题目：液体射流初始雾化及流动混合技术研究

航空发动机燃烧室燃油的喷射雾化过程、液雾蒸发形式、运动轨迹以及燃油浓度分布，是航空发动机燃烧室设计中的重要依据，而其中燃料的喷射雾化问题是最关键的。对于加力燃烧室和冲压发动机燃烧室中常用的横向射流喷射方式，目前，其初始雾化机理研究非常有限。航空发动机设计的另一个重要问题是流场的流动混合，比较典型的有钝体火焰稳定器尾流流动混合以及喷管排气强化混合，都是属于该研究范围，未来航空发动机设计也迫切需要对一些新型的流动混合结构进行详细的研究。本文从简单形式的直射式喷嘴喷射到空气环境中的液体射流入手，来研究其初始雾化机理，研究范围涉及了两种液体射流的初始破碎雾化过程：喷射到静止空气中的液体圆形自由射流和喷射到横向气流场里的液体圆形射流。本文研究采用的是线性不稳定性分析与高频拍摄的实验观测相结合的方法，通过破碎过程的高频动态结果，捕捉液体射流初始破碎过程中表面波的形态特征，破碎时以及破碎之后的特征参数。本文针对航空发动机设计中应用到的两种典型流动混合结构，分别进行了相应的研究。在一种新式的V型槽钝体中心位置引入了一股射流，通过PIV方法测量尾流流场结构，来分析添加了中心射流之后流动混合的变化。在一种不同于传统结构的喷管模型出口安装了V型小突片，通过测量混合管出口测试平面上的温度分布，来评估不同安装方案的小突片对于强化混合降低排气温度的效果。研究结果表明：1）对于自由射流，当自由射流喷射Re数超过23000时，会在表面剥离出液滴，该过程中首先是表面波的波峰在气动力作用下形成液冠，继而被拉长成液丝，再收缩切断出液滴。通过色散方程计算发现，自由射流We数从0逐渐增加到25的时候，表面波增长率迅速下降至接近于0的程度，该条件下表面波增长最慢，破碎长度达到一个峰值；2）对于横向射流，其表面初始阶段存在一个光滑段，直到下游某处开始出现初始表面波，在气动力影响下，该蛇形表面波逐渐发展形成螺旋状，最终增长到一定程度使得液体断开。增加横向气流速度，气动力在射流破碎过程中将逐渐取代表面张力而占据主导地位，而且射流波动形式发展成为彩带形状。根据本文横向射流的光滑段长度和射流轨迹脉动量的公式，光滑段长度随着射流速度增加而增加，随气流速度增加而减小，而轨迹脉动幅度随射流速度增加而减小，随气流速度增加而增加。根据实验总结得到的破碎点坐标公式，推导出了射流在破碎点之前的运动轨迹方程，与实验结果符合很好。横向射流初始破碎生成的液滴尺寸与射流速度无关，随气流速度增加而减小，并且初始破碎生成液滴的初速度与液滴的尺寸无关；3）V型槽尾流流场在添加了中心射流之后，由对称形式变为不对称结构，并且在V型槽内部诱发了一个逆时针旋转的涡，回流区长度也变长了。根据实验测得的添加中心射流之后湍动能的分布结果，只要上有来流速度不是很低，V型槽尾流区的湍动能会增大，流动混合增强了。此外，还采用了简化的二阶平均梯度模型计算得到了流场中的雷诺剪切应力分布，与实验结果吻合非常好；4）安装V型小突片对发动机喷管模型强化出口排气掺混、降低排气温度和红外辐射强度有着明显的效果，不过也会导致主喷管总压升高，造成不同程度的发动机功率损失。不同的安装方式中，水平安装两片小突片的方案可以在同样功率损失的情况下，使得出口排气红外辐射强度降低最多。增大小突片的尺寸，出口排气温度下降明显，同时功率损失也迅速增大。此外，模型出口气流温度随主喷管流量的增加而线性增加，下洗气流速度的增加，会导致主喷管引射系数减小，存在一个特定的下洗气流速度，使得模型出口排气温度最高。