文摘

压力和温度的液体推进剂的火箭推力室注入已经在一个提升的轨道来获得更高的比冲量。很有可能那注入液体推进剂的热力学条件达到或超过临界点的一个或多个注入液体。例如,在低温氢/氧液体火箭发动机,如航天飞机主发动机(SSME)或(阿丽亚娜5),跟据注入液态氧发现自己在超临界状态。非常小的详细信息可以在液体射流的行为在这种恶劣的环境近二十年前。作者有机会密切参与注射过程的进化的理解在美国空军研究实验室(AFRL),生成子——超临界条件在此期间。这里包含的信息尝试提出一个连贯的实验成果总结与液体火箭,只关注nonreacting低温液体的注入到高压环境中超过了临界点的至少一个的推进剂。此外,一些影响结果的获得在这样一个环境的上下文中提供液体火箭燃烧不稳定的问题。

1。介绍

在化学火箭发动机的设计、液体燃料和氧化剂往往像一轮飞机注入热,elevated-pressure推力室的环境。的同轴和撞击飞机喷油器是两个成熟的设计在液体火箭发动机(lre)。另一方面,更高的比冲量操作的一个主要动力火箭推力室在逐步提高压力。条件,因此存在的注入液体发现自己甚至高于热力学临界点附近。例子是航天飞机主发动机和液体(阿丽亚娜5)跟据H₂/液体O₂。

在这种情况下,重大变化发生在一些重要和关键属性的物质,因为它接近热力学临界点。例如,在热力学平衡下,液体和气体之间的差别阶段消失临界点以上,因此它被称为“液体。“此外,在临界点附近的密度发生巨大变化。定压比热变得非常大,表面张力消失,超出了临界点。随着环境压力,液体喷射注入增加,环境气体的溶解度的重要性增加注入液相和一个应该考虑多组分相平衡的信息。混合物,决心的关键条件,称为“关键混合温度或压力”,是一个复杂的过程;看到布鲁诺和伊利1]和Lazar Faeth [2]。例如,当一个纯液体碳氢燃料减少引入氮气,薄薄的一层表面的混合物溶解氮和传播空间的燃料;看到Umemura [3]。

了解飞机在超临界条件下的行为因此是至关重要的设计和建模的液体火箭,特别是低温液体火箭。出于这个原因,系统的研究项目,实验和计算,已开始在过去20年里理解行为超临界和超临界条件下的飞机都有和没有外部强制(声学)励磁。外部激励的原因被认为是源于组合表明声共振相互作用的实验和理论工作模式室和飞机可以在燃烧不稳定发挥重要作用。这里的基本前提是,当一个重要的动态特性,如注入喷射的黑暗深处或破裂区,喷射器的设计成为thermofluid参数足够敏感的环境中,很有可能,这可能加强反馈环节认为是关键在放大过程中,因此将系统推向一个不稳定的操作制度。

本文的目的是提供重要的实验成果的概述,描述和理解nonreacting稳定液体射流注入超临界条件下,并提供一些影响这些结果和潜在的联系生产引擎。不是这个工作的意图提供一个主题的全面审查,而重要的发现报道在最近几十年。

喷油器的报道的实验数据本文分为三个部分:单一液体喷射,同轴飞机,和撞击飞机。然而,撞击飞机相对较短的治疗由于有限的数据扩展到超临界条件。两部分被认为是为每一个部分。一个专注于飞机注入一个环境没有任何外部强加的声激励和其他认为这种励磁的喷射特性的影响。大多数情况下了这里属于低温液体喷流与环境,现有飞机的注入,在热力学超临界温度。这类似于那些经验丰富的低温液体火箭发动机。

2。单一的飞机没有外部激励

在本节中,相关的实验工作进行一个稳定圆射流注入一个环境没有任何外部强加的声干扰。这里的目的是检查此类飞机在高压力的情况下的行为,特别是超临界条件。在选择候选人的情况下,测试矩阵选择覆盖超临界条件。然而,它优先矩阵跨越了一个广泛的包括两个子任务和超临界条件,因为它通常提供了一个更全面的图片两个条件之间的差异和相似之处。

从历史上看,研究超临界液体注入相关的火箭开始纽曼和Brzustowski已经发表的作品4]。他们使用一个稳定的公司₂喷射注入纯N的室₂同时公司的混合物₂+ N₂在两个子任务和超临界压力和温度。显然,如果在超临界压力室,注入的喷射压力较高,也必须在超临界压力。他们表明,燃烧室压力接近时的临界压力略高于有限公司₂注入有限公司₂混合物的有限公司₂+ N₂(不同初始有限公司₂浓度改变混合物密度)扩大飞机的视觉外观。这是解释是由于chamber-to-injectant密度比的变化。在更高的超临界压力,注入有限公司₂成一个纯氮气,但不同温度(从子——超临界),造成缩短飞机的可见的长度和宽度与室温度。

纽曼和Brzustowski [4)研究和解释的影响增加室温度对飞机的外观。他们发现,这种影响是由于环境气体密度在逐步减少,从而降低了表面张力为零在临界温度,增加液体有限公司₂蒸发。在其他的实验中,有限公司₂注入公司的混合物₂+ N₂固定但大初始有限公司₂质量分数以减少喷射蒸发。商会在超临界温度是固定值,但其压力变化从子-超临界压力。他们假设和推测,在超临界室温度和压力飞机可能被视为一种可变密度单相湍流水下气体射流。最后,假设self-preserving流,重力可以忽略不计,零汽化潜热,理想气体的行为,和气体之间的热平衡和滴,他们开发一个模型预测的形象外超临界稳定喷射的程度及其中心线平均轴向速度。比较该模型与实验是非常贫穷的喷射器出口附近区域最重要和复杂的过程。因此,提出假设并不支持这一努力,问题仍然没有解决。

上述初步研究后,两个组织(在德国和美国AFRL DLR)主导的领域追求系统的研究项目理解飞机解体和动态下室压力高,特别是超过注入物的临界条件。这里介绍的大多数实验工作因此来自这两个组织+其他卫星大学他们合作和/或支持。每个组织都有建造一个独特的设施,大部分结果nonreacting飞机被收购了,这里介绍。为更多的细节在他们的设施设计读者被称为他们的出版物,其中许多是列出的参考资料。

DLR的研究人员开始使用最简单和基本的情况下,也就是说,注入一个nonreacting圆射流到静止的环境中。AFRL,尽管最初滴研究计划进行,过渡到飞机高雷诺数的实际利率是由本文的作者和他的团队成员;例如,看到Chehroudi et al。5]。飞机进行了研究在不同的注射室包括亚临界、超临界压力(主要是在超临界温度),其中包括室压力代表的经验在典型的低温液体火箭发动机(LRE)。由于安全原因,H₂/液态氧液体火箭,这是首选的模拟与液氮液氧。早期研究表明,注射nonreacting条件这两个液体相似的行为。为了避免并发症混合物引入的影响,然而,许多这样的研究涉及注入低温液氮(LN₂(GN)室温气体氮₂)。氮的临界压力和温度3.39 MPa和126.2 K,分别。注入其他周围的气体也被调查。

论文的这一部分的目的是目前的重要发现和讨论代表结果。在某些情况下,关键的结论证实了由两个独立机构(DLR和AFRL)突出显示在适当的时候,如果他们增加了读者的理解。在详细研究结果的细节之前,值得说明梅耶尔et al。(6)是第一个采取积极步骤大规模设施调查单和同轴低温寒冷和发射条件下飞机。他们使用LN₂飞机在105 K注入GN₂环境在300 K,但是在不同环境压力从子超临界条件。他们在附近的飞机结构报道重大变化,高于临界压力。飞机的行为类似于经典的雾化液体燃料,韧带和下降,低于临界压力。Mayer et al。6)将这种行为归因于表面张力,直到它消失在不断下降,超出了临界点。

2.1。可视化的喷射接口

图1礼物结果发表在一个工作由Chehroudi显示低温LN的形象代表₂飞机注入气体氮在300 K(超临界温度);看到Chehroudi et al。5]。飞机的初始温度测量在一个单独的实验,在相同流量条件下,一个很小的热电偶。根据水流条件,测量初始注入温度变化从99 K到110 K,也就是说,在亚临界注入价值。压力在图1报告为减少压力(),定义为燃烧室压力除以注入氮的临界压力。在帧1到4(图1),美国商会是亚临界压力,飞机有一个经典的液体喷外观。图2显示了三个注入情况下接头的放大图像,附近和超临界室压力。这个软件执行放大为了更清楚的看到喷射器出口附近的剪切层结构区域。如图1,符合古典液体射流分裂政权所描述的那个宿舍叫赖茨和Bracco7从注射器下游),表面不稳定增长,以及非常好的韧带和滴被喷射(参见左图图2)。这种行为对应于第二风致液体射流分裂政权所描述的那个宿舍叫赖茨和Bracco7]。

主要结构和界面的变化发生在如框架5所示图1。高于这个室压力,下降不再检测到,特点是Chehroudi et al。5),常规实体界面观察到“像手指一样”。而不是破裂成液滴,界面出现溶解在不同距离密集和黑暗的核心。这些结构在图的中间帧2。这样一个混合层的形态变化显然是由于降低表面张力的影响相结合,超过临界压力,消失蒸发焓的因为这个过渡到超临界压力。

随着燃烧室压力进一步增加,致密的长度和厚度(黑暗)核心减少,和开始出现类似于动荡的气体射流注入气体环境。这是说明在帧7和更高的图1。任何进一步的液滴生产,因此任何额外的古典液体雾化,完全抑制。这些观察经Mayer et al。6,8),Chehroudi et al。5),罗伊和西格尔(9]。正如前面提到的,类似的结果也发现当注入液态氧,而不是液态氮。

