車學科, 李修乾, 李金龍, 寧永建, 陳慶亞, 陳 川, 王皓田

(1. 航天工程大學, 北京 101416; 2. 太原衛(wèi)星發(fā)射中心, 山西太原 030000)

引 言

姿軌控液體火箭發(fā)動機的燃燒效率是決定衛(wèi)星、 空間站、 深空探測器等各類航天器壽命的關鍵因素. 但姿軌控液體火箭發(fā)動機頭部噴注器單元數(shù)量一般較少, 燃燒室容積也很受限, 導致推進劑霧化、 摻混性能相對較低, 尤其是發(fā)動機處于脈沖工況、 變推力工況下, 霧化、 混合性能更是受到顯著影響. 提高噴注過程中射流摻混特性, 將有效增強燃燒效果[1].

噴嘴是發(fā)動機中將推進劑噴注到燃燒室的重要部件, 直接影響噴注射流摻混性能, 進而影響發(fā)動機點火與燃燒效率. 國內(nèi)外對噴嘴特性已經(jīng)開展了大量實驗與仿真研究[2-10], 主要集中于霧化特性, 或者燃燒不穩(wěn)定問題, 對推進劑噴注射流、 摻混性能的關注較少[11]. 噴嘴結(jié)構(gòu)一定時, 對噴注狀態(tài)進行調(diào)節(jié)相對困難, 發(fā)動機深空復雜條件下點火與燃燒效率降低[12]. 對噴注射流進行控制, 增強射流摻混特性, 使姿軌控液體火箭發(fā)動機能夠適應復雜環(huán)境, 具有現(xiàn)實需求.

射流控制技術(shù)分為主動控制技術(shù)和被動控制技術(shù). 被動控制是指使用預先加工的機械結(jié)構(gòu)或者控制裝置對射流進行恒穩(wěn)強度的控制, 成本較低, 容易實現(xiàn); 缺點是控制帶寬窄, 附加結(jié)構(gòu)較大[13].

主動流動控制是流動控制領域的熱點方向, 對射流邊界層、 剪切層施加擾動, 使射流摻混特性發(fā)生改變[14], 能改善被動流動控制中適應工況窄等缺點[13], 控制手段相對靈活, 具有執(zhí)行穩(wěn)態(tài)與非穩(wěn)態(tài)控制能力[15]. 主動流動控制技術(shù)激勵器產(chǎn)生的擾動能夠與主流直接耦合, 實現(xiàn)復雜系統(tǒng)精確控制, 增強射流摻混性能, 從而提高發(fā)動機燃燒效率[16]. 表面介質(zhì)阻擋放電(surface dielectric barrier discharge, SDBD)等離子體流動控制是一種新型主動控制技術(shù), 具有尺寸小、 質(zhì)量小、 可靠性高等優(yōu)勢, 在飛行器機翼增升減阻、 激波控制、 螺旋槳/旋翼/風力發(fā)電機槳葉流動控制、 細長錐體大迎角前體渦控制、 渦輪壓氣機擴穩(wěn)、 防冰/除冰等領域具有廣泛應用前景[17-23].

使用SDBD等離子體控制射流的研究相對少得多. Samimy等[24]提出一種用于控制亞聲速和超聲速射流的局部電弧等離子體激勵器, 實驗表明在最佳激勵強度下, 射流核心區(qū)長度較無激勵時縮短了6～8個當量直徑, 中心線速度由于核心區(qū)外大尺度渦結(jié)構(gòu)的作用迅速衰減. Benard等[25]采用SDBD激勵器增強圓形射流與環(huán)境空氣之間的摻混, 發(fā)現(xiàn)每個激勵器上造成了兩對反向旋轉(zhuǎn)渦, 將更高速度的核心流體帶到環(huán)境空氣中, 縮短了射流核心區(qū)長度. Li等[26]發(fā)明了一種基于SDBD激勵器的旋流式噴嘴, 實驗結(jié)果表明等離子體降低了射流速度, 使得燃料在更短距離內(nèi)進行燃燒. 李亮等[27]實驗分析了SDBD等離子體激勵器對單股矩形空氣射流摻混特性的影響, 討論了激勵電壓、 脈沖頻率、 占空比等參數(shù)對射流的影響, 獲得了有價值的研究成果.

