1 引言

动力装置是高速飞行器实现预定性能的决定性因素之一。随着飞行器的高速发展，其动力装置的推重比、增压比和涡轮前温度将会不断提高，而随着增压比和涡轮前温度的提高，燃烧室温度和压力将会超过燃油的临界点。此外，当采用燃油对飞行器机身及燃烧室等部件进行冷却时，燃油在吸收足够多的热量后温度将有可能达到并超过其临界温度，而通常情况下发动机的供油压力均超过了燃油的临界压力，因此燃油在喷射前有可能达到超临界状态^[1]。

对超临界燃油的基础研究表明^[2~5]，当航空煤油达到超临界态时表面张力消失、气化潜热为零，其兼具气体的低粘性和液体的高密度以及介于气体和液体之间的高扩散系数。超临界燃油物性的特殊性，使得超临界喷射与亚临界喷射相比相差极大。由于超临界流体没有表面张力的特点，超临界喷射过程中有可能不会形成液滴；由于临界点附近航空煤油密度随温度变化十分敏感，密度梯度变得非常大且不连续，使得其喷射过程对温度的变化非常敏感；由于临界点处的比热值为无穷大，蒸发潜热降为零，超临界喷射可能出现瞬间气化（闪蒸）的现象^[6]。

国内外关于超临界喷射的研究已有多年，并取得了一些成果。文献[7, 8]实验研究了液氮和液氮/氦气混合物分别喷射进入氮气和气氮/氦混合物的超临界环境时的射流形态，发现与常规气态射流喷射相比差别极大。Chehroudi等^[9]选用液氮和液氧进行超临界喷射，发现喷射扩张角的变化与可变密度气体的喷射相似。Doungthip等^[10]实验研究了JP-8以及Jet-A燃油的超临界喷射特性，发现燃油喷射温度对超临界喷射特征量有很大的影响作用。Wu等^{[11, 12]}采用阴影法和纹影法对超临界乙烯的喷射情况进行了研究，发现喷嘴下游存在马赫盘和桶形激波等结构。梁获胜等^[13]采用纹影系统研究了超临界燃油喷射到静止大气中的特性，发现随着喷射压力的升高，马赫盘距离、马赫盘直径和射流长度均增大，当喷射温度升高时，马赫盘直径和射流长度均减小而马赫盘距离基本保持不变。超临界流体在喷射的过程中往往会涉及到欠膨胀喷射现象，目前关于流体欠膨胀喷射的研究已基本成熟。Crist等^[14]开展了多种小分子气体的欠膨胀喷射研究，并发现气体的比热比、喷射压比以及冷凝现象等会影响马赫盘形状。Addy等^[15]实验研究了高压空气射流的欠膨胀喷射特性，主要改变喷嘴唇口的结构，并发现喷嘴结构的改变会对马赫盘产生较大的影响。

总之，目前关于超临界喷射的研究多以小分子、单组分物质以及液态碳氢燃料的替代燃料为研究对象，同时研究多停留在环境和物性参数对喷射特性的影响上，关于喷嘴长径比对喷射特性的影响仍较少涉及。燃油的喷射过程是喷雾燃烧的基础，当航空煤油处于超临界态时，亚临界喷射理论已不再适用，燃烧特性更是不可预知。由于超临界喷射过程涉及到临界相变以及工质冷凝等，使得采用理论和数值的方法准确描述此过程变得十分困难。因此，本文采用阴影显微成像技术实验研究超临界燃油喷射时喷嘴长径比对喷射特性的影响。

2 实验系统和方法

超临界燃油喷射时，实验成功的一个重要因素在于如何获得均质稳定且无结焦裂解现象发生的超临界燃油。传统的静态容腔加热方式，壁面直接对燃油加热，温度不易控制，而且高温壁面会促使燃油发生结焦和裂解，燃油的物性将发生改变，从而给实验带来极大的误差。为解决上述问题，本文专门设计了一种采用两级加热方式的高压油浴型超临界燃油加热器。第一级加热器采用静态容腔加热方式，在超临界压力下将燃油静态加热至200~250 ℃左右，此温度区间远低于燃油的泡点值，燃油将不会发生相变和分层。第二级加热器采用高压油浴的加热方式，将一级加热器中流出的高温燃油通入到螺旋管中，且螺旋管被浸于二级加热腔内的高压油浴中，通过腔内超临界燃油的油浴换热将螺旋管内燃油升温至实验所需的温度。如图 1是超临界RP-3航空煤油喷射实验系统图。