显示是很重要的,因为非常大的喷气核心之间的密度差异和室,Chehroudi et al。5]调查飞机的发展是否测量区域内受浮力影响的力量。因此,他们在每个测试条件下计算弗劳德数的值。作为一个例子,Chehroudi et al。5,10)表明,弗劳德数从42000年到110000年不等。理解这些价值观,他们看了看陈和Rodi [11)的结果。陈和Rodi [11]表明,流动力当定义长度范围内主导小于0.53,而宫颈脱落细胞和列表(12)建议。长度是由规模,在那里是轴向距离,是最初的射流直径,和分别是飞机和周围的密度。弗劳德数定义为在哪里速度差异和吗重力加速度。考虑一个更保守的估计陈和Rodi [11),使用的喷气Chehroudi et al。5,10)是动力为主的距离小于30到40毫米喷射器出口平面。图片中展示的数据1和2掩盖约5.5毫米(21.6 /直径比轴向距离)从注射器,因此浮力效应可以忽略惯性力。

2.2。长度范围调查

注入一个LN₂喷气发动机的气体N₂(298 K)已经被Branam调查和迈耶13)4 MPa和6 MPa的环境压力,相应减少压力分别为1.17和1.76。最初的注入氮气的温度是在临界点附近。他们提供了一个测量的长度尺度分析皮影戏图像,称之为“可见长度尺度。“更多的细节图像分析中可以找到Branam和迈耶13]。

图3显示了一个典型的几何平均长度尺度(平均径向和轴向长度尺度)的测量10作为径向位置的函数。的结果计算方法也会显示出来。这表明,测量可见长度规模的大小相当于泰勒规模计算方法决定的。

轴向径向长度的比例尺度表示是否可见的结构是球形或椭圆形的形状。两个长度尺度图所示4注射温度123 K,注入N₂在一个较高的密度。near-injector地区,轴向长度尺度远大于径向的。然而下游,可见结构变得更圆的形状。在更高的注入温度(132 K),径向和轴向长度尺度之间的不对称并不是那么明显看到在较低的温度条件下(123 K)。

2.3。射流扩散角或增长率

测量和估计增长率的飞机已经多年,因为它提供了一个热门的研究主题主要测量混合和飞机本身的发展。Chehroudi集团是第一个提取定量测量的物理参数使用从低温N拍摄的图像₂射流注入GN₂在亚临界和超临界压力下;看到Chehroudi et al。5]。这些测量得出的重要结论关于增长率的特点和喷射注射器附近的行为,在这种情况下,特别是在超临界室压力。

传播的角度或从视野增长速度测量5.5毫米内喷射器出口平面(distance-to-diameter比高达21.6),惯性为主(如前所述)。Chehroudi et al。5)表示,他们的数据也来自相应的飞机和适当的初始区域,以确保一个古典混合层的存在。初始射流扩散角,或其增长率,然后为所有获得的图像测量,以及他人的结果呈现在图5。这个数字的重要性的理由选择数据集和通过其他研究人员测量的本质。他们在足够详细阐述了在早期的论文。为了获得更深入认识这些选择,读者被称为Chehroudi et al。10]。因此,他们只是在简短的提到。

因为飞机调查Chehroudi et al。5)表现出liquid-spray-like和gas-jet-like(两阶段和单相resp)露面,根据压力(见图1),适当的比较与液体喷雾剂(注入气体)和气体喷射(注入气体)是合理的,因此这些结果呈现在图5。最简单的是线性增长的预测或常数为湍流不可压缩淹没射流扩散角使用混合长度的概念。阿布拉莫维奇(后14),用半经验方程,尝试将密度变化的影响,引入特征速度(见Chehroudi et al。10更多细节)。

布朗和Roshko [15)测量为亚音速传播角度,二维不可压缩湍流混合层,氦气和氮气。布朗(16)(暂时增长的混合层)和Papamoschou Roshko [17)提出了一个理论方程不可压缩变密度气体混合层。最后,Dimotakis [18)使用观察,一般来说,每个流的夹带到混合层是不一样的,与对流系统移动速度,提出了一个几何参数,推导二维不可压缩方程变密度混合层。Chehroudi et al。5)包括从这些预测模型如图5。结果被理查兹和皮特19]变密度飞机也包括在内。

因为liquid-spray-like和gas-jet-like视觉行为观察,增长率从单孔喷嘴产生的液体喷雾剂,典型的用于柴油发动机,也包含在这个图。图5涵盖了四个数量级的密度比和被视为一个独特的和新的情节本身。在某种程度上,类似的情况下,一些结果之间的分歧在这个图可以归因于不同的混合层厚度的定义和采用的测量方法。本图的详细讨论,看到Chehroudi et al。5,10]。

重点强调的Chehroudi et al。10)是一系列的密度比图片展览gas-jet-like外观,实验数据同意与该理论公式由Dimotakis [18)和布朗紧跟潮流/ Papamoschou和Roshko方程如图5。这可以被视为一个重要的定量证据表明在超临界压力,注入的飞机在视觉上表现得像一个气体。Chehroudi的工作似乎是第一次这样一个严格的和定量的证据已经被开发。分形维数结果稍后讨论提供额外的证据来支持这种行为。

Chehroudi et al。20.)也用拉曼散射研究测量密度分布。最初,增长速度的测量,使用结果获得拉曼散射工作期间,没有提供相同的喷射厚度值与由shadowgraphy方法。显然,根据布朗和Roshko讨论(15),不同厚度的定义存在,可以探索他们的关系。类似尝试在超临界的背景下飞机在距离调查表明,宽屏的两倍半峰(应用)的拉曼强度径向配置文件通过shadowgraphy相当于厚度值测量。实现这种关系非常巩固的关键结果从两个不同的方法(拉曼与shadowgraphy)。图6显示了增长速度测量使用拉曼数据与那些通过皮影戏图像。

这些结果随后被证实和延长Oschwald Micci [21通过类似的测量技术。例如,它们的应用表明,当两次拉曼概要文件用于径向强度值在15和32岁的结果之间存在良好的协议和那些Chehroudi集团(参见指定为““在图7,“”是指数曲线拟合的数据)。然而,标准的两倍的半最大值宽度并没有完全同意皮影戏在这项研究中由Oschwald和Micci [21(见例确定为”“在图7)。

注意,Oschwald和Micci [21)测量了更大范围的轴向距离,发现标准扩展射程不是万能的。有几个原因不同的趋势可能会观察到不同的距离。这与事实shadowgraphy和喇曼散射方法测量不同的物理性质。拉曼信号被与密度成正比而shadowgraphy敏感梯度密度分布。这样一个独特的测量结果之间的关系两种方法只能适用于一个有限的区域和/或特定的配置。回想一下,上述数据与不同从注射器中获得比率。另一个潜在的原因,因此差异,试图执行中的错误拉曼测量靠近入口的喷射器,密度变化,因此折射率的变化会非常大。

2.4。分形维数的接口

分形是紧密相连的概念自相似性;看到曼德布洛特(22]。任意曲线的分形维数在1和2之间。更多的皱纹和空间曲线,分形维数的值越大。自然曲线,如菜花的轮廓,只自相似的一个狭窄的范围内。分析的目的是测量飞机的分形维数的接口注入室,以查看是否有任何模式被发现。

飞机在不同压力的分形维数包括亚临界、超临界被其他研究人员计算和比较的结果。参考结果取自Sreenivasan和Meneveau [23)分形维度测量的各种湍流气态喷射,混合层,和边界层。这些结果表明分形维数在1.33和1.38之间。此外,分形维紊流水射流(Dimotakis et al。18])和第二风致的液体喷射雾化政权(泰勒和霍伊特[24从高分辨率扫描图片])也进行了计算。

分形维度从上面的参考情况下横线,如图所示8。覆盖在上面的线是离散点指示LN的分形维数₂飞机注入GN₂各室的压力。一看到超临界室压力,分形维数的方法类似于气体湍流飞机的价值和混合层。随着燃烧室压力下降,分形维数也减少。低于0.8的减压,分形维数快速下降值约等于液体喷洒在第二的风致液体射流分裂政权。

详细讨论上述结果也见于Chehroudi et al。25,26]。达成的关键结论Chehroudi集团是分形分析的结果补充和扩展的图像数据获得初始喷射增长率。在超临界压力,飞机有类似动荡的气体喷射的分形维数,在亚临界压力,低温喷射类似液体喷雾剂的分形维数。转变发生在大约相同的燃烧室压力,当过渡的视觉外观和增长率数据图中讨论5发生。这种截然不同的行为子任务和超临界条件下飞机第一次证明了Chehroudi集团以定量的方式使用分形分析。

2.5。测量长度的黑暗深处

之前他们的结果在超临界条件下,Chehroudi et al。25,26]讨论了一些测量(气体和液体)飞机在亚临界条件下设置阶段,并提供一个对比数据。因此有用的总结他们回忆起他们的工作。

根据阿布拉莫维奇14),“潜在核心”的长度在等温密度均轴对称和二维飞机估计大约6到10喷嘴直径;而对于非等温冷喷流注入热环境,它可以达到25喷射器直径取决于喷射温度。

同时,根据Chehroudi et al。27)的“完整的核心”长度液体喷雾类似的用于柴油发动机由方程给出在哪里和分别是液体注入物和室气体密度,是一种有效的喷气出口直径,是一个常数3.3至11。这反映了一个完整的核心长度33 - 110 chamber-to-injectant密度比的喷嘴直径0.01和16.5至55 chamber-to-injectant密度比的直径0.04。这些结果提出了数字9(一个)和9 (b)为了更好的与对LN测量进行比较₂注入两个子任务和超临界GN₂环境。