近年來, 采用液氧/煤油、 液氧/甲烷等綠色無毒推進劑逐漸成為姿軌控液體火箭發(fā)動機的主流趨勢, 推進劑噴注方案關系到點火、 燃燒組織等關鍵過程, 其中同軸式噴嘴受到越來越多的關注[28-31]. 面對這一需求, 本文將在李亮等單股矩形射流等離子體流動控制研究基礎上, 針對同軸式噴嘴雙股射流特點, 對其進行簡化后構(gòu)建雙股矩形射流發(fā)生器, 開展等離子體流動控制實驗, 分析雙股矩形射流的特征及等離子體控制效果.

1 實驗設備與條件

1.1 實驗系統(tǒng)

實驗系統(tǒng)如圖1所示, 主要包含低壓艙、 射流發(fā)生系統(tǒng)、 等離子體發(fā)生與控制系統(tǒng)、 激光粒子測速 (particle image velocimetry, PIV) 系統(tǒng)4部分. 低壓艙一方面用于產(chǎn)生一個不受外界氣流干擾的實驗環(huán)境, 另一方面利用其與外界大氣之間的壓力差產(chǎn)生實驗射流. 低壓艙為圓柱型, 內(nèi)部直徑為600 mm, 長度為800 mm, 采用真空硅管控制艙內(nèi)壓力, 精度約100 Pa. 低壓艙頂部與側(cè)面有直徑為200 mm石英觀測窗, 頂部觀測窗用來透過PIV激光, 側(cè)面觀測窗用于CCD相機進行拍攝. 射流發(fā)生系統(tǒng)包括2個半封閉發(fā)煙罐、 矩形射流發(fā)生器、 限流孔板、 以及管路、 閥門等. 發(fā)煙罐與外部大氣相通, 在內(nèi)外壓差作用下自然形成噴入低壓艙的射流, 同時挾帶罐內(nèi)的PIV示蹤粒子進行拍攝. 限流孔板用于調(diào)節(jié)射流速度, 共有1.5， 2.0， 2.5 mm這3種孔徑. 等離子體發(fā)生與控制系統(tǒng)包含SDBD激勵器、 激勵電源、 皮爾森線圈6595、 安捷倫N2771B高壓探頭與安捷倫DSO3024A示波器. SDBD等離子體激勵器采用銅箔與Kapton膠帶制作. 激勵電源采用中科院電工所研制的HFHV30-1高頻高壓交流電源[32], 輸出電壓±15 kV, 輸出頻率1～50 kHz, 通過兩個高壓接線柱引入低壓艙.

PIV系統(tǒng)包括Nd:YAG雙脈沖式激光器、 同步控制器、 CCD相機、 計算機和圖像處理軟件. 激光波長為532 nm, 單脈沖能量350 mJ, 脈沖寬度6～8 ns, 重復頻率為5 Hz. CCD相機為Kodak 科研級芯片相機, 分辨率2 048×2 048. 實驗過程中采用煙餅燃燒煙霧作為示蹤粒子, 待粒子穩(wěn)定后激勵器開始工作.

圖1 實驗系統(tǒng)Fig. 1 Experiment system

1.2 矩形射流發(fā)生器

矩形射流發(fā)生器是形成實驗射流的關鍵部件,其橫截面為矩形, 如圖2所示, 共包括上下兩個通道. 兩個通道的出口寬度均為27.0 mm, 高度均為3.0 mm, 管壁厚度為1.5 mm. PIV所測平面即入射激光平面為xy平面,z為寬度方向.

(a) Schematic diagram

(b) Material object圖2 射流發(fā)生器Fig. 2 Jet generator

射流發(fā)生器采用石英玻璃制作, 出口處布置SDBD等離子體激勵器, 如圖3所示. SDBD等離子體激勵器電極采用銅箔制作, 暴露電極寬5.0 mm, 植入電極寬9.0 mm, 電極間隙為0.0 mm, 兩電極厚度均為20.0 μm, 電極外緣距出口距離為0.0 mm. 介質(zhì)層采用Kapton膠帶制作, 總厚度約80.0 μm.