为更加清晰地观测超临界燃油喷射的近场结构，实验中搭建了阴影显微成像系统，如图 2所示。为了观察喷嘴出口近场射流的细节结构，需将喷嘴出口的微小区域进行放大，本文采用的方法是在测试区后面合适位置处放置凸透镜，将测试区域放大数倍，然后使用高速摄影仪对结果进行拍摄。

直射式喷嘴目前广泛应用于航空发动机以及冲压发动机燃烧室，其长径比n定义为喷嘴出口直径长度L与喷嘴出口直径D之比。实验中选用长径比分别为4，8，12，16和20的直射式喷嘴，保持喷嘴内径（D=0.5mm）恒定，通过改变长度L来改变n。如图 3是长径比为4的喷嘴结构图。

实验中所用RP-3航空煤油的临界温度约为381.5℃，临界压力约为2.4MPa^[16]，喷射压力为2.4MPa和4.0MPa，喷射温度范围为320~420℃，每隔20℃选取一个工况点进行测量，观察并记录实验数据。为减小喷射的瞬态行为对实验研究的影响，相同的工况点下进行多次喷射，每次喷射持续5~6s，选取近场射流结构稳定后的图像进行分析。

3 实验结果及分析 3.1 超临界喷射的近场射流结构

对于实验中所采用的直射式喷嘴，由于喷嘴内部不具备将气流加速到超声速的喉道结构，所以即使喷嘴的进出口压比再高，其喷嘴出口处的射流速度也只能达到声速，也就是所谓的“声速射流”。当喷嘴出口处压力高于环境压力时，喷嘴工作于超临界状态，射流在喷嘴内并未达到完全膨胀，此时便形成了典型的“欠膨胀声速射流”。为更加详细了解超临界燃油的喷射特性，需详细分析欠膨胀声速射流的近场结构。

如图 4（a）是高压流体流经直射式喷嘴时所形成欠膨胀声速射流近场结构的示意图。由于喷嘴出口处压力高于环境压力，射流在喷嘴出口继续膨胀，在唇口处形成扇形膨胀波束，膨胀波束在射流边界处反射形成压缩波束，压缩波束相互叠加形成了紧临射流外边界的截断激波。截断激波属于斜激波，其波后的射流可能依然保持超声速状态，但马赫数较之波前明显降低。核心区射流随着气流出口后的瞬态膨胀而迅速变为超声速射流，随着马赫数的升高，气流的静压进一步降低至环境压力以下，气流则必须经过强激波压缩来匹配环境压力，因此在离喷嘴出口一定距离处形成了和射流中心轴线垂直的盘状激波，通常被称作“马赫盘”。图 4（b）是实验中通过阴影显微成像技术拍摄到的超临界燃油喷射时喷嘴出口处的激波结构。由图 4（b）可知，超临界燃油喷射的近场射流结构与欠膨胀声速射流的结构相似，在喷嘴出口处均有截断激波和马赫盘结构存在，但超临界射流的马赫盘存在一定的曲率，这可能是由于超临界物性的敏感性所导致的。

3.2 喷嘴长径比对射流冷凝长度以及喷射扩张角的影响

超临界燃油在喷嘴内流动时，由于壁面散热以及壁面摩擦的存在，会造成沿程温度和压力损失，关于沿程损失的计算公式^[17]为

$ {h_{\rm{f}}} = \lambda \frac{L}{D}\frac{{{V^2}}}{{2g}} $

(1)

式中h_f为沿程损失，λ是沿程损失系数，L是喷嘴长度，D是喷嘴喉部直径，V是喷嘴出口的平均速度，g是重力加速度。

由式（1）可知，随着长径比的增大沿程损失逐渐增大，当喷嘴进入稳定工作后，由于时间因素的作用使得燃油与喷嘴间的换热可以忽略不计，即随着长径比的增大，射流的总压降低而总温则基本保持不变。在临界点附近，压力的微弱波动将使得物性发生极大的改变^{[18, 19]}，即随着长径比的增大射流的密度和粘性将不断减小。

超临界燃油喷射时，燃油在喷嘴出口处迅速蒸发为气态，而后通过与环境气体的热量交换，在某一位置再次冷凝相变为液态。为了定义和分析的方便，本文对射流的阴影图像进行了特殊的灰度处理，来定量分析其射流边界和射流的冷凝长度，如图 5所示。由图可知，射流呈圆锥形，将射流的冷凝长度定义为图中黑色区域上边界距离喷嘴出口的距离，用L_condense表示，可以从图中直接测量得出。将射流边界与射流中心轴线的夹角定义为喷射扩张角，用θ来表示，通过计算距离轴向喷嘴150倍喷嘴内径处的射流宽度与轴向距离的正切值来间接求出喷射扩张角。

