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超声速气流中液体横向射流组合喷注特性实验

国防科技大学学报 2014年第2期36卷 73-80页

作者：仝毅恒李清廉吴里银李春国防科技大学航天科学与工程学院湖南长沙410073 国防科技大学高超声速冲压发动机技术重点实验室湖南长沙410073

以液态燃料为动力的超燃冲压发动机中,液体横向射流在超声速气流中的喷注、混合和雾化特性直接影响了超燃冲压发动机燃烧室的工作效率。提出一种基于高速摄影的图像处理方法,此方法能消除图像处理过程中的人为因素干扰,得到唯一、定量... 详细信息

以液态燃料为动力的超燃冲压发动机中,液体横向射流在超声速气流中的喷注、混合和雾化特性直接影响了超燃冲压发动机燃烧室的工作效率。提出一种基于高速摄影的图像处理方法,此方法能消除图像处理过程中的人为因素干扰,得到唯一、定量的射流振荡的边界信息;提出一种基于粒子图像测速法的射流展向扩展边界获取方法,能得到射流破碎后形成液滴所能达到的最远距离;基于以上两种图像处理方法和对比实验研究了单孔喷注、展向组合和沿流向组合的喷注方式对射流穿透深度、展向扩展和激波角的影响,结果表明:相比单孔喷注方式,展向组合和沿流向组合的喷注方式均能增大射流的穿透深度,且能增大射流的展向扩展角和展向扩展范围;随着沿流向布置的喷孔间距的增大,射流的穿透深度增大。

关键词：横向射流喷注穿透深度粒子图像测速法

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横向气流中液体射流喷注特性和破碎过程研究

横向气流中液体射流喷注特性和破碎过程研究

作者：仝毅恒国防科学技术大学

学位级别：硕士

论文主要对横向气流中液体射流的喷注特性和破碎过程进行了研究，研究主要采用试验和仿真相结合的方法，辅助以一定的理论分析。仿真研究方面采用了两种形式的两相流模型即欧拉-欧拉（Euler-Euler）模型和欧拉-拉格朗日（Euler-Lagrang... 详细信息

论文主要对横向气流中液体射流的喷注特性和破碎过程进行了研究，研究主要采用试验和仿真相结合的方法，辅助以一定的理论分析。仿真研究方面采用了两种形式的两相流模型即欧拉-欧拉（Euler-Euler）模型和欧拉-拉格朗日（Euler-Lagrange）模型;试验方面采用了高速摄影、高速阴影和PIV系统等光学观测方法，同时论文中开发了一种原创的基于高速阴影方法的数字图像处理方法，用以确定射流的边界，并且采取了不同于以往学者的对射流边界的定义方法，得到论文定义的射流穿透深度曲线的经验公式;开发了基于PIV方法的研究射流展向扩展特性的试验研究方法，结合相应的数字图像处理技术，得到了射流的展向扩展角和展向扩展范围等射流展向扩展特性的定量结果。研究了低速气流中射流柱状破碎的发展过程以及破碎位置和穿透深度的影响因素，分析了亚声速气流中射流破碎模式的影响因素;分析了超声速气流中射流的喷注压降、喷孔直径和喷注角度对射流穿透深度、射流展向扩展特性、射流前弓形激波角度、流场总压损失等射流喷注特性和流场流动特性的影响，研究了多种组合喷注方式，包括射流展向双孔和三孔组合以及顺流向双孔组合喷注时，射流穿透深度、射流展向扩展特性、射流前弓形激波、流场总压损失等射流喷注特性和流场流动特性的变化。论文中对比了两种相界面捕捉方法，即Couple Level Set and Volume of Fluids（CLSVOF）方法和Volume of Fluids（VOF）方法在模拟射流柱状破碎过程中的表现;发现在论文计算条件下，CLSVOF方法得到的结果与试验结果更为接近，是优于VOF方法的进行两相流界面捕捉的方法。数值仿真结果显示，在射流圆柱破碎过程中，气体的We数和液体射流的Re数对射流破碎位置有较大影响，射流Re数和气体We数增大都会导致射流破碎位置向射流上游移动;射流与气体的动量通量比对射流的穿透深度有决定性作用;试验结果显示随着We数和射流Re数的增大，射流破碎模式从柱状破碎模式逐渐转变为剪切破碎模式。对于超声速气流中液体的喷注特性，论文着重研究了三个重要因素即射流喷注压降、喷孔直径和射流喷注角度对射流喷注特性的影响。研究表明，射流喷注压降增大、喷孔直径增加、射流喷注压降增大都会导致射流穿透深度增大，射流的展向扩展范围增大、射流前弓形激波的角度增大、超声速流场总压损失增加。按照论文提出的穿透深度定义和射流边界提取方法，并结合多组试验结果，总结了射流垂直喷注时的穿透深度经验公式和考虑射流喷注角度影响时的射流穿透深度经验公式对于多孔组合喷注特性的研究方面，对布置在展向的多孔组合喷注特性的研究表明，展向组合喷注相对于单孔喷注来说明显增大了射流的展向扩展范围，使射流的穿透深度稍有增加，射流前的弓形激波角度增大，流场的总压损失增大;对顺流向双孔组合喷注特性的研究表明，在未受下游射流影响的区域，相比于单喷孔的情况，射流的边界曲线未发生显著变化;在下游射流作用的位置射流的穿透深度曲线发生转折;相比于单孔喷注的情况，顺流向喷注的形式使射流穿透深度有显著增大，但射流的展向扩展范围变化不大，流场中出现前后两道激波，流场总压损失增大。