圖3 SDBD等離子體激勵器及其布置位置Fig. 3 SDBD actuator and its location

1.3 實驗流程

首先, 將低壓艙內(nèi)氣壓調(diào)至80.0 kPa, 艙內(nèi)外壓差約為21.0 kPa, 測得艙內(nèi)溫度為26.1℃. 通過安裝不同孔徑的流量限制孔板對射流流速進行調(diào)節(jié), 此時1.5, 2.0, 2.5 mm這3種孔徑對應理論出口流速分別約為5.97， 10.63， 16.6 m/s. 共進行了1.5∶1.5， 1.5∶2.0， 1.5∶2.5這3種射流速度下的實驗, 為方便起見采用孔板面積的平方即1∶1， 9∶16， 9∶25 表示這3種實驗. 其次， 點燃煙餅以產(chǎn)生足夠示蹤粒子, 開啟射流管道閥門, 使挾帶示蹤粒子的空氣進入到射流發(fā)生器中. 第3步, 射流穩(wěn)定一段時間后開啟PIV進行測量記錄, 由于低壓艙容積有限, 每次實驗共記錄24對圖片. 最后， 開啟SDBD等離子體激勵器, 同時采用PIV拍攝24對圖片. 實驗中固定激勵電壓為8.0 kV, 脈沖頻率為50 Hz, 占空比為50%.

實驗結(jié)束時艙內(nèi)氣壓約為80.6 kPa, 溫度為26.6 ℃, 實驗環(huán)境變化對射流影響較小, 可以忽略. 由于實驗為人工手動操作, 實驗條件參數(shù)有一定誤差, 但不影響對規(guī)律、 趨勢的分析.

2 實驗結(jié)果與分析

圖4所示為不同速度比下射流速度分布,U為流場速度. 從圖中可以看到, 射流發(fā)生器出口附近區(qū)域射流速度與理論流速差別較大, 主要原因有兩方面, 一是射流發(fā)生器出口處示蹤粒子濃度過高, PIV計算軟件無法進行準確解析, 得不到正確顯示的射流初始段核心區(qū)速度; 二是每次實驗PIV的跨幀時間為固定值, 導致測速范圍有限, 超出范圍的速度無法準確測量, 所以實驗中以確保觀測到射流核心區(qū)為主要原則. 為保證實驗結(jié)果真實可靠, 本文后續(xù)的分析采用x/h=10.0以后的部分. 總體而言, 施加等離子體控制后, 射流核心區(qū)長度縮短, 寬度增大, 這與單股射流控制實驗結(jié)論相同[25,27].

(a) Plasma off (1∶1)

(b) Plasma on (1∶1)

(c) Plasma off (9∶16)

(d) Actuator setted in low-speed jet(9∶16)

(e) Actuator setted in high-speed jet(9∶16)

(f) Plasma off (9∶25)

(g) Actuator setted in low-speed jet(9∶25)

(h) Actuator setted in high-speed jet(9∶25)圖4 不同速度比下射流流場 Fig. 4 Jet flowfields for different velocity ratios

射流寬度特性是射流基本特性之一, 能夠直觀反映出射流形態(tài)變化. 采用射流中心線速度一半處總寬度 (full width at half maximum, FWHM) 對不同參數(shù)下射流寬度特性進行表征. 圖5所示為3種實驗條件下, 等離子體激勵器分別安裝在低速、 高速射流通道中時射流寬度的增幅. 首先, 寬度增幅整體呈先持續(xù)增大, 到某個點 (x/h=35.0或40.0)時突然減小, 然后再次持續(xù)增大的變化趨勢, 這應該是一個共性問題, 初步推測可能是周圍氣體的阻擋壓縮作用造成的, 還有待于進一步分析.