考虑到经典二束混合层应从喷射器出口和延伸到大约结束的潜在核心(或完整的核心)的飞机,Chehroudi et al。5,10)认为,飞机“黑暗深处”区域中看到自己的形象扮演了类似的角色完整的核心或潜在的核心。图9(一个)显示了黑暗、完整或等速核长度归一化的喷油器孔直径策划与密度比。通过引用图9(一个)Chehroudi et al。5,10)表明,增长率数据,这是早在图1,确实从相应的和适当的初始区域,以确保一个古典混合层的存在。他们强调,只有当一个有效的比较可以(他们)他们的结果和二束之间的混合层在文学。最后,他们发现核心长度波动水平低于超临界条件几次观察到亚临界压力。

补充结果Branam和梅尔(13)也显示在图9 (b)。这些结果确定通过重对数坐标图的中心线的喇曼散射强度来区分不同的流动区域。注意,数据的水平轴9(一个)和9 (b)互为倒数。Branam和梅尔(13)的数据处于或低于下限Chehroudi et al。27(即)模型。,solid curves in Figure9 (b)),提出了基于数据在不同雾化液体喷雾政权。chamber-to-injectant密度比率小于0.1的图9(一个)(或injectant-to-chamber比值大于10的数字9 (b)),看来Chehroudi et al。25,26实验数据如图9(一个)大约1.5到2倍相比的“相关性”Branam和梅尔13)在图9 (b)。

考虑到两组所使用的原始数据来自两个不同的注射器和测量方法,该协议被认为是足够的。然而,进一步的调查是必要的。

2.6。密度和温度场

拉曼散射测量的主要目的是提供定量信息,使喷射密度字段的映射。温度,例如,计算假设应用程序的一个合适的状态方程。为其它Oschwald和Schik径向密度配置文件28归一化的方式。在本节中,中线密度和/或温度资料作为喷射器出口轴向距离的功能平面和自相似性评估进行了讨论。

测试条件选择为了评估的影响的热力学状态注入低温N₂在飞机解体的过程。例如,高于临界压力,比热是有限的但是展品最多在一个特定的温度。在这个点,热扩散率展览一个最小值。三个测试用例都因此调查如图10 ()。在测试用例,最初注入温度都高于临界温度以上的温度比热假定最大价值,而对于测试用例B和C初始注入温度都低于临界值和温度比热的最大值。

数据10 (b)和10 (c)显示规范化中心线的轴向剖面密度和温度被Oschwald收购和Schik28]的燃烧室压力4 MPa(氮的临界压力附近)。注意,密度衰减行为变得慢作为初始注入温度降低。温度剖面,然而,保持平坦,归一化距离(大约25到30。他们表示,发展的中心线温度反映了氮的热物理性质,是特定于地区的比热达到最大值。首次注射温度低于温度比热达到最大值,随着飞机越来越激烈,流体通过一个国家最大的比热。流体的温度可以达到一个值,可以存储大量的热温度没有明显的增加。看来,最大的超临界流体的比热行导致行为类似于液体的沸点。即传热氮并不增加其温度只是扩展了流体(即。,增加其具体体积)。也因为这个原因,图中的虚线10 ()被称为“伪沸腾。”Note that the density of the fluid varies strongly with temperature in this zone. At 6 MPa (数据未显示),最大的比热的影响更明显,pseudo-boiling线明显不如那些见过4 MPa的压力室。如图所示Oschwald和Schik [28),然而,目前下游,观察到分裂的温度和混合超临界流体喷射走近一个值代表一个完全混合喷射,但比飞机慢密度。

密度场的自相似性也被调查Chehroudi et al。20.)和结果呈现在图11。根据Wygnanski和菲德勒29日),一个完全self-preserved速度场的湍流空气喷射应该观察到一个大于40时雷诺数100000点附近。所以等。30.)报道,自我保护值大于20在二进制煤气灯的雷诺数(重新)约4300。虽然似乎存在一些不一致这一标准,一个可以看到均分和超临界压力,密度径向剖面方法相似模型曲线如图11。分歧增加至少亚临界压力的模型是适用的。值得说明的是建模和计算仿真结果由宗庆后et al。31日)也同意Chehroudi喇曼散射的测量。

Chehroudi et al。20.]利用拉曼散射数据确定径向密度的应用概要文件在每个轴向距离喷射器,结果,连同其他调查人员数据,如图所示12。更多信息表中给出了实验条件1。请注意,除了Chehroudi et al。5,25)和Oschwald et al。32),其他所有执行注入气体液体周围气体在亚临界压力(基于注入物临界压力)。同时,应用确定使用的质量分数资料et al。30.)和理查兹和皮特19]。然而,报道应用值,所以et al。30.)使用密度和质量分数资料具有可比性。Chehroudi et al。20.)数据在图12显示了一个越来越大的传播速度和燃烧室压力。数据在超临界条件下()方法的理查兹和皮特19)获得的密度比1.56,尽管这个比例规模远小于Chehroudi et al。20.)数据。结果在更大的距离没有可用的飞机,使一个更全面的对比情况。

理查兹和皮特19)得出的结论是,如果保健运动,以确保流量是免费的浮力和coflow效果,变密度飞机的传播率是独立的初始密度比、速度剖面、湍流程度和符合别人的恒定密度的结果。此外,他们提出了一个介于0.212和0.220之间的斜率线性喷气增长速度方程;参见图12。然而,一个线性最小二乘适合Chehroudi et al。20.)数据斜率为0.102,几乎一半的,理查兹和皮特19]。一个可能的解释这种差异是Chehroudi数据覆盖范围比这更接近喷射器出口平面的理查兹和皮特19),导致降低增长速度值。倾向更高的增长率可以看出如果只有最远的两个数据点被认为是在Chehroudi的数据。然而,一个坚实的结论无法得出基于这两点。也有可能在一些足够高injectant-to-chamber密度比、扩散率普遍性表示由理查兹和皮特分解和一个观察有点迟钝增长率变密度的飞机。一些证据来支持这个职位是由Chehroudi et al。20.]。

2.7。现象学的模型飞机增长率

使用实验数据收集在低温喷射的增长,增长率的现象学模型提出了Chehroudi et al。5,10]在文献中第一次。完整细节的发展方程,发现在这些引用。然而,物理推理激励该模型方程是下面。

由Chehroudi注意到之前的增长率的表达式液体喷雾剂和动荡的飞机有一个非常相似的形式。例如,那个宿舍叫赖茨和Bracco [7)提出,等温的增长率稳定液体喷雾剂可以表示为 第一项在支架数量为零。零项是有意使比较与其他方程Chehroudi et al。5,10)进行了讨论。他们也被称为Papamoschou和Roshko提出的一个方程17为不可压缩),但变密度,动荡的气态喷射: 这些方程的形式的相似性是相当惊人的考虑情况下之间的巨大差异。Chehroudi然后建议两种情况之间的联系。这就是Chehroudi et al。5,10)解释说。

想象一个飞机被注入亚临界压力环境类似的框架4所示图1(或左图像如图2)。显然有滴、韧带和界面“凸起”作证存在表面张力。Chehroudi组织还报道热力学相变条件下的证据。因此,一个适当的特征时间问题(在亚临界,)是“凸起”形成/分离时间(在湍流液体喷射的接口)。这个时间尺度,根据Chehroudi et al。5,10),特征的形成和分离事件凸起的液体喷射随后产生孤立的韧带和滴。然后他们被称为一个建议由曾et al。33这等于时间尺度在湍流液体喷射主要分手,,,液体密度、特征维度的湍流漩涡和表面张力。第二个相关特征时间(亚临界喷射)Chehroudi认为是气化时间()。在这里,估计这次是通过所谓的计算的平方定律球形蒸发等于下降,在那里和分别滴直径和蒸发常数。此外,Chehroudi还提出了一个假说如下:如果上述特征时间(计算出适当的长度尺度)在大小几乎相等,那么接口凸起不能单独作为独立的实体从飞机界面形成韧带和滴。这是因为他们是气化尽快他们渴望被分离。这个条件被定义为gas-jet-like行为的发生。因此,liquid-spray-like之间的过渡和gas-jet-like行为将由发现这些特征点时间大致相等。支持的场景只是解释也是“comb-like”结构在图的中间图像2。

使用上面的物理描述,然后提出了一个模型方程的N次方₂/ N₂系统 在限制和等温方程崩溃,液体喷雾情况。这个方程同意Chehroudi et al。(5,10在亚临界压力实验数据。常数值0.5被用于这一项预测扩散速率高室压力,包括超临界压力。

注入N₂成N₂,特征时间比例,的实验测量,计算膨胀和液滴大小和计算相关的属性。N₂注入其他气体,然而,可靠的信息混合属性界面,特别是表面张力,阻止这样的计算执行;看到Chehroudi et al。5,10]。模型这些情况下,他们进一步假设特征时间比例项是密度比的主导作用;也就是说,。Chehroudi然后由布朗和Roshko(指的是工作15),他们表示,这样的一个假设是合理的。这是因为在低马赫数,没有区分混合层两流有不同的分子量,温度,或可压缩性的影响。测量和计算提供了一个功能”的形状”N₂/ N₂系统中作为情节Chehroudi et al。5,10]。的曲线拟合图生成以下方程: 发现相同的函数,从测量计算N₂/ N₂系统可以在其他情况下,工作只要case-dependent转换是密度比的函数是评估。Chehroudi提出了方程的最终形式 在哪里N₂成N_2, N₂到他,N₂基于“增大化现实”技术。

与实验数据的质量协议是显示在图13。因此没有重大变化在该模型方程的形式,即使是一个极端的注入N等安排₂他气。同样重要的是要表明,扩散角在超临界条件下使用建模和计算机仿真工作,宗庆后和杨34)也同意Chehroudi的方程。

