁后复杂的状态变化过程,考虑壁面热辐射,对400N双组元MMH/NTO自然推进剂发动机推力室内的蒸发、流动、燃烧和传热过程进行了数值模拟。在采用半经验公式方法求解液膜长度的过程中,分析了液膜流量对液膜长度的影响,研究了该方法的实际应用情况。实验结果表明,该方法可以较好地计算液膜长度,计算结果与实验具有较高的一致性,对工程实践具有重要的指导意义。

低压力大流量喷嘴液膜射流破裂长度

对脱硫塔内用低压力大流量喷嘴的液膜破裂长度进行了实验研究,采用影像法考察了速度、喷嘴出口缝隙高度等对液膜长度的影响.结果表明:在无外界强烈扰动情况下,液体流量超过一定值时,其产生的液膜将发生随机性破裂,且液膜外边界变得模糊;通过实验考察了Re数、We数和Oh数对喷嘴液膜射流破裂长度的影响,在此基础上提出了适合脱硫塔中喷嘴的液膜射流破裂长度的关联式.

旋流作用下的液膜初始破碎可视化实验研究

利用背光照明和高速相机,对强剪切气动雾化喷嘴出口雾化进行了可视化实验研究,探究旋流中的液膜初始破碎特性及一二级旋流对液膜初始破碎的影响。唯象描述了液膜破碎过程和模式,并分析图像获得表征液膜初始破碎特性的物理量:液膜破碎长度和径向拍振频率。实验结果表明:旋流作用下液膜破碎主要为液袋破碎和液丝破碎模式,这与平面液膜相似,且受工况的影响规律也相同,但旋流作用使得破碎过程和模式叠加,更为复杂。液膜破碎长度主要由一级旋流决定,二级旋向的影响可忽略。径向拍振频率认为是由Kelvin-Helmholtz(KH)和Rayleigh-Taylor(RT)不稳定机理共同主导,且受一二级旋流共同影响;此外,在大气流流量时,同旋更有利液膜失稳破碎,即径向拍振频率更大,而小流量时反旋更利于破碎。进一步由实验数据得到拟合经验公式,两者吻合良好,且发现径向拍振频率可能与旋流数之间存在关联。最终认为旋流作用下液膜更易失稳破碎,且一级旋流决定了液膜初始破碎的基本形态,二级旋流起强化剪切和辅助作用。

锥形液膜Kevin-Helmholtz波不稳定性的实验研究

采用PIV激光粒子测速仪获得了不同喷嘴液压差下锥形液膜子午截面的波动破碎图像.测得不同液压差下离心喷嘴锥形液膜的各项特性参数,如液膜半锥角、液膜破碎前长度等.研究了半锥角和液膜破碎前长度随液压差的变化规律.根据试验结果,总结出了计算C参数的经验公式,并利用此关系式求解色散方程,得到不同液压差下的液膜破碎点扰动波波长.预测值和实验结果进行了对比,对比发现:理论预测值的变化趋势同实验结果完全一致.

气液同轴双离心式喷嘴宏观雾化特性实验研究

为掌握燃气轮机燃烧室喷嘴的雾化规律并优化其雾化效果,本文以液态水为工质,对新型气液同轴双离心式喷嘴雾化特性展开实验研究。利用粒子图像测速法研究了改变气、液进口压力对雾化液滴速度场、雾化锥角和液膜破碎长度的影响,通过分析雾化图像对喷嘴的雾化机制进行探究。结果表明,液体进口压力不变时,气体进口压力增加可使雾化状态由空心锥状向实心锥状过渡,同时液膜破碎依次经历了表面波主导破碎、波动雾化破碎以及气动雾化破碎三种模式。液体进口压力为0.7MPa时,气体进口压力增大,雾化模式由表面波破碎向波动雾化破碎过渡,雾化液锥收缩,液膜受气动力作用向下游展开,液膜破碎长度呈先增大后减小的规律。雾化处于气动雾化破碎模式时,雾化锥角逐渐稳定。对喷嘴下游40mm处液滴速度值分析表明,随着液压增大,有/无气旋对雾化液滴速度增幅稳定在8%。

平面液体层碎裂过程实验研究

小宽厚比喷嘴喷射出的平面水膜进入静止空气中,在不同气流流速环境下对水膜碎裂过程进行了实验研究。结果表明,静止空气中的水膜表面波呈现对称波形,射流的碎裂长度随雷诺数的增大而增大,喷射压力对射流碎裂长度没有直接影响。空气助力作用使平面射流表面波的上、下气液交界面出现相位差。水膜的碎裂长度随空气助力气流速度的增大而减小;空气助力对于低雷诺数水膜射流具有很强的促进碎裂作用,所以会极大地改善低雷诺数射流的一次雾化效果。随着水流雷诺数的提高,空气助力作用对水膜碎裂长度的影响大为减弱;即使在高速助力空气的作用下,水膜仍长期保持较稳定的射流流态,没有出现明显的水膜撕裂现象。说明在小宽厚比喷嘴的瑞利(Rayleigh)模式射流中,高雷诺数射流是水膜的稳定因素。与气液流速比、气流马赫数等无量纲参数相比,液体喷射的雷诺数是射流碎裂的主要影响因素。

航空发动机离心式喷嘴宏观喷雾特性

为探究航空发动机离心式喷嘴的喷雾宏观特性,通过将该喷嘴在高温高压定容弹中进行喷雾过程的实验,并结合阴影法与纹影法进行光学测量。首先以水作为射流工质,观察不同喷射压力下水进入大气环境中的雾化角变化,发现喷嘴结构对雾化角有着重要影响,最大雾化角与喷嘴出口的导流结构夹角相等。其次以正癸烷作为工质,通过不同环境压力和温度下的多组实验测量其它喷雾宏观特性如液膜破碎长度,结果表明在背压大于1.75MPa的工况下,该离心式喷嘴无法形成清晰稳定的锥形喷雾结构,此外还揭示了高背压加强了气动力而高环境温度减小了表面张力和粘性力,两者都起着促进雾化的作用。

基于VOF-DPM模型的离心喷嘴中的燃油流动及雾化特征研究

针对燃油在离心喷嘴中的内部流动及其外部雾化过程,采用VOF-DPM模型对其进行了数值模拟研究。分析了压力对喷嘴出口处空气芯大小和液膜厚度的影响,得到了液膜破碎长度和雾化锥角等雾化特性,应用实验测试结果对数值模拟进行了验证,并与流体体积函数法(VOF)和离散相追踪法(DPM)进行了对比。结果表明:VOF-DPM模型可以真实反映离心喷嘴的内部流动和外部雾化特性,研究发现了与实际雾化过程符合的液膜破碎存在孔洞破碎和边缘破碎两种形式;捕捉到了在液膜表面的波动及气动力共同作用下液膜失稳破碎形成液滴的过程;燃油流动及雾化特性随着压力增加发生变化,喷嘴内空气芯直径增大,出口处液膜厚度减小,液膜的破碎长度下降。