关键词：横向射流射流破碎喷注穿透深度穿透深度曲线阴影图像处理

液体火箭发动机离心式喷嘴振荡喷雾特性现状和发展趋势

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国防科技大学学报 2023年第3期45卷 1-19页

作者：姜传金任永杰仝毅恒谢远楚威李修乾航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

为加深对振荡喷雾的雾化特性及其与不稳定燃烧的关系的认识,针对低温推进剂液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴离心式喷嘴和液液同轴离心式喷嘴,从受激振荡、自激振荡以及喷雾振荡与燃烧稳定性三个方面对研究现状进展进行了综述,总结... 详细信息

为加深对振荡喷雾的雾化特性及其与不稳定燃烧的关系的认识,针对低温推进剂液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴离心式喷嘴和液液同轴离心式喷嘴,从受激振荡、自激振荡以及喷雾振荡与燃烧稳定性三个方面对研究现状进展进行了综述,总结了以往研究中的成果以及需要克服的关键技术难题,以加深对振荡喷雾及其与燃烧稳定性关系的认识。通过综述可知:对于受激振荡,对于常温常压条件下的供应系统流量振荡引起的前端压力振荡的研究比较充分,但缺少对燃烧室压力变化引起的反压振荡的研究以及超临界条件下喷雾受激振荡的研究;对于自激振荡,研究主要集中在液体中心型同轴离心喷嘴,对于气体中心型同轴离心喷嘴和液液同轴离心喷嘴的研究还较少;光学诊断技术仍难以提取单一的燃烧流场信息。

关键词：液体火箭发动机离心式喷嘴受激振荡自激振荡燃烧不稳定

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针栓式喷嘴喷雾燃烧特性研究进展

推进技术 2022年第7期43卷 42-60页

作者：谢远聂万胜姜传金罗修棋仝毅恒航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

针栓式喷嘴具有深度节流、结构简单、燃烧稳定等优点,主要用于变推力液体火箭发动机。本文介绍针栓式喷嘴的工作原理和发展历程,总结针栓式喷嘴的雾化特性和燃烧特性,展望针栓式喷嘴未来的研究方向。目前针栓式喷嘴的雾化特性研究较多,... 详细信息

针栓式喷嘴具有深度节流、结构简单、燃烧稳定等优点,主要用于变推力液体火箭发动机。本文介绍针栓式喷嘴的工作原理和发展历程,总结针栓式喷嘴的雾化特性和燃烧特性,展望针栓式喷嘴未来的研究方向。目前针栓式喷嘴的雾化特性研究较多,重点分析的是工况参数和结构尺寸对破碎形态、喷雾锥角、SMD、液滴速度等的影响,针对针栓式喷嘴液膜破碎机理的研究相对较少;针栓式喷嘴燃烧特性研究主要集中于燃烧流场结构、燃烧性能和热防护等方面,对针栓式发动机固有燃烧稳定性机理以及动态燃烧特性的研究还较为欠缺。

