帶擴(kuò)張段構(gòu)型超聲速氣流中橫向射流數(shù)值模擬

王家森，趙家豐，林?偉，任永杰，聶萬(wàn)勝，仝毅恒

帶擴(kuò)張段構(gòu)型超聲速氣流中橫向射流數(shù)值模擬

王家森，趙家豐，林?偉，任永杰，聶萬(wàn)勝，仝毅恒

(航天工程大學(xué)宇航科學(xué)與技術(shù)系，北京 100048)

針對(duì)帶擴(kuò)張段構(gòu)型的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，采用歐拉-拉格朗日仿真方法研究噴注方式、噴孔參數(shù)及隔離段燃燒室構(gòu)型的改變對(duì)于射流霧化效果的影響，用以更好地指導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì). 結(jié)果表明，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)總體流量不變的條件下，噴孔孔徑減小或者噴孔總數(shù)量減少使得液氣動(dòng)量通量比增大，有利于同時(shí)增大單孔射流穿透深度以及液滴展向?qū)挾? 貧燃工況下如當(dāng)量比為0.7條件下，射流流量減小，混合效果可能變差.而在發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，隔離段到燃燒室的過(guò)渡設(shè)計(jì)不宜采用大轉(zhuǎn)角，15°轉(zhuǎn)角是相對(duì)較為理想的設(shè)計(jì)方案. 采用小角度突擴(kuò)構(gòu)型設(shè)計(jì)比漸擴(kuò)構(gòu)型更容易找到相對(duì)好的點(diǎn)火位置.

超聲速；噴注霧化；數(shù)值模擬；帶擴(kuò)張段

噴注霧化是兩相高超聲速推進(jìn)的基礎(chǔ)，液體橫向射流應(yīng)用場(chǎng)合多、使用面廣，射流霧化效果決定發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性和效率，對(duì)于飛行器影響重大[1-3]．超聲速燃燒室中氣液相的噴射、摻混等密切影響著燃燒性能的優(yōu)劣，超聲速燃燒室燃料噴射較常用的方式是燃料以橫向噴入超聲速氣流．而目前的研究無(wú)論對(duì)于超燃還是亞燃發(fā)動(dòng)機(jī)，多針對(duì)等直流道構(gòu)型，鮮有針對(duì)帶擴(kuò)張構(gòu)型的霧化研究[4-8]．而對(duì)于目前一些超聲速推進(jìn)方式如沖壓旋轉(zhuǎn)爆震推進(jìn)[9-10]，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室流道結(jié)構(gòu)并非等直，燃燒室存在擴(kuò)張過(guò)程．需要深入地研究擴(kuò)張段的方式和擴(kuò)張之后對(duì)噴霧的影響．

根據(jù)目前情況可了解到，有關(guān)射流破碎霧化特性的研究中，較為廣泛應(yīng)用的方法主要有界面追蹤法與粒子追蹤法，后者是基于拉格朗日體系的．通過(guò)模擬氣液界面的發(fā)展過(guò)程，界面追蹤方法[11-12]能夠較為精細(xì)地捕捉到液體射流柱的表面波動(dòng)及斷裂破碎過(guò)程，獲得較好的一次霧化效果，但是這種方法計(jì)算量巨大；當(dāng)射流破碎成液滴之后，用于追蹤的網(wǎng)格必須非常細(xì)密．與之相比，粒子追蹤方法的優(yōu)勢(shì)在于：對(duì)液滴顆粒在流場(chǎng)中的運(yùn)動(dòng)軌跡及參數(shù)變化使用拉格朗日法來(lái)計(jì)算，氣相和液相通過(guò)源項(xiàng)進(jìn)行質(zhì)量交換、動(dòng)量交換以及能量交換．相對(duì)于Euler-Euler方法的控制方程，其離散相液滴方程的形式更為簡(jiǎn)單，一般為常微分方程，便于數(shù)值計(jì)算．Euler-Lagrange可以直接給定液滴物理特性，跟蹤液滴獲取不同直徑的液滴運(yùn)動(dòng)軌跡，非常適合二次霧化氣液摻混且計(jì)算量相對(duì)較?。瓻uler-Lagrange方法適合模擬實(shí)際燃燒室中射流從霧化混合到蒸發(fā)燃燒的全過(guò)程，其使用在液體燃料射流霧化混合及燃燒數(shù)值研究中常見(jiàn)．因而本文也使用這類方法進(jìn)行數(shù)值研究，即粒子追蹤方法．

