[发明专利]一种利于纳米粒子均匀布撒的超声速气流生成系统

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天领域的风洞试验技术，具体涉及一种利于纳米粒子均匀布撒的超声速气流生成系统。

背景技术

燃料与氧化剂的充分混合是高效燃烧发生的前提。在超燃冲压发动机中，液体燃料在超声速空气来流中经历雾化、蒸发、混合、燃烧等过程，但由于气流速度高，燃烧室尺寸有限，燃料驻留时间极短，燃料的雾化、蒸发和混合过程对发动机的点火和高效燃烧起着决定性作用。一般认为，有效的高超声速推进系统需要增强燃料与空气的混合，以产生较低阻力的代价注入燃料，并在燃烧室横截面上有效地分布燃料。

为了揭示超声速气流中液体射流雾化混合的内在规律，研究者们围绕该课题开展大量试验研究。赖林“带空腔超燃发动机燃烧室喷雾流场特性研究，2003，硕士论文”结合高速相机和纹影技术对液体横向射流形态进行捕捉，编程处理射流图像进而分析射流穿透深度的变化规律，用激光粒度分析仪对喷雾场的粒径分布进行了探索性研究。Lin“Structures of Water Jets in a Mach1.94Supersonic Crossflow.AIAA2004-971”采用PDPA在马赫1.94风洞中对水射流喷雾场进行详细研究，获得不同流向位置处液滴粒径沿射流方向的“S”型变化规律，同时对不同流向横截面液滴粒径和质量分布进行研究，定量的指出随着向下游的发展，水射流与空气的混合效果逐渐增强。D.S.Olinger“Digital Holographic Analysis of Near-Field Aerated Liquid Jets in Crossflow.PartII：Measurements.AIAA2013-0167”采用全息摄影技术克服多数光学仪器无法对射流近场进行研究的缺点，在马赫0.3和马赫0.6工况下对喷雾场全场液滴粒径分布进行立体还原，研究液体射流粒径分布的变化规律。来流边界层、分离区等对液体射流雾化的影响还有待研究。

地面试验是超声速气流中液体横向射流试验研究的主要方式，人们通过不同的风洞设计产生超声速气流模拟飞行器在高空飞行的实际情况，其中自由射流风洞系统能够最准确的模拟实际飞行状态下的来流总压和总温，但是自由射流系统建造成本巨大，多数研究单位采用直联式风洞系统对该课题进行研究。直联式风洞工作方式不尽相同，吸气式风洞是将风洞出口连入真空环境，在压差作用下气体加速进而达到设计马赫数，一般地，吸气式风洞上游直接连通大气环境；下吹式风洞是采用高压气体从风洞上游注入，进而加速气体达到设计马赫数；也有风洞结合使用高压气体注入和真空环境抽吸两种方式。一般地，吸气式风洞入口气流更加稳定，风洞品质好，但是吸气式风洞总压也相对较小，气流雷诺数小，与实际情况相差较多，同时不利于研究背压对射流雾化的影响。下吹式风洞的气流总压可调，但是其在相同空气流量和马赫数下试验段会偏小很多，同时由于高压气体的注入，容易引起试验段气流品质的不均匀与不稳定，所以需要一系列的空气整流装置。不管是吸气式风洞或者下吹式风洞，超声速流场的高均匀性和低湍流度特性都是衡量风洞设计的重要指标，改善流动品质的一般原则是提高喷管入口流动稳定性和均匀性，尽量在喷管收缩段将流动边界层抑制到最小，常用方法如下：一，在稳定段加装整流器，整流器一般包括蜂窝器和阻尼网；二，增加稳定段长度，气流在长径比大于10的稳定段内实现流动的整流；三，增加稳定段截面尺寸，降低稳定段内气流速度；四，在喷管喉部前设计边界层抽吸装置。

在试验研究中，不可或缺地应用流动显示技术。粒子图像测速(PIV)技术和基于纳米技术的平面激光散射(NPLS)技术均是常用的先进的流动显示技术，但是存在纳米粒子加注的问题，一是纳米粒子的团聚问题，二是纳米粒子与气流的连续、均匀掺混问题。使用纳米粒子发生器能够一定程度上缓解团聚现象的发生，但不可避免；纳米粒子与气流的均匀掺混一般采用将纳米粒子直接加入气流中的方式进行，纳米粒子与气流在流动过程中自由掺混；炮风洞中则是将纳米粒子与气体预先混合均匀，再进行气流的加速。纳米粒子与气体预先混合的方式能够达到最佳混合效果，但局限于特定情况下使用(如炮风洞)，多数情况下纳米粒子与气体的混合采用自由掺混的方式，但是自由掺混往往无法将纳米粒子均匀撒布在气流中。

针对超声速气流中液体横向射流的试验研究，国内外已有风洞系统主要存在以下问题：

1.在吸气式风洞中进行横向射流研究无法模拟真实飞行状态下的来流雷诺数，而雷诺数是流动相似的重要参数；同时由于来流总压限制，吸气式风洞中不易进行背压影响研究试验。