автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Экспериментальные исследования эмиссии NOx комбинированного фронтового устройства для перспективной камеры сгорания ВРД



На правах рукописи

□ОЗОВТ98Б

Ткаченко Дмитрий Павлович

УДК 629.7.036

Экспериментальные исследования эмиссии N0* комбинированного фронтового устройства для перспективной камеры сгорания ВРД

Специальность 05.07.05 Тепловые, электроракетные двигатели и установки летательных аппаратов.

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва 2006

003067986

Работа выполнена на кафедре «Воздушно-реактивных двигателей» в Московском авиационном

институте (государственном техническом университете) НАУЧНЫЙ РУКОВОДИТЕЛЬ доктор технических наук, профессор Руговскнй В.Б.

Московский авиационный институт (государственный технический университет).

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ доктор технических наук, ведущий научный

сотрудник. Институт машиноведения им. А. А. Благонравова (ИМАШ). Российской академии наук. Козляков В.В. кандидат технических наук, доцент Валиев Ф.М. Казанский Государственный технический университет им. А. Н. Туполева.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ Государственное унитарное предприятие Тушинское

машиностроительное конструкторское бюро «СОЮЗ»

Защита состоится в аудитории 302 «21» мая 2007 г. в /¿Гчас. мин., на

заседании диссертационного совета Д 212.325.08 Московского авиационного института (государственного технического университета) по адресу:

125993, Москва, А - 80, ГСП - 3, Волоколамское шоссе, д. 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (государственного технического университета).

Автореферат разослан %-У » ^¿У^у^У¿л- 2007 г.

Ученый секретарь диссертационного совета к.т.н., доцент

Э. Н. Никипоре

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. Предотвращение загрязнения окружающей среды токсичными компонентами, образующимися при сжигании углеводородных топлив, является в настоящий момент приоритетной задачей при создании и модернизации газотурбинных двигателей (ГТД).

В настоящее время совершенство конструкции камеры сгорания ГТД оценивается, главным образом, по содержанию вредных веществ в отработавших газах на выходе из двигателя.

Как в нашей стране, так и за рубежом большое количество работ посвящено проблеме снижения вредных выбросов ГТД При этом основное внимание уделяется эмиссии окислов азота.

Камера сгорания является одним из основных узлов ГТД и ее надежность, токсичность и экономичность практически полностью определяют показатели двигателя

Традиционные камеры сгорания ГТД с центробежными форсунками подошли к пределу своего совершенствования, и жестко накладываемые современные требования к камерам привели к поиску новых принципов организации горения жидкого топлива.

Вместе с тем, использованию камер сгорания ГТД, разработанных на основе новых схем организации горения жидких топлив, препятствуют серьезные трудности:

- каталитические камеры имеют малый ресурс, увеличенные осевые габариты, чувствительность к составу топлива, а так же необходимость подогрева решетки перед запуском до температуры активации;

- гомогенные камеры имеют узкий диапазон устойчивой работы и опасность разрушения топливоиспарителышх трубок;

- двухступенчатые камеры увеличивают габаритные размеры двигателя;

- многофорсуночные камеры имеют сложный подвод топлива и повышенные гидравлические потери.

Рассматривая практические методы снижения выбросов загрязняющих веществ, концентрируем внимание на отдельных составляющих этих выбросов. Конструкция камеры сгорания выбирается в результате целого ряда компромиссов, и не только между той или иной составляющей выбросов, но и между требованиями к различным характеристикам, таким, как устойчивость горения и размеры камеры. Задача снижения выбросов загрязняющих веществ потребовала нового подхода к конструированию камер сгорания, и в настоящее время уже разрабатывается ряд перспективных схем.

В представленной работе, в качестве возможной схемы малотоксичной камеры сгорания, позволяющей добиться снижения образования окислов азота в продуктах сгорания, рассматривается схема кольцевой камеры сгорания с подачей топлива через большое число топливных форсунок, располагающихся в головной части камеры. Такая схема камеры

сгорания является одной из схем двухзонной камеры сгорания с горением бедной топливо воздушной смеси.

Цель работы. Цель данной работы состоит в проведении экспериментальных исследований процессов образования NOx в камерах сгорания газотурбинных двигателей, определении зон максимальной концентрации с целью математического описания этого процесса и разработки практических рекомендаций по повышению экологичносги ГТД.