图 6是喷射压力分别为2.4MPa和4.0MPa条件下射流冷凝长度以及喷射扩张角随喷嘴长径比的变化趋势图，喷射温度为400℃。从图 6可知，随着长径比增大，射流的冷凝长度减小而喷射扩张角增大，其中冷凝长度最大降幅达15.6%，喷射扩张角最大增幅达12.7%。喷射扩张角的改变主要与燃油物性的变化相关，由前文分析可知随着长径比的增大，射流的密度和粘性不断减小，一方面，密度的下降将导致喷射动量的降低，使得喷射扩张角减小；另一方面，粘性的下降则会降低射流膨胀的阻碍程度，促使喷射扩张角增大，两者的共同作用促使喷射扩张角发生改变。射流从喷嘴喷出后与外界气体发生对流换热，而随着喷嘴长径比的增大，射流的喷射扩张角增大，射流与外界气体的接触面积增大，从而使得射流温度迅速降低，冷凝相变更容易发生，即随着长径比的增大冷凝长度减小。

研究喷嘴长径比变化时，一般通过保持直径D不变，改变长度L来改变长径比或通过保持长度L不变，改变直径D来改变长径比。由于加工工艺和实验条件的限制，实验中采用了保持喷嘴出口直径不变改变长度L从而改变长径比的方法，而另一种改变喷嘴长径比的方式（保持喷嘴长度L不变，而改变直径D）的研究将在后续的研究中补充完善。

实验采用长径比为4，喷嘴内径为0.3mm，喷嘴长度L为1.2mm的喷嘴进行喷射，选用和文中相同的实验工况进行喷射，并对比分析喷射扩张角及其它喷射特性参数。表 1列出了采用不同喷嘴所得的喷射扩张角，其中n₁表示喷嘴出口直径为0.5mm的喷嘴，n₂表示喷嘴出口直径为0.3mm的喷嘴。

从表中可以发现，对于长径比相同的喷嘴，在相同的实验工况下，喷射扩张角的相对误差不超过5%，这可能侧面说明了不同的变化方式对喷射特性影响不大。

3.3 喷嘴长径比对马赫盘结构的影响

图 7是不同长径比条件下超临界燃油喷射到大气环境中的阴影图，喷嘴长径比依次为4，8，12，16和20，喷射压力为2.4MPa，喷射温度为400℃。由图 7可知，射流在马赫盘后会有冷凝现象的发生，这主要是由于超临界燃油流经马赫盘时，其静压升高，此时燃油蒸汽将有可能转化为液态，而当燃油蒸汽发生相变时其密度增大，在阴影图上一般表现为黑度的增大，与未发生相变区域形成明显对比^[20]。

为更加深入地分析喷嘴长径比对喷射近场激波结构的影响，本文选取马赫盘直径以及马赫盘距离为研究对象，并将马赫盘距离喷嘴的最短距离设为X_min，将马赫盘距离喷嘴的最长距离设为X_max，将马赫盘直径设为D_m，图 8为其结构示意图。为便于直接对比分析实验结果，将马赫盘直径以及马赫盘距离无量纲化，无量纲马赫盘直径表示为D_m/D，无量纲的马赫盘最小距离表示为X_min/D，无量纲马赫盘最大距离表示为X_max/D。

图 9是喷射温度为400℃喷射压力分别为2.4MPa和4.0MPa时无量纲马赫盘直径与喷嘴长径比的变化关系图。从图 9可知，压力的升高会使得马赫盘直径增大，而喷嘴长径比的增大会使得马赫盘直径减小，且无量纲马赫盘直径最大降幅达56.1%，这可能主要与喷嘴出口处压力的改变有关。当喷射压力增大时，内部的高压射流将促使射流边界向外移动以平衡内外压力，而当射流边界向外移动时，压缩波系同时向外扩展，从而引起马赫盘直径增大，而长径比的改变会促使射流压力降低，射流边界以及压缩波系将向内部收缩，从而使得马赫盘直径减小。