3所示。单一的飞机与外部激励

3.1。外部声场的影响

大量证据积累在过去由于燃烧不稳定的复杂的相互作用的外部声场燃油喷射过程,导致不稳定的发生率在液体火箭发动机。例如,Oefelein和杨35]表明,推力室的near-injector过程通常是更敏感的速度波动平行于注射器的脸比正常。由于这个原因以及其他原因,控制实验,分析和计算研究进行了过去关注的影响声波在气体和液体喷射来自各种喷射器的设计。然而,正如前面指出的,除了少数例外,本文仅限于实验工作的范围涵盖注入超临界条件。

Chehroudi和Talley36)使用piezo-siren设计能产生声波的声功率级(SPL)高达180分贝。这是用于三室压力为1.46,2.48和4.86 MPa(减少压力的0.43、0.73和1.42,分别地)。实验装置包括一个声学驱动器和一个高压室,形成一个空腔共鸣在几个频率。最强的报道在2700和4800赫兹。这个基本的设置也作为他们的许多未来的骨干研究同轴喷油器虽然一些改进数据采集和设备管道。Chehroudi和Talley36)注入LN₂到GN₂在室温下的子任务和超临界室压力。三个不同的流率被认为,上述相互作用的本质是通过高速成像系统使用CCD相机记录。

图14这项研究显示了一些示例结果喷气机的图像显示在两个不同的垂直方向。这些对图像在两个不同的角度拍摄在不同的测试运行,但操作条件尽可能接近对方。每个组合射流图像由一个马赛克的几个图片取自相同的测试运行,但在不同的时间和射流轴向位置。

Chehroudi和统计36)报道,声场狭隘的飞机在波传播的方向,见图14,因此拉伸飞机在垂直于传播方向。他们发现声波的影响飞机结构确实是在亚临界和均分压力强劲,但在超临界压力弱。这是很明显的在图14。他们还观察到外部强加的声场互动强烈注入物流率较低。最弱的效果观察到超临界压力。这表明管理声波之间的耦合机制和飞机可能显著不同的飞机在超临界与亚临界条件下注射。这个观察是重要的,它的影响在本文稍后讨论。

搜索观察到的影响最小的合理理由在超临界室压力,Chehroudi和Talley36)使用前面提到的信息,在超临界压力,unperturbed-jet传播率是一样的不可压缩变密度气体喷射;看到Chehroudi et al。5,10]。出于这个原因,预计一个漩涡的存在与所描述的类似,例如,通过罗克韦尔(37)所产生的横向扰动在外部振荡板固定振幅但不同频率(1000到10000赫兹)。简介罗克韦尔的结论是有用的在这里的讨论的背景下,因此提出了在接下来的两个段落。

一个相对较大的平面喷嘴是由罗克韦尔(设计37)注入水和调查的细节涡的形成及其交互出口附近的区域。振荡频率的影响在自然涡合并分类基于斯特劳哈尔数(,在那里,,是外部强加的激励频率、喷嘴直径和平均喷射速度)与雷诺数(,在那里和注入物密度和粘度)情节,参见图吗15。范围的调查(1860年至10800年),自然分解的飞机(即。,没有外部扰动)观察几个喷嘴宽度。无量纲频率(St_N自然漩涡)被发现与Re数变化(重新)^0.5。四个政权是杰出的基于观察到的外部干扰对涡相互作用的性质。参考政权所对应的自然分解的喷气机。四个政权被命名,在圣数量递减的顺序,“上区,”“保存”,“匹配的激励,”和“强迫融合”制度。这些政权如图的阴谋15并与使用LN Chehroudi值估计的研究₂注入一个GN₂室。

在图的“上区”政权15在激励频率高于自然分解频率(3到4倍),没有观察到的效果。在“保护”制度,核心的喷气流往往被保留紧随其后的是感应的小漩涡,时均流速剖面是缩小,而纵向涡流是降低了(相对于不受干扰的情况下)。当激励频率与自然故障频率(“匹配”政权),作用是加速涡的形成和发展的过程,相对于未扰动情况。同时,横向变形飞机的核心是由于涡增长和聚结。贝克尔的对称射流工作和马萨罗(38),对称环漩涡和最高生产上的扩大飞机发生。这是与漩涡的平面射流情况下双方的飞机是180度的阶段。这个政权合并“保存”政权在更高的数量(10000年~)。在“强制融合”政权(自然飞机故障频率~ 1/3),自然分解漩涡被迫保险丝早期由于大口径应用扰动涡旋的形成。Vaslov和Ginevskiy39)发现,在这个政权的时均速度剖面飞机被扩大。最后,在“低区”政权(频率<自然飞机故障)的1/10,他们形成的涡增长不受影响地区。在极限情况下,然而,当圣趋于零,飞机经历了准恒定偏差的过程。罗克韦尔(37)表示,谬误的平均飞机扩大检测如果时间上测量技术用于下游注射器,但实际上飞机正在应用横向偏转的干扰。

看到的结果Chehroudi和Talley [36)与罗克韦尔(37),他们的超临界数据叠加在情节由罗克韦尔指示不同的政权在前款规定的讨论。图15斯特鲁哈尔数的显示了一个阴谋雷诺数的函数。曲线标记为“匹配的激励”是同一个方程提出的贝克尔和马萨罗(38自然分解的飞机。Chehroudi的研究可以看出,结果超出了地区研究了罗克韦尔(37]。罗克韦尔的结果推断,警告的人物15表明所使用的频率Chehroudi集团预计不会带来明显的大的影响声波在超临界飞机因为他们躺在该地区被罗克韦尔(37)“低区。”No effects of the transverse disturbance on the jet were observed in the studies conducted by Rockwell [37在这个政权如前所述。注意,最低流量情况下研究了Chehroudi的组织图15倾向于进入“强制融合”政权,预计强相互作用。

4所示。同轴喷射没有外部激励

同轴喷射注射器已经用于液体火箭发动机自1940年代以来,在当今的硬件如航天飞机主发动机(SSME);看到Hulka和赫特(40]。火箭发动机等SSME使用液态氧(LOX)和氢(H₂)与液态氧推进剂流经一个内胎(或中心)的同轴喷嘴设计和H₂通过一个外环形区域。内喷射穿过解体过程后,退出注射器,然后在内部和外部之间的剪切层混合流。随后,发生燃烧和放热来生成所需的发动机推力。

经常燃烧过程控制的,或至少密切相关,氧化剂和燃料的飞机解体和混合流。这些过程的某些方面可以安全地和廉价地使用惰性燃料和氧化剂模拟的研究。此外,尝试尽可能多的参数,如传动比、质量流率比,密度比,雷诺兹数(Re),韦伯的数量(我们),和Ohnesorge数量(哦),代表获得相似的价值观在现实引擎。这个扩展练习,尽可能,允许合理的推断和评估不同的喷射器设计之前热火灾条件下被测试。

调查针对增强和注射过程的基本理解和燃烧稳定,尽管理想的执行在操作引擎的情况下,几乎是有问题的和昂贵的原因有很多,包括需要光可全面液体火箭发动机,特殊材料的选择,和光学诊断的局限性。例如,一个单元素noncombusting试验台有尽可能多的真正的低温火箭发动机关键特性,如低温下,超临界温度范围,超临界压力,现实的速度比率,和激活的内部声场测试室,是一个人能获得尽可能实际发动机,但避免表示全面的设置与燃烧相关的并发症。因此,测试平台设计在很多研究中有这样的特点。结合低温液体的N₂和气体N₂(消除混合物临界现象)和N₂/氦(他)系统(更好地模拟液态氧/ H₂注入问题)被认为是在大多数这些研究。

4.1。同轴LN₂/他喷射

纳et al。41]实验调查的影响环境的压力雾化现象从亚临界、超临界压力同轴LN₂/他注入。他们用同轴喷嘴设计的内径低温氮气流和一个环形狭缝宽度的0.2毫米外径2.8毫米的氦。附近的两个例子的流动可视化shadowgraphy喷射器区域如图16。解体机制的变化降低表面张力非常明显。在燃烧室压力低1 MPa在图16(一),液体喷雾形成,而超临界压力的6 MPa在图16(B) gas-like湍流混合光密度和流体。在6 MPa,中心LN的初始温度₂飞机是97 K,而他的关键混合温度/ N₂混合物在这个压力是125.7 K。因此,在混合层在LN之间₂他气,超临界区可能存在。视觉LN的边界₂飞机所示这个数字被认为是该层的温度到达临界混合温度。在这个界面,表面张力的影响力量比剪切力似乎可以忽略不计。

4.2。可视化的液态氮/气态氮同轴喷嘴

戴维斯和Chehroudi [42)用同轴喷嘴设计注入液氮,coflow气态氮的环形区域,作为程序的一部分,以便更好地理解之间的交互的本质声波在低温火箭发动机和液体燃料的气流。在测试设置中,注射进室充满气体氮在超临界温度和不同的压力从子——超级关键条件。然而,呈现前戴维斯和Chehroudi声迫使调查结果,他们提供了大量的新信息在飞机的动力学(没有声激励),特别关注的黑暗深处长度内同轴喷嘴喷射。这是下一个讨论。

戴维斯和Chehroudi [42)认为,在他们的同轴喷嘴设计,或在任何普通,outer-jet流量打了两个关键的角色。首先,它协助inner-jet分手在超临界的亚临界条件和增强的混合情况。第二,因为内部和外射流温度差异,两者之间的热交换,内部和外部的注射器。依据传热行为是由考试喷气温度测量的结果。图17显示了内心的飞机和规范化的内部温度测量在喷射器出口平面绘制与规范化outer-jet质量流率在四个不同的室压力覆盖子,附近和超临界室压力。图18显示了图像显示典型的喷射特性在这些three-chamber减少压力。依据传热的影响如图所示17。例如,在最低的(亚临界)燃烧室压力为1.4 MPa,戴维斯和Chehroudi [42)发现inner-jet exit-plane温度相当环形outer-jet流量的变化不敏感;参见图17。然而,在所有其他压力升高,特别是在超临界,增加inner-jet出口温度测量。