Научная новизна

• Разработана новая схема фронтового устройства камеры сгорания, позволяющая обеспечить значительное снижение вредных выбросов в отработавших газах ГТД.

• На основе проведенного анализа имеющихся фронтовых устройств камер сгорания создано новое перспективное модельное фронтовое устройство, проведены замеры выбросов NOx в следе за горелкой, а также получены экспериментальные данные по параметрам рабочего процесса этого фронтового устройства.

• Впервые были проведены сравнения полученных экспериментальных характеристик рассматриваемого фронтового устройства с расчетными, полученными с использованием современной методики, разработанной фирмой NIKA GmbH.

Практическая ценность.

• Разработанная схема фронтового устройства позволяет значительно уменьшить количество вредных выбросов в отработавших газах двигателя.

• Впервые было проведено экспериментальное исследование сложного модельного фронтового устройства с двумя принципами горения - диффузионного и гомогенного.

Апробация работы.

По результатам экспериментальных исследований сделаны доклады на XXVIII Академических чтениях по космонавтике в 2003 г., на двух научно-практических конференциях на кафедре 201 МАИ в 2005 г., на научно-практической конференции на ФВО МАИ в феврале 2006 г.

Личный вклад автора.

Автором были проведены работы по созданию и доводке экспериментальной установки, изготовлению нового типа фронтового устройства. Выполнены работы по экспериментальному испытанию фронтовых устройств. Проведен анализ полученных экспериментальных данных.

Публикации. Основные результаты диссертационной работы изложены в трех работах и тезисах трех конференций.

Структура диссертации. Диссертация состоит из введения, пяти глав и содержит 81 страницу текста, 41 рисунок и список литературы из 122 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении показана актуальность темы и сформулированы цель и задачи диссертационной работы.

Первая глава работы посвящена обзору состояния вопроса и имеющихся литературных источников. Подробно рассматриваются работы отечественных, зарубежных фирм и организаций по широкому кругу вопросов, связанных с разработкой камер сгорания авиационных ГТД.

Камеры сгорания газотурбинных двигателей должны удовлетворять широкому кругу требований, относительная важность которых зависит от типа двигателей. Общими для всех камер сгорания являются следующие требования:

- высокая полнота сгорания топлива (топливо должно сгорать так, чтобы вся его химическая энергия превращалась в тепло);

- надежный и плавный запуск на земле (особенно при низких температурах окружающей среды), а для авиационных двигателей - и на больших высотах (в случае срыва пламени);

- широкие пределы устойчивого горения (пламя не должно погасать в широком диапазоне изменения давления, скорости и коэффициента избытка воздуха а);

- отсутствие пульсаций давления и других проявлений нестабильности, вызванных процессом горения;

- низкие потери полного давления;

- выходное поле температуры газа (т.е. степень неравномерности температуры по поперечному сечению камеры) должно удовлетворять условию максимальной долговечности рабочих и сопловых лопаток турбины;

- низкий уровень выбросов дыма, несгоревшего топлива и газообразных веществ, загрязняющих атмосферу;

- минимальная стоимость конструкции и простота ее обслуживания при эксплуатации;

- конфигурация и размеры камеры должны быть совместимы с контуром двигателя;

- большой ресурс;

- способность работы на различных марках топлива.

Невозможность одновременного выполнения выше перечисленных жестких требований привели к поиску новых способов организации сжиганий топлива: каталитического, гомогенного и зонного.

Катализ позволяет окислять топлива при температурах, значительно ниже «бедного» предела воспламенения. Поэтому применение катализаторов в камерах сгорания, занимающих часть объема зоны горения, дает возможность сжигать топливо при температуре, которая примерно на 1000° ниже максимальной температуры в зоне горения обычной камеры. Так как выброс ЫОх зависит от температуры экспоненциально, то можно ожидать, что горение при сильно сниженных температурах уменьшит образование N0; по тепловому механизму на несколько порядков величины.

Одним из недостатков каталитических камер сгорания является возможность самовоспламенения топлива перед каталитической решеткой. Применение каталитических камер сгорания в двигателях потребует разработки способа прогрева катализатора до температуры его активации при «холодных» запусках двигателя.