其次, 在x/h=10.0處, 寬度增幅出現(xiàn)兩個量級, 即對于1∶1的情況達到0.5 mm, 其他情況相對較小, 約0.1～0.2 mm, 這是因為1∶1時射流速度最小, 等離子體的控制效果達到最強. 在其他位置處, 1∶1的射流寬度增幅均為最大, 9∶16和9∶25兩種情況下等離子體作用于低速射流時比高速射流時的寬度增幅更大, 這兩個現(xiàn)象同樣是由上述原因?qū)е碌? 說明等離子體激勵器安裝在低速射流中控制效果更好.

圖5 不同激勵器安裝位置下射流寬度增量Fig. 5 Increment of jet FWHM with different actuator installation locations

2.1 雙股矩形射流相似性

單股矩形射流的縱向流速分布沿高度方向存在相似性, 即自保性[33]. 這里針對雙股矩形射流進行分析, 以某一縱向截面的最大射流速度um、 流速等于0.5um處的y坐標值b0.5分別對射流速度和y進行無量綱化處理, 為方便起見, 以最大速度um所處位置為y=0, 結(jié)果如圖6所示.

從圖6(a)、 (b)中可以看到, 雙股矩形射流不同截面上的速度剖面重合良好, 表現(xiàn)出了良好的相似性. 射流速度相差越大, 相似性越強. 當速度比為1∶1時, 速度剖面呈現(xiàn)出3條重合線,x/h=10.0, 25.0, 30.0, 45.0為第1條,x/h=15.0, 35.0, 50.0為第2條,x/h=20.0, 40.0為第3條, 因此沿著橫軸方向剖面曲線逐漸向外膨脹, 表現(xiàn)出一種波動性, 從x/h=10.0 開始先向外膨脹,x/h=20.0 達到最大, 然后從x/h=25.0, 45.0處分別出現(xiàn)第2、 3輪膨脹.

(a) Plasma off (1∶1)

(b) Plasma off (9∶25)

(c) Plasma on (9∶25)

(d) x/h=30.0圖6 不同雙股矩形射流的截面速度分布Fig. 6 Velocity profiles of cross section for different two-rectangle jets

當速度比為9∶25時, 不同截面處的速度剖面重合得非常好, 表明其相似性很好, 幾乎和單股矩形射流沒有區(qū)別. 實際上, 當速度比為9∶16時, 雙股射流的相似性也非常好. 需要注意的是, 當射流速度不同時, 在|y/b0.5|>2.0時,x/h=10.0處的速度增大, 且隨著速度差的增大而更加明顯.

上述結(jié)果表明隨著速度差的增大, 雙股矩形射流更加接近單股矩形射流, 原因可能在于當兩股射流速度相差較大時, 其中速度較大射流為主射流, 表現(xiàn)出較強的引射能力, 導致另一股射流很快被融合而成為單股射流, 這一點可以從PIV拍攝的原始粒子圖片中看到, 低速射流跡線向高速射流明顯傾斜, 這一存在輕微撞擊角度的射流交匯過程會增大射流湍流度, 進而使得x/h=10.0處射流外緣速度增大; 這里使用中心線Reynolds數(shù)表征湍流強度, Reynolds數(shù)越大湍流發(fā)展越充分, 圖7所示為不同射流速度比下, 開啟等離子體控制前后射流中心線Reynolds數(shù)及增量變化情況. 從圖7(a)可以看到, 當關閉等離子體時, 隨著射流速度差增大,x/h=10.0處的Reynolds數(shù)逐漸增大, 證明前面湍流度增大的結(jié)論.