考慮到流體的可壓縮性，在超聲速氣流中液體橫向射流的研究中，Im等[13-14]較早提出一種混合破碎模型，即KH-RT模型，并模擬了馬赫數(shù)1.94氣流中橫向水射流噴注霧化，較之于TAB模型仿真所得顆粒直徑和速度分布更加接近于實(shí)驗(yàn)測(cè)量值．劉靜?等[15]采用改進(jìn)的混合霧化模型來(lái)模擬霧化過(guò)程，并研究現(xiàn)有霧化模型中經(jīng)驗(yàn)參數(shù)變化對(duì)仿真結(jié)果的影響，楊東超等[16]采用Euler-Lagrange方法模擬超聲速橫向流下射流霧化，利用改進(jìn)的KH-RT模型對(duì)高馬赫氣流作用下的液體橫向射流過(guò)程進(jìn)行模擬，提高了液滴追蹤數(shù)量和計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性．劉日超等[17]也采用上述楊東超使用的模型進(jìn)行了有關(guān)橫向射流破碎的研究，計(jì)算了霧化場(chǎng)的噴霧結(jié)構(gòu)、速度分布、索特爾直徑分布以及射流柱破碎過(guò)程等結(jié)果．不同之處就在于來(lái)流條件；劉日超等[17]使用的是亞聲速來(lái)流．Fan等[18-19]基于Euler-Lagrange模型對(duì)比了不同破碎模型的影響，發(fā)現(xiàn)KH-RT模型可以更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)射流穿透深度以及液滴的尺寸分布，并且初始噴注液滴獲得的隨機(jī)分量對(duì)下游的液霧結(jié)構(gòu)影響較大．李佩波等[20-22]把超聲速氣流中液體橫向射流的混合特性作為主要研究對(duì)象，采用兩相大渦模擬方法進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，該方法是基于歐拉-拉格朗日體系，以大渦模擬作為出發(fā)點(diǎn)演化而成．同時(shí)考慮到實(shí)際流動(dòng)中液霧的運(yùn)動(dòng)、破碎加之蒸發(fā)過(guò)程并非單相流動(dòng)，建立了求解超聲速氣液兩相流動(dòng)的數(shù)學(xué)模型．對(duì)射流與橫向氣流之間存在的強(qiáng)烈相互作用過(guò)程及機(jī)理進(jìn)行了具體深入的揭示，系統(tǒng)全面地對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證．

基于Euler-Lagrange的仿真手段在等直流道內(nèi)的橫向射流應(yīng)用廣泛，而對(duì)于帶擴(kuò)張段構(gòu)型燃燒室的霧化過(guò)程，擴(kuò)張過(guò)渡段結(jié)構(gòu)使氣相流場(chǎng)受到較大的擾動(dòng)，產(chǎn)生了復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)．激波與液體射流相互作用，氣相流動(dòng)特性直接決定液體射流破碎和液滴混合效果，改變射流的后場(chǎng)噴霧結(jié)構(gòu)．因而針對(duì)帶擴(kuò)張段構(gòu)型的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，研究不同噴注方式的影響規(guī)律，探索混合增強(qiáng)關(guān)鍵技術(shù)迫在眉睫．單孔噴注是研究組合噴注及多孔噴注的基礎(chǔ)，基于此本文截取帶擴(kuò)張段構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)切片進(jìn)行單孔噴注仿真，結(jié)合噴霧兩相數(shù)值模擬結(jié)果，重點(diǎn)分析穿透深度、展向?qū)挾鹊冉Y(jié)果，探索單噴孔選型設(shè)計(jì)布局的基本規(guī)律，用以優(yōu)化煤油噴注設(shè)計(jì)參考方案，指導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)噴注方式設(shè)計(jì)．

1?數(shù)值模型

1.1?氣相模型及液滴運(yùn)動(dòng)模型

粒子追蹤方法把氣體看作連續(xù)介質(zhì)，流場(chǎng)求解采用有限體積法求解雷諾平均的N-S方程組，液相采用基于Lagrange方法的離散型模型進(jìn)行處理，兩相間通過(guò)源項(xiàng)進(jìn)行質(zhì)量、動(dòng)量和能量交換．