Зонное горение предполагает организацию процесса горения в ряде дискретных зон, причем могут использоваться осевое, радиальное и окружное расположение зон. Наибольшее распространение имеет осевое или ступенчатое расположение зон горения. Двухступенчатые камеры сгорания нашли широкое применение в авиационных двигателях, но чрезмерное увеличение осевых габаритов оказались неприемлемыми для двигателей наземного транспорта.

Разновидностью зонного горения является микрофакельный принцип сжигания топлива, т.е. дробление факела на отдельные микроочаги как в радиальном, так и в окружном направлениях, что увеличивает поверхность и объем фронта горения.

Недостатком микрофакельных конструкций является сложность, большое влияние технологических отклонений, трудность использования их в камерах больших размеров.

На основании проведенного обзора литературных источников по топливосжигающим устройствам сформулированы итоговые критерии и задачи, на которые должны быть ориентированны исследования и разработки по созданию новых схем организации горения жидких топлив в камере сгорания ГТД.

Во второй главе приводится описание экспериментального стенда, а также методика измерений и обработки результатов.

Экспериментальные исследования проводились на стенде, схема которого представлена на рис. 1.

Для проведения холодных продувок и горячих запусков использовалась штатная система подачи воздуха низкого давления, которая обеспечивала подачу воздуха на стенд через воздушную магистраль 1, обеспечивая давление на входе в установку до 5 кг/см2 и расход воздуха до 4 кг/с. Регулировка расхода воздуха осуществлялась входной заслонкой с электроприводом 2. После заслонки воздух подводится к мерной шайбе 3, диаметром 59 мм, на которой производится замер перепада давления для дальнейшего расчета фактического расхода воздуха. Перепад измерялся с помощью водяного пьезометра, установленного в аппаратной. Для определения температуры воздуха, поступающего на стенд, в магистрали за входной заслонкой установлена термопара ТПР 0392 - 01 - 400 с диапазоном измерения температуры от 0 до 1600 °С, далее воздух поступает в ресивер 4, на выходном фланце которого установлена исследуемая вихревая горелка 5. Конструкция фланца выполнена таким образом, чтобы была возможность быстрой смены фронтового устройства (ФУ). После выхода из ФУ газ (воздух) попадает в отводной канал шумоглушения 14.

В качестве топлив при проведении экспериментов, как в основной системе, так и в системе поджига, использовался авиационный керосин марки ТС-1.

Исследование концентрации вредных выбросов проводилось с помощью прибора ЭКОМ. Газоанализатор ЭКОМ предназначен для определения химического состава газа и определения концентраций таких продуктов процесса горения, как СО, СО2, N0, N02, 50:, наличия сажи и т.д., а так же температуры.

Газоанализатор имеет специальное оборудование для определения концентраций N0, NО2 и Ы0Х, которое включает в себя датчик N0, датчик N02. Количество N0, определяется как сумма N0 и NО2■ Концентрация NOx может вычисляться в различных размерностях:

N0, (ррт) = ЫО(ррт) + КОг(ррт), NОх (мг/м3) = (Ы0(ррт)+ N02(ррт)) х 2,056.

Отбор проб осуществляется с помощью точечного отборника, по специальному шлангу, в котором происходит охлаждение потока для предотвращения продолжения реакций, отобранная проба подается в прибор, где происходит осушение и определение химического состава газа. Принцип работы прибора - электрохимический. Максимальная температура, которая может быть измерена с использованием конкретного пробоотборника, составляет 1800 °С.

В процессе проведения экспериментов измерялись расходы воздуха и топлива, перепад давлений на исследуемой горелке, поля осевых скоростей, распределение скоростных напоров, давлений, поля температур при горении.

Измерение скоростей и давлений проводились с помощью специального насадка полного напора. Измерение температур при горении осуществлялось с помощью термопар. Перепады давлений регистрировались водяными пьезометрами.

Для определения параметров течения газа за горелкой и параметров потока использовалась компьютерная система обработки данных. Принципиальная схема подключения компьютера представлена на рис. 2.

Третья глава посвящена описанию исследуемых фронтовых устройств.