图 9同时列举了采用Addy经验公式^[15]计算所得到的无量纲马赫盘直径，表达式为

${D_{\rm{m}}}/D = 0.36{(p/{p_{{\rm{amb}}}} - 3.9)^{1/2}}$

(2)

式中D_m是马赫盘直径，D是喷嘴内径，p是喷射压力，p_amb是环境压力。从式（2）中可以发现无量纲马赫盘直径仅与喷射压比相关，在图 9上表现为随着长径比的增大，无量纲马赫盘直径保持不变，并且在相同喷射条件下，本文实验所得马赫盘直径大于由经验公式所计算的结果。分析认为马赫盘直径保持不变，主要是由于其忽略了喷嘴内部的沿程损失，而本文实验结果与经验公式存在偏差，可能是由于经验公式主要适用于小分子纯净物，而燃油物性相对复杂以及大分子特点使得经验公式不再适用。

图 10是喷射压力为2.4MPa喷射温度为400℃时无量纲马赫盘距离随喷嘴长径比变化的关系图，对图中马赫盘距离分别进行线性拟合，可以发现随着喷嘴长径比的增大，无量纲马赫盘距离均逐渐减小，且其最大降幅达30.4%。这可能是由于随着喷嘴长径比的增大，喷嘴压力降低，为了达到射流边界的内外平衡，迫使边界向内收缩，进而使得马赫盘距离减小。无量纲马赫盘最大最小距离之差反映了马赫盘的弯曲程度，马赫盘距离之差越小，马赫盘弯曲程度越小，马赫盘越平滑。由图 10可知，随着长径比的增大，马赫盘距离差逐渐减小。关于超临界燃油喷射时马赫盘发生弯曲的原因，分析认为主要有三点：（1）超临界燃油复杂的组成成分，不同物质膨胀能力的迥异使得每种物质单独膨胀时其马赫盘位置有所差异。而当超临界燃油喷射时，由于燃油组分十分复杂，不同物质膨胀时所产生的马赫盘相互叠加，从而使得马赫盘成为具有一定曲率的激波。（2）在射流边界处由于工质冷凝，射流的总压减小而静压升高，使得马赫盘较中心射流区域提前出现。（3）喷嘴出口处复杂的波系结构以及燃油在临界点附近对温度和压力的敏感性，也可能造成马赫盘弯曲。而当喷嘴长径比增大时，射流的压力减小，燃油中各物质的膨胀能力减弱，相对膨胀能力变小，从而使得马赫盘距离之差减小。

图 10同时列举了Crist关于计算小分子纯净物无量纲马赫盘直径的经验公式^[14]，其表达式为

${X_{\rm{m}}}/D \approx {(p/(2.4{p_{{\rm{amb}}}}))^{1/2}}$

(3)

式中X_m是马赫盘距离，D是喷嘴内径，p是喷射压力，p_amb是环境压力。从式（3）中可以发现无量纲马赫盘距离仅与喷射压比相关，在图 10上表现为随着长径比的增大，马赫盘距离保持不变，图 10同时列举了采用Crist经验公式计算得到的无量纲马赫盘距离^[17]，发现随着长径比的增大，无量纲马赫盘距离保持不变，并且在相同喷射条件下本文实验所得马赫盘直径大于由经验公式所计算的结果。分析认为这主要是由于经验公式并未考虑沿程损失对流动的影响，而本文实验结果与经验公式存在偏差可能是由于经验公式主要适用小分子纯净物，而燃油复杂的物性以及大分子特点使得经验公式不再适用。

4 结论

本文主要采用阴影显微成像系统，研究了超临界RP-3航空煤油喷射到静止大气环境中近场射流结构受喷嘴长径比的影响规律，主要得到如下结论：

（1）超临界射流出口会形成“钟”形的封闭激波结构，并且在激波后会有冷凝现象发生。

（2）喷嘴长径比主要通过改变射流的沿程压力损失来影响射流的喷射特性，并发现随着长径比的增大，喷射扩张角增大，其最大增幅可达12.7%，而无量纲马赫盘直径、马赫盘距离和射流冷凝长度均减小，其最大降幅分别为56.1%，30.4%以及15.6%。

（3）超临界燃油喷射时，由于其复杂的组成成分以及喷射过程中的冷凝现象，使得马赫盘发生弯曲，并且随着长径比的增大，马赫盘弯曲程度减小。

为获取更加精确的实验结果，后续的研究将展开对燃油流量/流速的测量，同时将改变长径比变化的方式，以进一步深入认识喷射特性随喷嘴特征变化的机理。