凹槽機構對側向噴流於超音速空氣流場之影響觀察

Abstract

在超音速燃燒衝壓引擎之設計中，凹槽被視為重要之穩焰機構，故了解其對液態燃料噴注於超音速空氣流場之現象，是重要之工程設計基礎。本研究利用反射式震波風洞產生2馬赫之超音速自由流，並將液態燃料噴注於流場中不同相對凹槽位置。 本研究改變噴注速度及凹槽長深比(L/D)，藉由視流紋影法(schlieren photography)進行噴霧實驗觀察。實驗結果顯示，當於凹槽上游噴注燃料時，因L/D=3(開放型式，open-type)之凹槽較深，其剪切層發展無法深入凹槽(位置較高)，在凹槽內產生較大的迴流區，且其震波壓縮氣化區侷限於近後壁面；L/D=4 5(封閉型式，closed-type)之凹槽則因剪切層發展較深入凹槽內，迴流區略被分割成兩區域，但其震波壓縮氣化區較大，從凹槽底部延伸至後壁面；與平板實驗結果比對，顯示凹槽機構可提升噴霧之平均穿透高度，使噴霧更能深入流場。 為了瞭解震波交互作用對於噴霧之影響，本研究亦進行凹槽下游噴注實驗，利用封閉型凹槽內部產生之斜震波與噴霧所產生的弓形震波交互作用，觀察其對噴霧混合之影響。實驗結果顯示，震波交互作用會造成震波震盪以及流場不穩定性，進而幫助下游噴霧與超音速氣流混合；此外，改變噴注速度與凹槽底部角度 (δ=5°) 能使得震波交互作用位置較低，震波之間交互作用增強，進而加速燃料噴霧與氣流之混合，減短噴霧消散距離。 關鍵字：凹槽、剪切層、穿透高度、消散距離

Date of Award	2017 Jan 12
Original language	Chinese
Supervisor	Hsiao-Feng Yuan (Supervisor)