氣相控制方程為三維N-S方程：

對(duì)于液體射流，是將液霧分成有代表性的離散液滴組，屬于離散系統(tǒng)，相對(duì)于氣相，使用方法存在差別．在全流場(chǎng)中運(yùn)動(dòng)和輸運(yùn)的液滴采用Lagrange方法跟蹤．液滴軌道使用液滴動(dòng)力學(xué)方程求解，液滴?溫度、半徑等一系列參數(shù)的變化規(guī)律與氣相場(chǎng)通過(guò)?耦合氣液兩相之間的質(zhì)量交換、動(dòng)量交換和能量交換獲取.

對(duì)于顆粒軌道模型，是在Lagrange 坐標(biāo)系下對(duì)顆粒作用力微分方程進(jìn)行積分所求解的離散相顆粒(液滴)軌道．顆粒所受作用力(顆粒所受作用力是指作用在顆粒上的合力)的平衡方程的形式為

式中：p代表液滴位置矢量；p代表液滴速度矢量；g代表氣相速度矢量；g代表氣相動(dòng)力黏性系數(shù)；g為氣相密度；p為液相密度；p代表液滴直徑；代表重力加速度；p代表液滴單位質(zhì)量所受阻力；p代表液滴單位質(zhì)量所受其他外力，具體是指壓力梯度力與其他體積力，當(dāng)在不同環(huán)境下時(shí)，可以進(jìn)行具體考慮；p代表液滴響應(yīng)時(shí)間，表示顆粒和連續(xù)相非平衡松弛過(guò)程的速度或者快慢，當(dāng)連續(xù)相的速度是常數(shù)時(shí)，受Stokes阻力作用的顆粒相對(duì)于連續(xù)相的速度呈指數(shù)規(guī)律衰減；p為跟液滴雷諾數(shù)p相關(guān)的拽力系數(shù)，對(duì)于非球形的液滴，不同液滴雷諾數(shù)下拽力系數(shù)p公式如下：

(7)

式中形狀系數(shù)的定義如下：

質(zhì)量源項(xiàng)

動(dòng)量源項(xiàng)

能量源項(xiàng)

1.2?邊界條件和參數(shù)設(shè)置及仿真方法驗(yàn)證

針對(duì)于超聲速氣流中的純液體及摻氣液體的橫向射流，Lin等[23]已經(jīng)做了大量系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)研究，從液體物性、噴嘴尺寸、氣液動(dòng)壓比、氣液流量比和噴射角度等多方面對(duì)霧化效果的影響進(jìn)行了具體的分析．實(shí)驗(yàn)中噴霧的穿透深度通過(guò)PDPA技術(shù)獲?。玫礁鼮闇?zhǔn)確的超聲速氣流中噴霧穿透深度經(jīng)驗(yàn)表達(dá)式(12)，廣泛用于仿真驗(yàn)證，現(xiàn)針對(duì)實(shí)驗(yàn)工況[23]進(jìn)行對(duì)比以驗(yàn)證數(shù)值仿真效果．

式中：為距射流噴口位置處的液霧穿透深度，m；為噴口直徑，m．

計(jì)算域的選取以盡可能減少壁面因素干擾和減小計(jì)算量為原則，計(jì)算域選取范圍如下：長(zhǎng)度200mm，高度40mm，寬度40mm．對(duì)于特殊位置，網(wǎng)格需進(jìn)行局部加密，這里在射流及壁面處進(jìn)行加密處理，壁面第一層網(wǎng)格尺寸為0.01mm，見(jiàn)圖1．液體射流噴口直徑為0.5mm且位于入口下游50mm處，來(lái)流及射流參數(shù)見(jiàn)表1．

作為度量液體橫向射流的一個(gè)重要參數(shù)，穿透深度在一定意義上代表了射流與主流的混合程度．圖2為數(shù)值仿真得到的液體空間分布圖及展向分布，圖3為兩種不同手段所得到的結(jié)果比較，即仿真所得結(jié)果(上邊界所得穿透深度)與通過(guò)實(shí)驗(yàn)所得結(jié)果[23]．