零个或没有outer-jet流量条件下在图17喷射器的环形通道,充满了温暖的氮,因此强烈影响传热不仅内部还在喷射器。明确证据对喷射器内的高传热率显示退出这个流体条件下的温度测量;看到设在在图17。这里,观察高温的影响报道是暖室气体喷射器的环形空间内。因此,指图18,即使没有喷雾(outer-jet)质量流在帧11和21,你只能看到一个短的黑暗深处轴向长度比在其他图像提出了帧13 - 23所示。一个小流colder-than-chamber气态氮的环形通道,虽然可能不会帮助飞机解体,降低了inner-jet出口温度。戴维斯和Chehroudi [42报道称,两个过程(即。,gas-assist liquid atomization and heat transmission) worked in such a way that the net effect was an apparent longer dark core in most cases. For example, compare the images in column one and two (from the left) in the last two rows as shown in Figure18。

显然,飞机在不同outer-jet表现不同的质量流率。考虑到outer-jet质量流率作为一种雾化气体,从而加速破裂机制,当外射流的质量流率略有增加(~ 487毫克/ s,第三帧,图18),内部的飞机开始分解为相对较大的液滴和韧带造成其与雾化outer-jet交互流。outer-jet流量进一步增加时,细水滴和韧带的报道形成内部喷射液体,和更多的质量从完整的核心是转化成水滴和韧带。这因此产生更短和更少的黑暗的核心内心的飞机。此外,随着外部流量的增加,传热从外部喷射注射器外的内一个加剧,因此降低了平均密度的核心喷射器近场区域。在亚临界条件下,戴维斯和Chehroudi [42)报道,这内在的综合outer-jet-assisted雾化喷射和传热过程创建了一个黑暗的核心区域更容易受到外部荷载。

4.3。密度测量同轴LN₂/ GH₂飞机

尽管使用液体N的拉曼散射很简单₂注入气体N₂在N的混合物₂和H₂拉曼信号的N₂和H₂两个不同波长的产生。因此,原则上,利用适当的过滤技术,信号从物种可以独立分析和部分可以确定每个物种的密度。

这种诊断方法已被用于调查的雾化和混合同轴LN₂/小时₂注射压力这是超临界对纯氮的临界压力的飞机;看到Oschwald et al。32]。在所有的测试中,流体被注入流道满N₂在附近的大气温度和4 MPa的压力()。结果从一个同轴LN₂/小时₂注入如图19(b),并与单喷嘴情况呈现在图19(一个)。测量密度的积极的减少的值被报道是由于折射激光密度梯度现有的经验的结果₂/ LN₂接口。类似的径向配置文件也已获得了一系列的轴向距离喷射器。基于这些数据,二维重建物种的分布规律对于H₂和N₂。D4的测试用例中描述的图19,这样的分布与H₂如图20.。

氮的最大径向密度分布在每个轴向距离绘制是一个函数的归一化距离(从注射器);看到Oschwald et al。32]。这是用于确定LN注入的演变过程₂射流下游的注射器,以及评估H之间的混合效果₂和N₂物种。而测试用例没有H₂coflow, coflow的存在降低了测量氮密度更快从最初注入值附近的喷射器出口地区,高原的价值远场背景水平。的值在这个高原发生被解释为代表一个完整的飞机的背景的混合气体。

这是所示Oschwald et al。32),当喷射器出口inner-jet温度高于pseudoboiling温度,它有一个短衰减距离()比最初喷射注射温度低于它。在这两种情况下,注入氮气在超临界压力。他们还报告说,上面的氮内喷射pseudoboiling温度展出gas-like密度;而低于这个温度它拥有液状物密度值。有趣的是,他们的数据表明,高H的效果₂速度被发现不是这么明显影响最初的N₂密度。

4.4。传播角度和核心长度测量

两个重要的,和更少的难以衡量,几何特征的同轴喷油器的扩散角内和外喷射和黑暗的核心的长度的射流注入。他们很容易通过高速shadowgraphy方法决定的。黑暗的核心的长度和传播角度提供良好的措施混合同轴喷油器的喷流的特征。

混合推进剂流,如果不控制,至少是燃烧过程密切相关。一阶近似,混合过程的一个测量的长度内喷射的液体和/或黑暗的核心,这已被许多研究人员进行了广泛的研究。详细信息请参阅戴维斯和Chehroudi [43]。实验铁芯长度相关性,半经验的理论,和其他数据剪切同轴喷嘴研究涉及核心长度被戴维斯和Chehroudi[胜任地总结42]。他们的相关性和半经验的理论回顾许多表示依赖关系的核心长度等参数outer-jet-to-inner-jet速度比(),outer-jet-to-inner-jet动量通量比(),密度比(),雷诺兹(重新)数量,韦伯的数量(我们)。一个困难戴维斯和Chehroudi报道和应用这些关系在超临界压力的预测核心长度非常小或零级。这是因为方程中的参数之一是(我们)和表面张力大大减弱或消失。克服困难的核心长度预测与大数量(我们),一组研究人员,建议可以用来描述的扩展核心长度shear-coaxial喷油器和不需要包含(我们)数量是否足够高;看到戴维斯和Chehroudi [42,43详情)。

但在前进之前,应该提到,混乱中确实存在文学特别是模糊的定义来描述核心长度。potential-cone等速核条款,完整的长度,intact-liquid长度、和破裂长度都使用不同的测量技术。清晰,从数据中删除任何可能的歧义,黑暗深处的长度定义为喷射器出口区域之间的连接黑暗的流体区域的第一个突破核心所定义的一种自适应阈值过程;看到戴维斯(44]或戴维斯和Chehroudi [42为更多的细节。

一块黑暗深处的同轴喷嘴长度值衡量戴维斯和Chehroudi [43,44)和动量通量的比例如图21。他们使用液态氮(内飞机)和气态氮(外环形射流)注入室充满气体氮在不同压力生成子超临界值。室的温度总是在超临界的价值。明确区分亚临界黑暗深处的长度(钻石符号),这个长度的均分和超临界室压力如图21。亚临界数据显示长度较长,在超临界压力对于一个给定的动量通量的比例。戴维斯和Chehroudi表明均分和超临界压力条件下产生了一个单相同轴射流的外观尽管液氮注入通过同轴射流的内胎。记得早些时候的单喷嘴部分本文Chehroudi和他的同事(5,10,26]还发现two-phase-appearing飞机完全是观察到亚临界压力。超临界室压力,然而,在传播速度和分形维数的值是相同的气体喷射注入气体的环境中(即。、单相);即这些超临界单一的飞机可以被视为可变密度,单相,气态的飞机。这一结论提出了早些时候的单喷嘴喷射是戴维斯和Chehroudi [43,44还显示是主要有效时同轴喷射注射器的黑暗深处长度的观察。证据支持这样的行为提出了同轴喷油器在接下来的几个段落。

图中的虚线21最小二乘曲线拟合的亚临界数据,而虚线是类似的适合均分和超临界数据。表示的方程在这个图从戴维斯和Chehroudi42,43),single-phase-appearing(即。,在near-critical and supercritical pressures) data has a依赖动量通量的比例。不过,他们表示,two-phase-appearing亚临界数据有一个较弱的依赖,,比单相黑暗深处的长度接近超临界室压力。其他定量差异亚临界和超临界病例报告。他们还报告说形式的依赖参数在附近,超临界压力下不仅有效气气shear-coaxial飞机,但也为单相(气气或液-液)shear-coaxial喷气机。

图22是由戴维斯和Chehroudi [42,43)针对综合比较LN的黑暗深处的长度测量₂/ GN₂与所有其他同类文献中出现的单相和两相数据的等速核长度,intact-core长度和解体的长度。这个独特的人物代表所有相关数据在文献中关于核心长度横跨5数量级动量通量的比例。他们也注意到接近零,达到一个极限定义单个圆射流配置因为outer-jet速度变成了零。从图所示的信息22,似乎,数据点收敛和方法的核心长度范围预计单轮飞机报道Chehroudi et al。27)和Oschwald et al。45]。单相数据被他人(即。,injectants and chamber content all are in one phase, either all gaseous or all liquids) along with the Davis and Chehroudi’s LN₂/ GN₂超临界结果如图22遵循一个接近的依赖 ,不断在5和12之间。这些信息结合的明确分离两相数据,包括亚临界核心长度数据如图22,本质上表明一个两阶段的行为在亚临界和超临界压力室的单相一致。

尽管尽了最大努力了其他研究者使用最相关的数据,一些缺点被报道。例如,在在图22,实验Favre-Marinet Camano Shettini [46)表现出循环泡沫的核心,因此核心长度减少这图中所描绘的一样。的两相同轴喷射注射器用来生产厄罗古鲁et al。47)和Englebert et al。48]显然更大outer-jet缺口宽度比是典型的火箭喷射器。此外,厄罗古鲁的装置等。47在法拉格́和Chigier[],报告49),没有产生完全湍流内喷射到。戴维斯和Chehroudi [42,43)解释说,缺乏充分的湍流内喷射注射器和shear-coaxial之间的显著差异的用于火箭可能的原因的核心长度来衡量厄罗古鲁et al。47短于那些观察到他们的工作。Englebert et al。48)报道,核心长度比例。伍德沃德的两阶段核心长度(50)水的碘化钾溶液与氦,然而,听从几乎亚临界数据点的趋势(即,)。考虑到动量通量率接近或高于10的重要性对液体火箭发动机(LRE),戴维斯和Chehroudi [42,43)表示,亚临界(阶段)情况下的数据是唯一报道社区的信息。