В эксперименте исследовалось два типа фронтовых устройств. Фронтовое устройство №1 с противоположным направлением вращения воздушных потоков (рис. 3).Устройство имеет двухконтурный подвод воздуха и два контура подачи топлива. Воздух в камеру сгорания подается через внутренний лопаточный завихритель (первый контур); второй контур представляет собой лопаточный завихритель с противоположным направлением вращения воздуха относительно первого контура. Топливо подается через осевую центробежную форсунку в первый контур и осевую струйную форсунку во второй контур.

Устройство № 1 имеет два завихрителя противоположного вращения. В нем не удалось получить двух отдельных зон горения, т.к. при течении образуется одна мощная зона обратных токов, вследствие чего не происходит разделение процесса горения.

От ВОЗДУШНОЙ

системы высокой давления о

П-рР От топливндго 1 насаса От топливного насоса

Рис. 1. Схема экспериментальной установки:

1 - воздушная магистраль; 2 - входная заслонка с электроприводом; 3 - мерная шайба; 4 - ресивер; 5 - исследуемая горелка; 6 - пусковой воспламенитель; 7 - кран подачи пускового топлива; 8 - кран подачи пускового воздуха; 9 - струйная топливная форсунка второго контура исследуемого ФУ; 10 - топливный

расходомер второго контура; 11 - дозирующий топливный кран второго контура; 12 - пробоотборник газоанализатора; 13 - координатник, 14 - канал шумоглушения, 15 -топливная осевая центробежная форсунка первого контура; 16 - топливный расходомер первого контура; 17 - дозирующий топливный кран первого контура,

18-19 электроклапаны

р гЩ

_ " _:ЗС:_ » А - Ь

Рис. 2. Принципиальная схема подключения компьютера-

1 - воздушная магистраль; 2 - канал перепуска; 3 - термопара; 4 - мерная шайба, 5 - датчик давления;

6 - нагреватель; 7 - блок управления нагревателем; 8 - термопара; 9 - ресивер; 10 - топливная центробежная форсунка первого контура; 11 - термопара; 12 - исследуемое ФУ; 13 - термопара;

14-Т-образный насадок; 15,16,17-электрический манометр «САПФИР»; 18,19-датчики расхода топлива; 20 - датчик давления, 21,22, 23 - преобразователи; 24, 25,28 - блоки питания; 26 - преобразователь аналогового сигнала в цифровой; 27 - компьютер, 29 - сетевой фильтр

Рис. 3. Схема фронтового устройства № 1: I - воздушный завихрнтель центральной зоны; 2 - центробежная топливная форсунка первого контура;

3 — воздухозаборник центральной зоны; 4 - воздушный завихрнтель второго контура; 5 — конический насадок; б - цилиндрический насадок; 7 - струйная топливная форсунка второго контура

В процессе экспериментов были проведены замеры поля температур и определение наличия в следе за горелкой вредных выбросов, а именно ИОл замерены в сечениях 50, 100, 160,280 мм от среза ФУ по его оси и в сечениях 10,20,40, 50, 60, 70, 80 мм от оси фронтового устройства в радиальном направлении. Всего было произведено 28 замеров в потоке за фронтовым устройством.

Исследования проводились при суммарном расходе воздуха в, = 0,38±0,02 кг/с и коэффициенте избытка воздуха а = 1,5 - 2,5.

В результате анализа схем перспективных фронтовых устройств было разработано сложное ФУ № 2, схема которого представлена на рис. 4. Для проведения исследований такого ФУ было изготовлено экспериментальное модельное фронтовое устройство рис. 5.

Принципиальная схема фронтового устройства № 2 представлена на рис. 6. На рис. 7 показано ФУ № 2а с модельной жаровой трубой. Данное фронтовое устройство состоит из двух контуров подвода воздуха и топлива.

Внутренний контур (рис. 6) состоит га воздушного канала I, топливного трубопровода 2, осевой центробежной форсунки 3, лопаточного завихрителя 4, в котором направление вращения воздуха противоположно вращению топлива.

Внешний контур (рис. 7) состоит из воздушного канала 1, топливного коллектора второго контура со струйными форсунками 2, набора внешних пластин с фрезеровкой 3, набора внутренних пластин с фрезеровкой 4, диафрагмы 5 для изменения расхода воздуха через второй контур.