圖1?仿真網(wǎng)格圖解

表1?來(lái)流及射流參數(shù)

Tab.1?Inflow and jet parameters

圖2?仿真獲取液霧分布結(jié)果

如圖可以看出，兩種方法得到的穿透深度計(jì)算結(jié)果基本接近，即吻合度較高．該結(jié)果較好地證明了仿真方法的有效性．

圖3?仿真與實(shí)驗(yàn)的液霧噴注高度結(jié)果比較

截取環(huán)形燃燒室切片進(jìn)行單孔噴注仿真模擬，液體燃料采用C12H23煤油組分．由于燃燒室高度遠(yuǎn)小于發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸，為研究方便可將環(huán)形狀等效為矩形狀，發(fā)動(dòng)機(jī)截面霧化仿真模型如圖1(b)所示，燃燒室分為隔離段、擴(kuò)張段兩部分，仿真段寬50mm，總長(zhǎng)300mm(其中隔離段100mm，擴(kuò)張段200mm)，過(guò)渡區(qū)域采用15°、30°角擴(kuò)張，隔離段高10mm，擴(kuò)張段高20mm．全部采用結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格，噴孔及壁面進(jìn)行加密，液體顆粒由底部圓孔噴出，來(lái)流空氣由隔離段進(jìn)入，氣體＝2，隔離段入口為壓力入口，總壓0＝831.3kPa，總溫0＝300K，另一端為壓力出口．

2?典型工況流場(chǎng)分析

為盡可能貼近實(shí)際工程應(yīng)用，假設(shè)除當(dāng)量比變化工況外其他所有工況中保持發(fā)動(dòng)機(jī)燃料總流量0.3kg/s不變．基本工況中噴孔總數(shù)量為120，對(duì)應(yīng)的單孔液體質(zhì)量流量為＝2.67g/s，基本工況下單孔直徑＝0.3mm，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室擴(kuò)張段角度為＝30°，不考慮流量系數(shù)計(jì)算所得的液體射流速度＝47.24m/s，此時(shí)液氣動(dòng)量通量比＝3.00．煤油噴入超聲速氣流中，液霧在氣動(dòng)力作用下沿燃燒室向下游擴(kuò)散．首先可以看出液霧前弓形激波的影響，氣流經(jīng)過(guò)液柱發(fā)生向上的偏折．經(jīng)過(guò)隔離段和燃燒室之間30°擴(kuò)張段，該區(qū)域由于膨脹加速，上壁面處膨脹波作用壓力下降，氣流速度向上和向前加速，這種加速將加劇霧化后的細(xì)小液滴霧化并發(fā)生方向偏折，射流將被顯著抬升．在燃燒室等直段，氣流運(yùn)動(dòng)方向?qū)⒃俅伟l(fā)生折彎．超聲速氣流產(chǎn)生的強(qiáng)壓縮波在下壁發(fā)生反射，近下壁壓力升高，但后半段激波串多次反射后，在靠近計(jì)算域后段，上壁面壓力高，射流被向下壓縮貼近下壁面．圖4分別是氣體靜壓、總壓、馬赫數(shù)流場(chǎng)分布圖．

圖4?基本工況流場(chǎng)分布

3?變工況影響

從典型流場(chǎng)分析可看出發(fā)動(dòng)機(jī)霧化過(guò)程氣態(tài)流場(chǎng)形態(tài)及基本規(guī)律，本節(jié)將從液氣當(dāng)量比、發(fā)動(dòng)機(jī)周噴孔總數(shù)量、發(fā)動(dòng)機(jī)單孔孔徑及發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室構(gòu)型形狀尺寸等方面進(jìn)行變工況對(duì)比仿真分析，所有仿真對(duì)比工況如表2所示，最后一列近場(chǎng)展向?qū)挾仁侵冈趪婌F最高點(diǎn)時(shí)所對(duì)應(yīng)的噴注展向擴(kuò)展仿真結(jié)果.