Outer-to-inner喷射速度比,一直shear-coaxial喷油器的设计参数,特别是作为一个标准,确保稳定运行的液体火箭发动机(LRE)。液态氧/ H₂引擎,设计经验法则一直保持速度比大于10为了维持稳定的引擎操作,所讨论的Hulka和赫特40]。虽然这种稳定性判据提出了实验数据,提供了物理解释。与此相关的是燃烧不稳定性的方法评价LRE,称为温度增加。的温度增加了H₂/ O₂LRE是通过降低H的温度₂(外同轴喷嘴的喷射),同时保持它的质量流率在一个常数值。H越低₂温度检测到出现燃烧不稳定时,更广泛的特定LRE的稳定裕度。温度增加和影响速度比有关。这是因为降低H的结果之一₂温度恒定质量流率的增加密度,因此,降低注射速度值。戴维斯和Chehroudi [42,43]所以调查的影响速度比nonreacting LN₂/ GN₂同轴喷射,希望结果可能对传动比的影响观察发射生产引擎。这是下一个解释。

以确定的影响(GN outer-jet温度₂在戴维斯和Chehroudi对同轴射流的工作),戴维斯和Chehroudi [42,43]研究两个名义~ 190 K ~ 140 K的温度,称为“高”和“低”,分别。认识到黑暗深处的长度是一个动态的数量,其基本特征所需测量的平均长度和均方根(RMS)的波动。平均黑暗深处的长度被测量和数据所示23日(一)和(24日)作为子任务的速度比的函数,附近和超临界室压力。RMS的黑暗深处长度的变化也是如图23日(b)和24 (b)。请注意,数据23和24现在结果的条件下,当外部声场开启和关闭的“高”和“低”outer-jet温度。然而,重要的是要强调,在这一节中只有结果声场时关掉了,推迟外部强加的声场的影响本文的下一部分。

明显的数据23日(一)和(24日)是黑暗的核心的长度会随着燃烧室压力增加子-超临界条件。黑暗的核心提供了一个指示高密度区域的流动。在给定固定室压力,增加,黑暗的核心的长度减少,接近一个常数值。量的有效值黑暗深处长度波动,如图23日(b)和24 (b)表现出类似的趋势,那些看到的平均价值,也就是说,在附近和超临界室压力大幅下降。

众所周知,液体燃料火箭,雾化和解体过程,推进剂喷气机之间的相互作用,液滴的形成,和蒸发都受到压力,尤其是速度波动。对于任何化学反应系统,预计,某些但不同程度,能量释放的速度敏感温度变化的速度,密度、压力,而且,当然,特别是混合比例。然后直观的联系,在某种形式的有效值黑暗深处长度波动混合比例变化。另一方面,较低的均方根值可以被解释为同轴射流的“固有的稳定性”(或外部刺激不敏感),反之亦然。检查数据23日(b)和24 (b)清楚地表明,这个属性是大幅减少的速度比增加。虽然这些结果为一个注射器(即。,no interinjector interaction), Davis and Chehroudi [42,43)提出了这些nonreacting结果之间的联系和产品引擎燃烧不稳定性观察到低速度比率。他们表示,“然后很可能观察到的改善燃烧稳定性更高速度的值比飞机无法生成的结果大质量流率波动在这些条件下,从而削弱自激过程的一个关键反馈机制。”

正如前面指出的,温度的增加练习液态氧/ H的稳定性等级₂引擎,outer-jet氢的质量流率维持在一个恒定值。戴维斯和Chehroudi [42,43)也试图提供一个温度增加和他们的实验数据之间的链接。他们说,温度的H₂在增加一集有所下降,H₂变得更加致密,降低了喷射器速度比在一个恒定的质量流率。RMS阴谋如图23日(b)和24 (b)表明下降这样的比例放大飞机的固有的不稳定(即。,higher RMS values), providing a possible explanation for the engine’s eventual arrival into an unstable zone as a temperature ramping test proceeds.

对同轴射流的扩散角或增长率,图25早些时候报道了实验测量是一个编译Chehroudi et al。5,10单一飞机连同那些新近从同轴喷嘴和其他数据。总射流发散角的正切值绘制对chamber-to-injectant(对于单飞机)或chamber-to-inner-jet(同轴喷射)密度比。单一的数据由Chehroudi飞机在同一设施,()的传奇。注意,还有一些理论表达式提出了图进行比较。同轴喷射数据遵循的方向箭头,燃烧室压力从子-接近和超临界状态。有趣的是,同轴喷射在亚临界条件的数据符合经典的不可压缩变密度剪切层(Dimotakis”理论)也观察到的是什么单喷射,但在超临界室压力。这表明,在这样的条件下外喷射Chehroudi同轴喷射器的生长类似变密度气体喷射。同轴数据,虽然几乎保持在一个恒定值,离开其余的在这个图室压力提高对超临界状态。

5。同轴射流与外部激励

冷流研究调查声波之间的相互作用与单喷嘴喷油器最近扩展到包括同轴喷油器由Chehroudi et al。51],戴维斯和Chehroudi [42和瓦等。52]。他们的目标是描述同轴射流的反应和理解nonreacting喷射器结果如何与历史液体火箭发动机燃烧不稳定性数据。因为它将显示在接下来的几个段落,上述观察单喷嘴与外部强加的声波在亚临界压力比在超临界压力似乎仍普遍适用于coaxial-jet喷射器,尽管一些质量流率和初始温度的影响。Chehroudi集团继续努力为了更好的了解各种参数控制的耦合机制。

图26,由戴维斯和Chehroudi [42连续10],显示了一个示例图像在子——从顶部(行1和2),近3和4(行),和超临界(行5和6)室压力LN₂/ GN₂同轴喷嘴。行一,三,五个声学驱动器时,其余的在~ 3 kHz时激活。飞机的演变在时间这个图从左到右和帧之间的时间间隔大约是55.6μ飞机的年代。在所有图片的存在黑暗的中部地区。仔细检查后,许多不同的放大图像,戴维斯和Chehroudi [42)报道,黑暗的核心在镇定的亚临界压力(图25第一行)可以近似为一个cylinder-like结构不稳定的表面波的振幅较低。然而,当他们增加了燃烧室压力附近和超临界压力(三到五行),黑暗深处的长度更短(正如前面指出的)和结构改为圆锥形喷嘴出口附近区域。黑暗的锥形结构核心报道之前为单相同轴喷射Lasheras和Hopfinger53),但不是在超临界条件。

兴奋的飞机声司机产生了明显不同的行为黑暗的核心而镇定的。最强的效果观察在亚临界压力和明确表示在图26。注意,听觉上的方向诱导速度振荡是水平(左和右)在图像呈现在图26。看到,飞机的核心形式大规模正弦结构由于速度场振荡。从他们获得的电影,戴维斯和Chehroudi [42,43解释一个占主导地位的模式也显示在图26。他们说,当一块流体离开喷射器,声诱发运动的势头引起了横向位移推到高速环形射流的核心区域。然后从核心密度流体经历了轴向方向的加速度,这是由高速环形射流运动引起的。在声场的逆转,密集的液体,这是最初的核心,但现在高速环形流,似乎保持它的横向分量的势头在离开喷嘴,因此密度流体粒子并没有改变它的方向。稠密流体包裹然后放缓(轴向和横向方向),抵达外射流之间的剪切层和室流体更远的下游,在“cusp-shaped”结构形成的稠密流体源自飞机的核心。随后的混合和传热从outer-jet inner-jet核心流体最终导致流体包裹的outer-jet液体。

数据23日(一)和(24日)也显示outer-jet-to-inner-jet速度的影响比()意味着黑暗深处在三个不同长度室压力,但外部强加的声激励下。平均来说,当黑暗的核心感觉施加外部声场,其长度小于或等于,声学驱动器时关机。均分和超临界室压力,作为黑暗的长度增加,区别核心,衡量和没有声场,减少。一个截然不同的功能块的数据23日(b)和24 (b)是,在任何给定的传动比,RMS的核心在亚临界条件下波动远远高于附近,特别是超临界条件。同样重要的是,这句话是真的有或没有外部强加的声激励领域。使用戴维斯和Chehroudi [42,43RMS)的解释,似乎飞机在超临界条件下更固有的不敏感他们的环境,即使施加一个声场。这里的另一个重要功能是这个RMS的大小波动大幅下降的情况下,更多的亚临界情况下,当速度比增加。这些独特的含义和重要的观察在液体火箭发动机燃烧不稳定性在撰写本文后面提供。

罗德里格斯et al。54)发起了一系列的实验来分析横向的影响声波相位变化的大小inner-jet黑暗深处的长度。选择同轴射流被暴露在不同的声学条件通过不同阶段两个声学源之间面临彼此当飞机位于两个来源之间的中点,在高压舱内。同轴射流被暴露在亚临界和均分压力环境。测量进行背光图像获得的同轴射流的高速摄像机。outer-jet-to-inner-jet动量通量的比例是不同的从1到20次临界条件和从0.6到5均分的条件。系统的共振频率大约是3千赫和最大压力变化对总压强是3%。图27显示了他们的研究成果的总结。减少这个数字提出了最大黑暗深处长度之间的情况下没有外部音响和,在所有阶段的声学的角度,每一个规范化的核心长度没有音响,然后绘制的函数(动量通量的比例)。分析这个数据显示减少这个长度与内部声激励动量通量比()介于1和5室压力,除了在亚临界扩展10的价值。声波的影响较低或更高值没有显著影响行为的黑暗深处的长度。