关键词：液体火箭发动机针栓式喷嘴节流雾化燃烧变推力

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离心式单、双喷嘴液膜破碎长度实验初步研究

实验流体力学 2023年

作者：康金鑫仝毅恒黄柯嘉郭康康丰松江航天工程大学

为贴合工程实际应用，了解双喷嘴与单喷嘴的雾化特性差异，本文对相同工况下液体中心型同轴离心式纯液相单、双喷嘴液膜破碎长度开展了实验研究。采用高速摄像机对瞬态喷雾图像进行了捕捉，提取了不同工况的双喷嘴液膜破碎长度，并与单... 详细信息

为贴合工程实际应用，了解双喷嘴与单喷嘴的雾化特性差异，本文对相同工况下液体中心型同轴离心式纯液相单、双喷嘴液膜破碎长度开展了实验研究。采用高速摄像机对瞬态喷雾图像进行了捕捉，提取了不同工况的双喷嘴液膜破碎长度，并与单喷嘴液膜破碎长度进行了对比分析。通过图像处理获取液膜表面波，从而对单喷嘴与双喷嘴液膜破碎长度产生差异的机理进行分析。结果表明：相同工况下双喷嘴的液膜破碎长度小于单喷嘴，单喷嘴与双喷嘴的液膜破碎长度之间的差异呈现先增加后减小的趋势；文中定义的波长增长率反应了破碎前液膜的不稳定程度，单喷嘴液膜表面波的波长增长率随着液体质量流率的增大而增大，对于双喷嘴其破碎前液膜的不稳定，不仅与初始工况有关还与液膜撞击后产生扰动的作用距离有关，从而使双喷嘴液膜表面波的波长增长率随着质量流率的增加，呈现先增大后减小的趋势。

关键词：液膜破碎长度双喷嘴表面波雾化特性

非平衡等离子体对甲烷–氧扩散火焰影响的实验研究

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力学学报 2019年第5期51卷 1336-1349页

作者：周思引聂万胜车学科仝毅恒郑体凯航天工程大学宇航科学与技术系北京101416 中国酒泉卫星发射中心甘肃酒泉732750

利用自主设计的等离子喷注器采用介质阻挡放电方式产生非平衡等离子体,首先利用纹影技术、热电偶、单点红外测温等多种诊断方法实验研究了纯氧放电等离子体的电学特性、热效应及气动效应,然后通过可见光和化学自发辐射成像技术获得了火... 详细信息

利用自主设计的等离子喷注器采用介质阻挡放电方式产生非平衡等离子体,首先利用纹影技术、热电偶、单点红外测温等多种诊断方法实验研究了纯氧放电等离子体的电学特性、热效应及气动效应,然后通过可见光和化学自发辐射成像技术获得了火焰形态及特征参数,详细分析了等离子体对甲烷–纯氧扩散火焰形态和释热的影响,并计算了放电功率及费效比.结果表明,燃烧导致放电电流显著增大,其中电压幅值与氧气流速对放电电流大小的影响规律正好相反;与空气等离子体相比,相同流量与电压条件下氧等离子体放电功率较高,但其发光强度明显较弱;氧等离子体热效应微弱,对燃烧的影响可以忽略,放电反应中释热过程主要由含氧组分决定;放电产生了具有3个速度分量的诱导射流,增大了氧射流角,且电压越大越显著.等离子体主要通过气动效应改变了燃料与氧化剂的掺混,使得一定条件下火焰变得更稳定、释热更强.在所研究的范围内等离子体作用的费效比最低仅为2.2%,大流量、小混合比更有利.

关键词：等离子体辅助燃烧介质阻挡放电甲烷–氧扩散火焰非平衡等离子体混合比

液体中心式同轴离心喷嘴液膜破碎特性仿真研究

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推进技术 2021年第7期42卷 1522-1533页

作者：楚威李修乾仝毅恒聂万胜姜传金任永杰航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

为了实现对不同工况下液体中心式同轴离心喷嘴液膜破碎特性的数值模拟研究,采用网格自适应加密技术、耦合的Level-set和Volume of Fluid (CLSVOF)方法对气液界面进行捕捉,利用改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法模拟湍流。分析了液膜的破碎... 详细信息