3.1?發(fā)動(dòng)機(jī)單孔孔徑影響

保持總孔數(shù)120和單孔流量2.67g/s不變，改變噴孔尺寸直徑分別為0.2mm、0.3mm、0.4mm、0.5mm，保證來(lái)流因素一致，仿真所得噴霧穿透深度如圖5所示．從圖5(b)可以看出，隨著流向增大時(shí)，噴霧高度下降，最高處約占燃燒室高度60%的區(qū)域．

綜合表中所列近場(chǎng)展向?qū)挾瓤梢钥闯觯?.2mm孔直徑條件下，液體噴注速度最高，燃燒室內(nèi)液體穿透深度和展向?qū)挾茸畲螅谄渌蛩夭蛔兊那闆r下，初步可得結(jié)論：小噴孔增大噴注速度，液氣動(dòng)量通量比大，有利于增大穿透深度．但需要注意的是，直徑較小的孔如0.2mm加工難度較大，流量系數(shù)相對(duì)較低且容易發(fā)生堵塞，因此工程上應(yīng)該兼顧孔徑及實(shí)現(xiàn)可行性綜合確定孔形孔徑，以盡可能增加噴注高度、提高摻混效果．

表2?仿真工況匯總

Tab.2?Summary of simulation conditions

圖5?不同孔徑噴霧穿透深度

3.2?發(fā)動(dòng)機(jī)總孔數(shù)影響

保持單孔噴孔直徑0.3mm不變，總流量不變條件下改變噴孔孔數(shù)對(duì)應(yīng)單孔流量發(fā)生變化(如表2所示)．保證來(lái)流因素一致，仿真所得噴霧穿透深度如圖6所示．

圖6?發(fā)動(dòng)機(jī)不同孔數(shù)時(shí)對(duì)應(yīng)單孔穿透深度

對(duì)比圖6不同孔數(shù)時(shí)的單孔穿透深度可以發(fā)現(xiàn)，保持發(fā)動(dòng)機(jī)燃料總流量和單孔直徑不變時(shí)，噴孔個(gè)數(shù)增加對(duì)應(yīng)單孔流量減少、噴注速度降低，此時(shí)粒子穿透深度和展向?qū)挾榷枷鄳?yīng)增大，單孔霧化效果得到增強(qiáng)．但應(yīng)注意的是孔數(shù)減少對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，噴孔間距增大，此時(shí)孔與孔之間會(huì)存在霧化空流區(qū)，因此孔的個(gè)數(shù)確定應(yīng)結(jié)合多噴孔仿真進(jìn)行進(jìn)一步選?。?/p>

3.3?發(fā)動(dòng)機(jī)液氣當(dāng)量比的影響

實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程可能為富氧或者富燃工作過(guò)程．在該過(guò)程中，保證氣體流量不變，提升液體流量，即對(duì)應(yīng)于提高液氣當(dāng)量比，圖7所示為液氣當(dāng)量比0.7、1.0和1.3條件下仿真所得噴霧穿透深度．

對(duì)比圖7不同當(dāng)量比下噴霧穿透深度，可知液氣當(dāng)量比增大對(duì)應(yīng)液體流量增大，液體噴注速度增加，液氣動(dòng)量通量比增大，從而穿透深度增大．同時(shí)后半段對(duì)應(yīng)展向擴(kuò)展也相應(yīng)增大，分別為3.1mm、3.4mm和4.2mm．

圖7?不同當(dāng)量比下對(duì)應(yīng)噴霧穿透深度

3.4?擴(kuò)張段角度影響

相比于等直段構(gòu)型，帶擴(kuò)張結(jié)構(gòu)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室構(gòu)型具有結(jié)構(gòu)可變性，隔離段到燃燒段突擴(kuò)擴(kuò)張角度以及隔離段突擴(kuò)或漸擴(kuò)形式具有重要的意義．在保證來(lái)流條件一致、噴孔孔徑為0.3mm，單孔流量2.67g/s條件下，改變突擴(kuò)角度為15°和30°，以及改變隔離段擴(kuò)張方式分別進(jìn)行對(duì)比，仿真所得噴霧穿透深度如圖8所示．