罗德里格斯(55]还研究了影响喷射器的几何,特别是飞机上的光柱壁厚的影响及其与声场的交互行为。新的喷射器设计被认为是薄光柱壁厚值,因此产生了一种内在的飞机更大直径比原来的一个用于早期的研究。最高的黑暗深处长度减少测试新的同轴喷射器几何发生在温和值支持类似的证据得到与原喷油器拥有一个更大的上下楼壁厚。新的喷射器的结果还表明,对于一个给定的outer-to-inner喷射动量通量比,黑暗中核心的归一化值长度之间的亚临界和nearcritical例同意相当不错。

6。撞击飞机

作者最好的知识,只有一个撞击飞机数据集报道两个子任务和超临界条件下;看到Chehroudi [56]。然而,这项研究由安德森et al。57)就是一个例子在高压亚临界室条件相关的讨论在本节中。

数据28和29日从安德森et al。(57研究显示测量数据单分拆长度在一个双重冲击射流喷射器设计谋害injector-hole-diameter ()-to-injection-velocity ()的比率,。的也被称为比例稳定参数。这是因为火箭发动机稳定地区的依赖(使用这种类型的喷射器的设计)比率。长度之间的巨大差异表拆分为不同压力、不同impinging-jet包括角度()在低的稳定参数值在图29日。例如,图29日强烈建议更高的灵敏度的注射器通过增加减少了吗(注入速度)值。这只是推断的放大尺寸散射边界在任何给定的压力和对压力变化的敏感性较低值。虽然严格来说它应该有一个频率响应(振幅和相位)测量,Chehroudi [56解释这些结果表明喷射器过敏症在这种情况下。在给定压力或夹角数据分散带如图28和29日也是最大的低吗值,又一直暗示/混乱的动态行为,更不稳定。

黑暗深处的变化(分手)长度也被报道在图30.由Chehroudi [56),显示逐步增加燃烧室压力到液氮注入超临界条件气态氮环境没有外部强加的声场。长preimpingement沿着飞机预计由于长度见过约100这是有意设计成孔出口平面获得充分发展的条件以及突出的影响燃烧室压力冲击的性质。显然,缩短黑暗的核心实现降低(喷油器孔)LRE中使用的值。不仅是观察到的黑暗深处长度减少每个飞机当接近超临界压力(如预期的一样,之前),但飞机在此过程中也变稠。显然每个飞机正在经历一个非常相似的进程的上下文中前面讨论单喷射的讨论。然而,有重要意义的结果这样的解剖学变化在一个撞击注射器将简要讨论在本文的最后一部分。

除了这些结果,作者不知道有任何出版撞击射流在超临界室条件下数据的相关性。情况更糟的是,因为没有系统的调查或结果是可用的外部激励的影响(对声场)impinging-jet喷油器。

7所示。对燃烧不稳定

这里介绍的回顾最近的研究,很明显,我们对飞机的了解行为在超临界和超临界条件下大大提高了在过去20年里主要是由于开创性实验研究了这里。计算机模拟也贡献了大量的理解和设计过程,但不是这个简短的审查的范围内。虽然实验结果已经非常有价值的提供基于物理模拟和计算的改善努力,这些结果对制定“的含义一个大通过协同效应”,并努力构建这样一个形象在这些信息需要,才刚刚开始。这方面的一个相关的草图大图片这位作者知道,试图通过Chehroudi [56]。在他的作品中,他努力收集实验信息和提供一个令人信服的论点链接nonreacting冷变形的研究(在测试平台)解雇了低端发动机信息和什么发生在生产发动机的燃烧不稳定。当然,作为科学发现的历史证明了,这样的努力大多是在自然进化,虽然他们方法充分理解,在每一步采取不完整。不过,他们是重要的为了不断提高“素描”,希望很快收敛到一条色彩鲜艳的大图片。因此,在本节中,通过Chehroudi [56公布在这样一个背景下总结给出了一个样本的一个重要尝试解决这个问题通过放置块拼图。但是在这样做之前,一个简洁的描述提供的液体火箭发动机燃烧不稳定性是为Chehroudi提供一个上下文和足够的背景的工作。

声燃烧不稳定一直是液体火箭发动机中最复杂的现象之一,因此很难完全理解,控制和预测尤其是大功率火箭的设计。困难来自燃烧振荡的出现与迅速增加和大压力振幅。这导致当地倦怠的燃烧室壁和喷射器板块是通过极端的传热率引起的高频压力和气体速度波动;看到Harrje和里尔登(58和杨和安德森59]。人们认为共振声模式的推力室,其中横向模式是最麻烦,通过提供的能量燃烧感到兴奋。放大过程中被认为包括一个反馈信息从声场注射器或near-injector现象进而倾向于加强combustion-to-acoustic-field能量传递过程。

这个能量传递推理是广为引用的瑞利勋爵(一般原则60]。本质上,他做了一个逐步论点,指出燃烧热释放之间的交互和声场是最强的如果热添加在一个空间的范围时,声波振幅是最高的。尽管这一观点被有用的理解一个大局的一部分,过去调查收集的证据认为燃烧不稳定的复杂的相互作用的外部声场燃油喷射或near-injector流程作为一个反馈机制,从而导致火箭发动机的不稳定的发生率。见,例如,Heidemann和Groeneweg [61年),安德森et al。57),和Hulka赫特(40]。由于这些和其他原因,控制研究已经进行了探讨声波在气体和液体喷射的影响从不同的喷射孔的设计。一系列的调查集中在从喷射系统中干扰引起的。他们认为声学领域的影响在很多现象,比如流结构,涡配对,剪切层的初始区域增长率喷气(例如,看到一个简短的评论文章Kiwata et al。62年])。更多相关工作报告这里有一些报告和文章的气态和(尤其是)液体喷射的影响下外部(横向和纵向)声学领域。高压超临界条件下的实验工作已经在这里了。可以找到更多的信息在这和其他人在Chehroudi和统计39和戴维斯和Chehroudi42,43]。

在戴维斯和Chehroudi [63年,64年)实验工作在子任务和低温无火灾同轴喷嘴超临界压力,他们提供了一个合理的解释为什么在温度增加稳定性评级练习一个引擎变得不稳定。在这样的测试中,这通常是在液态氧/小时进行₂低温液体火箭发动机(LRE),他们建议逐步减少推进剂(H₂)温度降低了outer-to-inner剪切同轴喷油器的喷射速度比率,因此推动引擎到一个不稳定的操作区。正如前面指出的,这速度比被发现是一个关键参数定义发动机的稳定性;看到Hulka和赫特(40]。但这个速度比飞机本身以及如何连接不稳定燃烧发生在第二段解释道。此外,在Chehroudi的工作,一个外部强加的声场是用来模拟实际引擎交互的某些关键方面,结果表明,在亚临界条件下,均方根(RMS)波动的黑暗深处长度值远高于那些在均分和超临界条件的4到6倍速度比率;参见图23日(b)和24 (b)。也,outer-to-inner喷射速度比率下降,RMS值从1 - 2增加到值约为7 - 8 inner-jet孔直径在亚临界压力。

Chehroudi [56)解释的RMS浓密的黑暗的核心质量波动一阶近似的反映;与此相结合的测量的核心主导振荡频率符合实施声场的共振频率模式,然后他建议连接火箭燃烧不稳定性可以通过考试获得这些数据的均方根黑暗深处长度波动。减少在黑暗深处长度波动水平(量化通过RMS)被解释为减少内在敏感性的飞机。Chehroudi [56)然后在黑暗深处的长度表示的可能性减少波动水平可能会削弱自激过程的一个关键反馈机制被认为驱动低温LRE燃烧不稳定。这是作为一个可能的解释的燃烧稳定性的改进经验在生产引擎在高outer-to-inner喷射速度比率(参见图23和24)。温度增加的影响与对outer-to-inner速度比率的影响,因此也解释道。更多细节可以在戴维斯和Chehroudi [63年,64年戴维斯],[44),别名et al。65年]。换句话说,黑暗深处的动态行为,特别是它的轴向长度,被认为是Chehroudi [56]为同轴喷射注射器是罪魁祸首。

Chehroudi [56)然后比较他的一些结果(从nonreacting测试平台)与在单个元素发射的火箭引擎,并演示了结果的一致性与黑暗深处动力学。例如,他指出,衡量意味着完整或黑暗深处长度SSME-like动量通量比率,伍德沃德et al。66年)在一个- - - - - -解雇了单元素火箭发动机同意戴维斯和Chehroudi的(63年,64年]nonreacting情况。此外,Chehroudi [56)被称为黑暗深处的存在长度波动伍德沃德等报道。66年]。他还指出在最近的一次工作由杨et al。67年在他们执行测试解雇了单元素火箭配备了同轴液态氧/ CH₄注射器。黑暗的核心长度的测量表明越来越趋势水平的波动outer-to-inner速度比减少时,振动光谱显示更多的高频核心内容在射流振荡速度比率较低。最后,Chehroudi [56),指的是史密斯的工作等。68年]在subcritical-to-supercritical清洁工被仔细地进行解雇了火箭发动机,显示非常低的均方根值附近的黑暗深处的长度,在亚临界和超临界条件和高RMS值压力,测量了戴维斯和Chehroudi [63年,64年在他们的nonreacting实验装置,是一致的解雇了发动机实验观察由史密斯et al。68年]。因此,史密斯et al。68年]报道不稳定燃烧行为在亚临界压力高核心不稳定与戴维斯和Chehroudi有效值在亚临界条件下,当时解释为条件导致高度“敏感”的黑暗深处周边动态响应。简而言之,Chehroudi表示,这些结果在这种解雇引擎与戴维斯和Chehroudi一致(63年,64年上面引用的结论。