为了实现对不同工况下液体中心式同轴离心喷嘴液膜破碎特性的数值模拟研究,采用网格自适应加密技术、耦合的Level-set和Volume of Fluid (CLSVOF)方法对气液界面进行捕捉,利用改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法模拟湍流。分析了液膜的破碎模式、喷雾锥角、破碎长度以及流场特性。通过观察分析得到:随着气液相互作用的增强,液膜破碎模式依次经历主导表面波发展导致的液膜破碎、Rayleigh-Taylor (R-T)和Kelvin-Helmholtz (K-H)不稳定性引起的液膜破碎,以及气动破碎模式。随着气液动量通量比(Momentum Flux Ratio,MFR)的增大,喷雾锥角和破碎长度逐渐减小且呈渐进趋势,发现无量纲喷雾锥角和破碎长度均与MFR-A成正比例关系。相同液膜破碎模式而不同工况时,主要流场特征一致。

关键词：液体中心式同轴离心喷嘴改进延迟分离涡模拟 CLSVOF方法破碎模式动量通量比

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高频交流同轴圆柱介质阻挡放电特性实验研究

高电压技术 2020年第10期46卷 3715-3723页

作者：陈庆亚车学科陈川聂万胜仝毅恒周思引航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

同轴圆柱介质阻挡放电是非平衡等离子体实现强化燃烧的主要激励方式之一,掌握其基本放电特性对优化控制方案具有重要意义。为此,在高频交流激励模式下,开展了同轴圆柱介质阻挡放电特性的实验研究,通过改变气体种类、气体体积流量和电源... 详细信息

同轴圆柱介质阻挡放电是非平衡等离子体实现强化燃烧的主要激励方式之一,掌握其基本放电特性对优化控制方案具有重要意义。为此,在高频交流激励模式下,开展了同轴圆柱介质阻挡放电特性的实验研究,通过改变气体种类、气体体积流量和电源参数,分析了不同因素对击穿电压、放电图像、Lissajous图形和放电功率的影响规律。结果表明:随着频率增加,击穿电压呈"V"型变化,期间存在最优频率使击穿电压最低,相比频率空气流量对击穿电压的影响并不明显。气体体积流量为0时,放电功率随频率、电压峰–峰值提高均线性增大,且提高电压的功率增长速率要明显快于频率;当有来流时,受气流对电荷分布的影响及其"吹除"作用,随频率和电压变化的功率曲线线性度均会降低,且随着气体体积流量增大,放电强度呈交替性增强减弱,使得消耗功率呈整体降低趋势的"M"型曲线变化。此外,甲烷放电时伴随有CH粒子产生,并且CH*自发辐射强度随电压提高呈线性增大。

关键词：同轴圆柱介质阻挡放电高频交流等离子体放电特性 Lissajous图形

矩形模型火箭发动机横向不稳定燃烧的数值模拟

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国防科技大学学报 2024年第5期46卷 179-188页

作者：任永杰郭康康徐伯起仝毅恒聂万胜航天工程大学宇航科学与技术系北京101416

为研究火箭发动机横向不稳定燃烧特性,采用详细化学反应机理(GRI Mech 3.0)建表的小火焰生成流型,对模型火箭发动机中出现的横向不稳定燃烧进行数值模拟。通过与实验数据对比验证了模型的准确性;采用动态模态分解对压力场进行分析,研究... 详细信息

为研究火箭发动机横向不稳定燃烧特性,采用详细化学反应机理(GRI Mech 3.0)建表的小火焰生成流型,对模型火箭发动机中出现的横向不稳定燃烧进行数值模拟。通过与实验数据对比验证了模型的准确性;采用动态模态分解对压力场进行分析,研究了流场的动态特性;结合瑞利因子定量分析了不稳定燃烧的驱动特性。结果表明,数值模型能够有效捕捉横向不稳定燃烧,其主频与实验值相差不到1%;燃烧室横向压力振荡与喷嘴氧管纵向压力振荡相耦合,引起推进剂质量流量振荡;不稳定燃烧的驱动源主要位于燃烧室两侧,最边缘喷嘴对维持不稳定燃烧的贡献最大;推进剂与燃烧室侧壁面的相互作用极大增强了释热脉动,周期性释热为压力振荡提供能量,形成了不稳定燃烧极限环。

关键词：模型火箭发动机横向不稳定燃烧机理数值模拟动态模态分解火焰生成流型