而當兩股射流速度相差較小時, 二者能量水平相近, 不能通過主射流的引射作用將二者快速融合, 同樣從PIV原始粒子圖片中看到兩股射流的跡線基本平行, 主要依賴射流產(chǎn)生的渦街進行融合, 但這種融合方式還不能解釋速度剖面的波動性, 因為速度比9∶25時也存在渦街. 為此, 如果將圖6(a)中的紅色、 藍色曲線向右適當平移會發(fā)現(xiàn)所有剖面的重合度仍不如圖6(b), 但已經(jīng)有了明顯改善, 說明不同截面上最大速度點圍繞中心線波動, 這可能與兩股射流各自產(chǎn)生的渦街之間的相干作用有關, 因為單股射流渦旋存在間歇現(xiàn)象, 即湍流-層流交替出現(xiàn), 并且在射流邊界附近更加明顯[33], 那么對于 1∶1 的雙股射流而言, 其兩股射流的渦旋各自獨立發(fā)展, 并不能保持同步, 但相互之間存在誘導作用, 由此可能導致最大速度點在兩股射流中輪流出現(xiàn), 即圍繞中心線上下波動, 在一定程度上說明了前面速度剖面出現(xiàn)波動性的原因.

圖6(c)所示為速度比9∶25的矩形射流施加等離子體控制后不同截面上的無量綱速度剖面, 等離子體主要改變了x/h=10.0處的速度分布, 增大了射流外緣速度, 這可能是由于等離子體擾動增大了射流湍流度, 能量交換更加充分, 使得速度剖面更加飽滿; 當x/h>10.0后其他各截面則重合較好, 且外緣速度降低, 更接近于等離子體情況 (見圖6(b)). 等離子體的作用之一是誘發(fā)擾動, 增大射流湍流度, 從圖7(b)中可以看到, 等離子體均增大了射流Reynolds數(shù), 說明湍流度增大, 尤其是初始階段最為明顯, 不過增幅快速減小, 這表明等離子體的控制效果主要體現(xiàn)在出口附近, 可以說等離子體主要改變了射流發(fā)生器的出口條件, 從Reynolds數(shù)相等的角度看它相當于加速了射流發(fā)展過程, 縮短了發(fā)展距離, 這對于縮短姿軌控火箭發(fā)動機燃燒室長度是有利的. 同時需要注意一點, 隨著射流速度差的增大, 等離子體增大Reynolds數(shù)、 增強湍流的效果減弱, 原因在于此時原始湍流度就比較強, 等離子體誘導的干擾強度則是一定的, 從而導致控制效果減弱.

(a) Reynolds number

(b) Reynolds number increment圖7 射流Reynolds數(shù)及其增量Fig. 7 Reynolds number of jet and its increment

2.2 雙股矩形射流摻混性能

對于雙組元姿軌控液體火箭發(fā)動機而言, 希望燃料與氧化劑在噴入燃燒室后能夠盡快摻混, 兩股射流的碰撞混合點、 混合角對摻混效率有重要影響.

定義混合點為兩股射流開始交匯的位置. 射流流動過程中, 由于射流本身流動狀態(tài)受射流湍動性影響, 混合點位置隨時間稍有變化, 為減小混合點位置誤差, 需要采用PIV技術(shù)測量計算后得平均實驗流場進行混合點位置確定. 在流場穩(wěn)定的假設條件下, 實驗時首先在射流發(fā)生器上通道射流中加入示蹤粒子進行顯示測量, 而后在發(fā)生器下通道中加入示蹤粒子進行顯示測量[11], 對兩張流動顯示圖片進行疊加, 兩流場顯示流動區(qū)域開始相交處即為混合點位置. 混合點距離射流發(fā)生器出口較遠時, 雙股射流保持自身流動狀態(tài)較長時間后才能進行混合并形成新的射流. 混合點距離射流發(fā)生器出口較近時, 兩股射流從出口流出短暫距離后開始混合. 混合點與射流發(fā)生器之間距離越小, 射流混合開始時間越早, 完成混合用時越短.

圖8所示為不同射流速度比下混合點位置變化. 關閉等離子體激勵器, 射流速度為1∶1時, 混合點位置距離射流發(fā)生器出口最遠, 隨著射流速度差的增大, 混合點位置前移, 接近射流發(fā)生器出口, 最大前移幅度達到34.7%, 如前所述, 這是因為速度差越大, 高速射流的引射作用導致低速射流向高速射流方向傾斜, 從而使得混合點位置前移. 開啟等離子體激勵器后, 射流速度比為1∶1時, 混合點位置變化最大, 前移幅度達到30%, 并隨著射流速度比增大, 混合點位置變化量持續(xù)減少. 同時可以看到, 等離子體激勵器安裝在低速射流中比高速射流中混合點前移量更大. 總的來說, 兩股射流的速度差較小時, 且等離子體激勵器安裝在低速射流中時, 其控制效果最好.