圖8?不同燃燒室構(gòu)型下對(duì)應(yīng)噴霧穿透深度

將隔離段到燃燒室的擴(kuò)張角度減緩，從30°減到15°，在0.3mm孔徑下，保證流量相同時(shí)，可以發(fā)現(xiàn)射流穿透深度和液滴的展向?qū)挾榷枷鄳?yīng)增大，這主要是因?yàn)檫^(guò)渡段斜激波強(qiáng)度減小，尤其是在下游上壁面處壓力減小，更加利于液滴的霧化．而漸擴(kuò)隔離段與突擴(kuò)相比由于不存在明顯的擴(kuò)張段激波，因此噴霧在燃燒室內(nèi)沒(méi)有明顯抬升，相比于15°突擴(kuò)角度，整體噴注高度略低，且從點(diǎn)火角度來(lái)說(shuō)，不存在非常明顯的點(diǎn)火位置．

4?結(jié)?論

噴注霧化過(guò)程對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)高效穩(wěn)定工作具有十分重要的作用．本文對(duì)帶擴(kuò)張段燃燒室單噴孔噴霧場(chǎng)進(jìn)行變工況仿真，得出初步結(jié)論如下．

(1) 保證噴孔流量不變減小噴孔孔徑，噴注速度增大，液氣動(dòng)量通量比值增大，有利于同時(shí)增大射流穿透深度以及液滴展向?qū)挾龋疚陌l(fā)現(xiàn)，采用小孔如0.2mm、0.3mm，可以較為明顯提高噴注高度，因此對(duì)于實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)在保證加工精度及不堵塞噴孔的前提下應(yīng)盡可能采用小孔噴注．

(2) 保證總流量不變減少噴孔數(shù)量意味著增大單孔流量和噴注速度，有助于提高單孔穿透深度，對(duì)于本文的仿真工況，當(dāng)孔徑為0.3mm時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)總噴孔數(shù)量在90～120可獲得較好的穿透深度，但同時(shí)應(yīng)結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)整體尺寸兼顧展向?qū)挾纫詫?shí)現(xiàn)最佳的摻混效果．

(3) 保證其他條件不變，在貧燃工況如當(dāng)量比0.7條件下，射流流量減小，混合效果可能變差，此時(shí)應(yīng)適當(dāng)縮小噴孔孔徑．

(4) 在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，隔離段到燃燒室的過(guò)渡設(shè)計(jì)不宜采用大轉(zhuǎn)角，15°是相對(duì)較為理想的設(shè)計(jì)方案，并且采用小角度突擴(kuò)方式比漸擴(kuò)更容易找到相對(duì)好的點(diǎn)火起爆位置．從現(xiàn)在的數(shù)值模擬結(jié)果來(lái)看，流量為2.67g/s的噴孔，隔離段及燃燒室高度不宜過(guò)高，否則煤油噴霧將難以穿透，10mm隔離段高度目前是較合適的量級(jí)．但對(duì)于單側(cè)噴注來(lái)說(shuō)，液霧難以占據(jù)流道全尺寸，下一步可研究組合噴注方式以盡可能提高噴注效果．

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Numerical Simulation of Transverse Liquid Jet in Supersonic Flow in the Expanded Section Configuration

Wang Jiasen，Zhao Jiafeng，Lin Wei，Ren Yongjie，Nie Wansheng，Tong Yiheng

(Department of Aerospace Science and Technology，Space Engineering University，Beijing 100048，China)

The Euler-Lagrange simulation method was used to study the jet atomization effect for the engine combustor with expanded section configuration. In the course of the study，the injection mode，the parameters of the injection hole and the configuration of the combustion chamber in the isolation section were changed. The conclusion can be used to guide the engine design better. The results show that under the constant overall flow of the engine，the reduction of the orifice diameter or the total number of orifices leads to a larger hydro-pneumatic flux ratio，which is conducive to increasing both the single-hole jet penetration depth and the droplet spread width. Under lean combustion conditions such as the equivalent ratio of 0.7，the jet flow rate decreases，and the mixing effect may become worse. In the aspect of engine structure design，the transition design from isolation section to combustion chamber should not adopt a large turning angle，and 15° is relatively ideal. It is easier to find a better ignition initiation position for small angle sudden expansion than for gradual expansion.

supersonic；spray atomization；numerical simulation；expanded section

V434

A

1006-8740(2021)01-0104-08

10.11715/rskxjs.R202003032

2020-03-24．

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51876219).

王家森（1995—??），男，碩士研究生，2894843968@qq.com.

仝毅恒，男，博士，講師，yihengtong@sina.com.