利用观察到的一些重要发现冷nonreacting飞机符合内部氧化物发射火箭引擎,所有使用同轴喷油器,Chehroudi [56]然后试图使用这些,尤其是单喷嘴的信息提供一个令人信服的论点在解决燃烧不稳定性在发动机使用impinging-jet喷射器的设计。而RMS核心波动是一个关键因素的同轴喷嘴,Chehroudi [56]提出的均值和RMS黑暗核心波动在每个喷射impinging-jet喷射器的关键参数。

在发动机方面,Chehroudi [56)使用的信息,当所谓的稳定参数()是减少在生产引擎拥有impinging-jet喷油器,燃烧不稳定在某一时刻出现在这个变化。这stable-to-unstable过渡边界详细讨论了安德森et al。57),被称为休伊特相关性。提供一个可能的解释,Chehroudi [56]不得不提出一个假说(解释说在接下来的段落),虽然直观地接受,需要进一步验证。然而,他通过使用数据从impinging-jet喷射器设计从单一生产发动机和黑暗深处的长度测量飞机报道(图9),能够提供一些初始支持假说。接下来,假设本身和他的一些支持信息解释道。

例如,Chehroudi [56)表明,减少(稳定参数)的变化或导致的缩短意味着黑暗深处(或分拆)长度为每个喷射撞击射流喷射器。然后他说,很有可能那些在一个引擎减少,意味着黑暗核心长度达到一个临界值(),一个直观的预计固有的高灵敏度高(RMS)impinging-jet注射器”系统”对其环境的声场。在这里,Chehroudi [56]假设休伊特stable-to-unstable过渡点(或线),通常观察到 降低,是在或接近条件的洞出口平面的距离撞击点(即撞击喷射器。,pre-impingement长度)达到一个临界值(),创建一个情况有点类似于图所示31日。此图所示的装置被认为是对环境最敏感的声场。Chehroudi [56)也表明情况如图31日很容易发生在生产发动机的推力室在操作过程中考虑这些引擎的典型碰撞射流喷射器的几何尺寸。他还提供了实验证据,安德森et al。57)(图28和29日)从测试nonreacting撞击飞机在室压力升高表明高水平的敏感性的安排如图31日。

考虑什么讨论了同轴喷射注射器,假设Chehroudi提议的一个含义是,一个撞击射流喷射器引擎应该更稳定在足够高的压力,如超临界条件。这不仅是因为RMS的核心长度波动大幅下降(见图23日(b)和24 (b)),但也充分核心的长度可能会短于pre-impingement长度取决于撞击滤尘器的几何尺寸。黑暗深处的变化(分手)长度也可以推断出图的检查30.,显示逐步增加燃烧室压力超临界条件液氮注入气体氮环境没有外部强加的声场。长pre-impingement沿着飞机预计由于长度见过约100这是有意设计成孔出口平面获得充分发展的条件以及突出的影响燃烧室压力冲击的性质。显然,缩短黑暗的核心实现降低(喷油器孔)LRE中使用的值。不仅每个喷射的黑暗核心长度减少当超临界压力接近(之前和预期),但飞机也变厚。预计该除尘器通过图中描述的情况31日由于燃烧室压力增加。过敏症是预期条件根据Chehroudi的假设。逐步增加燃烧室压力超出这一点足够厚的每个喷射和缩短了黑暗深处长度的情况两个黑暗深处的长度短于preimpingement距离和gas-like飞机撞击另一个gas-like喷射与扩大截面区域。根据Chehroudi的假设和考虑到黑暗的核心是低得多的RMS超临界与亚临界条件下,一种更健壮的(针对和混合)和撞击飞机太敏感系统预计将在超临界室压力。然而,它是可能的动态行为潜在的核心有点相似但较弱的作用下后者gas-like条件。

Chehroudi的56尝试应该被认为是第一步,但很重要,对建设“大图片“通过连杆的越来越多的实验信息可用。本质上他能够连接的信息从nonreacting测试平台,解雇内部氧化物引擎,和生产引擎提供一个初始草图。提出的素描Chehroudi [56)的优点、简单性和美丽,识别可能存在的薄弱环节的燃烧稳定性评估无论喷射器的设计至少在两个受欢迎的低温冲击和同轴案例描述。多,当然,仍有待调查,其中的历史数据的仔细检查动态特性黑暗深处(或解体)的长度和宽度的圆形喷流形成的撞击喷射器推进剂的兴趣和现实推力室条件下(这是相当罕见的或不存在的)关键价值的进一步证实,出现不稳定时,达到检测到在一个引擎。此外,动态描述每个喷射成形喷油器撞击和两个飞机相遇时,存在一个外部强加的声场,是非常可取的评估敏感性的黑暗深处或解体的射流长度相关设计和操作变量。

8。结论

很明显从这个相对较短的和有针对性的复习,一直在学习飞机解体和相关过程在低温液体推进剂注入高压超临界条件在过去的二十年。在寻求理解同轴喷射注射器中使用H₂/ O₂低温液体火箭发动机系统的研究工作已经启动,考虑一个符合逻辑的进程,从单一的射流注入静止环境中这样的气流在外部强加的声场和同轴喷油器和声学迫使所有nonreacting条件下。

现在清楚的是,逐步降低表面张力的影响,随着环境压力的方法注入物的临界压力从亚临界和超超临界条件下,抑制经典液体分手放/韧带形成过程和gas-like飞机行为出现以上注入物的临界压力。也表明,定量,首次Chehroudi集团的单一液体喷射注入超临界压力和温度的行为类似于在视觉增长率变密度不可压缩的气流。这些单一的gas-like自然飞机在这种情况下也被证明通过分形分析的注入喷射边界。基于物理参数和可视化,一个有效的模型,而且是唯一一个知道这个作者,对这种飞机的增长率Chehroudi提出一个模型,模拟实验数据很好从子——超临界室压力和不同的液体。

视觉测量长度尺度显示符合泰勒微尺度。拉曼散射测量的密度进行了概要文件和增长率。基于这些信息,相同的射流参数之间的关系来衡量shadowgraphy和拉曼散射。在径向密度轮廓相似行为证明了附近,超临界gas-like外观出现时单一的飞机。飞机增长率在超临界压力下,确定密度资料,显示趋势收敛与外推为气体喷射器出口附近的飞机,飞机。拉曼数据显示存在的温度估计pseudo-boiling行为时的注入温度低于pseudo-boiling行fluid-specific热变得非常大(数学无穷)。当注入液体具有温度低于pseudo-boiling行升温下超临界室压力,最终达到这条线,那时的大部分热量被吸收液体的比热大价值,因此表现出pseudo-boiling行为。

黑暗深处的长度动态低温单喷射注入两个子任务和超临界条件下测量和比较与液体燃料的喷雾和单相飞机。在亚临界条件下,大波动的长度比超临界室压力下被报道。调查的反应单一飞机外部强加的声波表示灵敏度高的飞机在亚临界压力从而大幅降低超临界压力。这样一个缺乏响应或飞机固有的不敏感性在超临界压力解释通过比较提取相似的研究结果进行单相(液体和气体)飞机。

Coaxial-jet研究显示存在的一个黑暗的核心来自中央孔出口截面面积,类似于单喷嘴情况,但对于同轴包围外喷气推进的缓冲液体雾化混合在亚临界和超临界压力。黑暗的核心接口认为气态喷射再次在超临界条件下的外观类似于观察单喷嘴是什么情况。然而,延迟在这样一个过渡的可能性存在的溶解度取决于内在的飞机和混合的关键条件。

意味着黑暗深处的长度测量同轴注射器没有外部强加的声场表现出双重特征行为取决于它经历了亚临界或超临界室压力。结果LN₂注入GN₂比较大量的相关案件从单相气体和液体流动的两相流动,发现黑暗深处长度尺度与outer-to-inner喷射动量通量比−0.2的力量,对亚临界,−0.5超临界压力。有趣的是,outer-to-inner喷射动量通量的比例趋于零(即。,turning into a single jet), the dark-core length approaches values corresponding to the single-jet measurements. The growth rate for the coaxial jets, as measured by the visual spreading angle of the outer (GN₂)飞机,同意与超临界压力测量单一飞机然后拒绝作为一个接近超临界压力低于这个值。

外部声音的影响迫使对同轴射流视为最高的亚临界压力,类似于单喷射和大幅下降,当达到临界和超临界室压力。增加outer-to-inner射流速度比的影响,稳定的引擎操作和建议的一个重要设计参数要大于10,被认为在亚临界压力大大降低意味着黑暗深处的长度,这个长度在超临界压力下影响最小。的动态行为的核心测量了RMS的核心长度波动和解释为一个因素影响或造成对推进剂质量流量振荡的火箭推力室。这也表现得非常类似于黑暗深处的长度平均值和独特更高在亚临界压力比任何其他人。这种RMS行为被用来提供可能的解释为实证观察到稳定的引擎操作要求更高outer-to-inner喷射速度比率(大于10)和温度增加稳定性等级测试。最后,使用的注射器,整个声场的影响被认为是重要的只有在一定的区域内的动量通量的比例从1到5。

影响这些结果的一个子集的上下文中讨论了火箭燃烧不稳定。从本质上说,证据显示,表明RMS的黑暗深处长度及其平均值重要冲击射流喷射器的动态行为。看来同轴射流,在这种情况下只有RMS值的相关性。

提出了一个假设,同事stable-to-unstable休伊特稳定边界过渡情节(对液体火箭使用撞击飞机设计)到事件被定义为一个安排在一个时刻意味着核心长度的一个或多个单一飞机impinging-jet喷射器设计达到pre-impingement距离。提出了一些证据支持这一假设。本质上,一个新的备用和休伊特过渡边界提供了令人信服的解释。