圖8 混合點位置變化Fig. 8 Mixing point locations of two jets

受實驗設備限制, 無法對雙股射流的摻混效果進行直接測量, 為能夠直觀顯示等離子體對雙股射流摻混效果的影響, 分別對雙股射流形成角度進行測量. 定義雙股射流重合角度為混合角; 沿射流中線位置處兩股射流重合寬度與射流總寬度之比為混合率. 通過混合角以及混合率對雙股射流的摻混效果進行量化.

對射流角度進行提取時, 首先分別確定兩股射流流動中的最大射流寬度, 定義射流最大寬度的邊界點與射流混合點連線所成夾角為射流角度, 兩連線之間的距離為射流寬度, 如圖9所示,α和L1為上通道射流角度與寬度,β和L2為下方射流角度與寬度,θ和L3為射流混合角與重疊寬度. 利用提取到的射流寬度, 即可得到沿中心線射流混合率η為

式中,xm為射流混合點位置.

(a) Jet from upper flow path

(b) Jet from lower flow path

前面的論述表明, 等離子體激勵器應安裝在低速射流中, 為此混合角和混合率的實驗均針對此情況. 圖10所示為混合角與混合率隨射流速度比變化情況. 從圖10(a)可以看到, 關閉等離子體激勵器時, 混合角隨速度差增加而增大, 說明速度差有力增強了兩股射流之間的摻混, 與前面的分析一致. 開啟等離子體激勵器后, 混合角顯著增大, 但是隨速度差增加混合角增加量反而下降, 使得整體上混合角隨速度差呈下降趨勢, 增幅分別為10.5°, 7.0°, 4.4°. 同時從圖10(b)可以看到, 隨著射流的發(fā)展, 混合率逐漸增大, 說明摻混效果越來越好, 且沒有施加等離子體控制時射流速度差越大, 混合率越高. 但是, 開啟等離子體激勵器后, 3種情況下的混合率非常接近, 經(jīng)過比較, 發(fā)現(xiàn)混合角的影響居于主導地位, 混合點的影響比較微弱, 因此控制重點在于增大混合角.

(a) Mixing angle

(b) Mixing ratio圖10 等離子體對混合角和混合率的影響Fig. 10 Effect of plasma on mixing angle and ratio

2.3 雙股矩形射流渦量變化

等離子體在射流發(fā)生器通道內(nèi)產(chǎn)生一個擾動, 該擾動形成一個虛擬凸起, 改變了通道的實際截面積, 可能誘導出渦, 進而對射流湍流度造成影響, 圖11所示為不同射流速度比下渦量(Ω)與Q準則分布圖, 其中云圖為渦量, 曲線為Q準則等值線. 為更精準判斷射流中旋渦運動狀態(tài), 并與渦量場結(jié)合分析, 本文采用0.005為Q準則的閾值, 將旋渦運動較劇烈區(qū)域疊加顯示在渦量場變化中[34].

(a) Plasma off (1∶1)

(b) Plasma on (1∶1)

(c) Plasma off (9∶16)

(d) Plasma on (9∶16)

(e) Plasma off (9∶25)

(f) Plasma on (9∶25)圖11 不同射流速度比下渦量與Q準則示意圖Fig. 11 Vorticity and Q criterion for different two-rectangle jets

沒有施加等離子體控制時, 隨著速度差增大, 渦量最大值呈現(xiàn)明顯減小趨勢, 如果以發(fā)生器中心線為界, 分別對上、 下兩個區(qū)域的所有數(shù)據(jù)點進行簡單求和, 可以發(fā)現(xiàn)正值渦量和(上區(qū))分別降低 48.9% 和 62.1%, 負值渦量和(下區(qū))分別降低50.2% 和61.2%, 由于存在實驗誤差, 上述值并非完全準確, 這里僅給出與圖11相對應的結(jié)果. 渦量的大小反映了流體微團的旋轉(zhuǎn)速度, 表明了剪切應力的作用效果, 可以說渦量越小, 流體內(nèi)部速度差越小, 剪切應力越小, 也就說明速度分布更加均勻, 這正如前所述, 增大速度差可以增大混合率(見圖10).

施加等離子體激勵后, 1∶1射流的渦量最大值、 渦量和均出現(xiàn)大幅下降, 而對于其他兩種射流則出現(xiàn)略微增大, 其中渦量和增幅約2%～17%. 前者說明等離子體增強了摻混效果, 后者則可能是實驗誤差造成的. 將3種射流施加控制后的渦量和進行統(tǒng)一比較, 發(fā)現(xiàn)渦量和的正、 負值均比較接近, 差距分別約8%， 12%, 說明此時3種射流的速度均勻度比較接近, 也即混合率比較接近, 這與上文圖10的結(jié)果類似. 等離子體主要影響高渦量值區(qū)域, 使之范圍擴大, 一定程度上更加靠近出口位置.

Q準則主要用于識別流場中旋渦主導運動區(qū)域. 射流速度比為1∶1時, 等離子體使得旋渦區(qū)向上、 下外圍擴展, 同時更加靠近出口區(qū); 射流速度比為9∶16時, 等離子體使得多個小面積旋渦區(qū)合并成為一個較大面積旋渦區(qū); 射流速度比為9∶25時, 等離子體作用下, 旋渦區(qū)面積增大, 數(shù)量增多. 總體來講, 等離子體對旋渦區(qū)的影響還不夠清晰, 需要進一步探索.

3 結(jié)論

采用等離子體流動控制技術(shù)來增強姿軌控液體火箭發(fā)動機推進劑的摻混性能, 提高發(fā)動機燃燒性能, 針對這一目標, 設計了雙股矩形射流發(fā)生器來模擬同軸式雙組元噴嘴, 研究等離子體對射流流動的影響, 主要結(jié)論如下:

(1)雙股矩形射流具有良好的相似性. 射流速度相差越大, 相似性越強, 表明隨著速度差的增大, 雙股矩形射流更加接近單股矩形射流, 原因可能是高速射流的引射導致低速射流被快速融合. 同時, 低速射流向高速射流傾斜并撞擊, 增大了總射流的Reynolds數(shù)和湍流度, 導致總射流外緣速度增大. 等離子體對射流相似性的影響較弱, 主要增大了發(fā)生器出口附近的速度, 縮短了射流發(fā)展距離, 并且隨著射流速度差的增大, 等離子體控制效果降低. 等離子體縮短了射流核心區(qū)長度, 增大了射流寬度, 且隨著距離出口越遠, 增幅越大.

(2)給出了混合點、 混合角和混合率的定義, 定量研究了等離子體對上述3個參數(shù)的影響. 沒有施加等離子體控制時, 隨著射流速度差的增大, 混合點逐漸靠近射流發(fā)生器出口, 混合角增大. 施加等離子體控制后, 混合點位置移向發(fā)生器出口, 混合角增大, 且兩股射流的速度差越小, 或者等離子體激勵器安裝在低速射流中時其控制效果增強. 總的來說, 混合角比混合點對混合率的影響更大, 應更側(cè)重于增大混合角.

(3)渦量在一定程度上反映了射流速度分布的均勻性和混合水平. 沒有施加等離子體控制時, 隨著速度差的增大, 渦量最大值減小, 表明混合率增大. 施加等離子體激勵后, 渦量出現(xiàn)增大、 減小兩種趨勢, 但3種射流渦量和的正、 負值均比較接近, 表明混合率比較接近. 等離子體主要影響高渦量值區(qū)域, 使之范圍擴大, 一定程度上更加靠近出口位置. 等離子體對射流中旋渦區(qū)的影響還不夠清晰, 需要進一步研究.

致謝本項研究工作得到了國家自然科學基金(51777214)的支持.