Рис. 5, Модельное фронтовое устройство № 2

Рис. 4. Схема разработанного фронтового устройства № 2: ! - ФУ о сборе; 2 внешний контур; 3 -- Йвутренннй контур; 4 - воздушный завихрмтелъ

Фронтовое устройство № 2 с гомогенной, на наш взгляд схемой сжигания основного топлива (рис. 4) испытывал ОСЬ в двух конфигурациях: в первом случае горение проходило п открытом потоке ча фронтовым устройством № 2 (рис, 6), во втором - № 2а с целью исключения подмешивания воздуха их окружающего пространства па срез фронтового

устройства устанавливалась модельная жаровая труба, длинной 280 мм, с выходным сечением, диаметром 75 мм (рис. 7). Принцип работы предложенного фронтового устройства заключается в следующем. Воздух, поступающий в первый (внутренний) контур через лопаточный завихритель, подается в центральную зону, в которую через осевую центробежную форсунку

Рис. 6. Исследуемое фронтовое устройство (ФУ № 2)

Рис. 7. Исследуемое фронтовое устройство (ФУ № 2а) с модельной жаровой

трубой

подается топливо первичной (дежурной) зоны, необходимое для работы на пониженных режимах и для обеспечения поджога основного топлива при переходе на повышенные режимы. Закрутка воздушного потока первичной зоны имеет противоположное направление относительно закрутки топлива в центробежной топливной форсунке. Это способствует лучшему смесеобразованию и облегчает запуск.

Внешний контур выполнен по следующей схеме. Воздух в осевом направлении попадает во второй (внешний) контур ФУ, который представляет собой 44 канала, диаметром 10 мм, 22 из которых расположены во внешнем и 22 во внутреннем корпусах ФУ. Каналы в корпусах расположенны под углом 30° к оси ФУ. Кроме того, имеется возможность изменять угол положения каналов относительно друг друга (угол выхода потока). Неизменным остается тот

факт, что верхний и нижний каналы всегда пересекаются независимо от угла их взаимного расположения. Геометрические размеры воздушного тракта ФУ выполнены так, что при полном открытии диафрагмы обеспечивают соотношение расходов воздуха между контурами, равное 0,4.

Конструкцией ФУ была предусмотрена возможность изменения угла выхода из каналов второго контура, как из внешнего корпуса, так и из внутреннего, не зависимо друг от друга. Изменять угол выхода возможно в пределах от 0 до 40° относительно оси исходного канала.

Для обеспечения возможности проведения необходимых замеров на расстоянии 50, 100, 160 мм от среза ФУ в модельной жаровой трубе были выполнены отверстия для доступа пробоотборника.

В четвертой главе приводятся результаты проведенных экспериментальных исследований разработанного фронтового устройства и сравнение полученных результатов с данными по применяемым в настоящее время камерам сгорания.

В результате проведенных экспериментов были получены данные по выделению N0, в следе за исследуемыми фронтовыми устройствами. Исследования, как говорилось ранее, проводились примерно на одном режиме и замеры выполнялись в одинаковых сечениях 50,100, 160 и 280 мм от среза фронтового устройства. Данные, полученные в результате проведенных работ, представлены в таблицах 1,2,3.

Из представленных данных видно, что максимальное количество ИОх получается в зоне повышенных температур на границе зоны обратных токов.

Полученные результаты говорят о том, что при использовании ФУ конструкции, аналогичной исследуемой, можно получить уменьшение количества вредных выбросов в атмосферу по сравнению с ныне существующими ФУ, на фоне сохранения высоких средних температур. По сравнению с ФУ № 1 уменьшение вредных выбросов N0, на исследуемых режимах составило примерно 15 - 25%.

Параметры газового потока за ФУ № 1 при О, = 0,40 кг/с ____ Таблица 1

| Радиальное расстояние, мм Температура 1'п °С Значения ЫОл, ррш

Осевое расстояние от ФУ, мм Осевое расстояние от ФУ, мм

50 100 160 280 50 100 160 280

0 450 880 1000 800 6 30 48 54

10 550 860 970 790 14 24 38 48

20 700 950 950 750 18 26 30 41

30 750 1150 1000 740 22 28 31 38

40 1000 1300 960 700 24 34 34 34

50 1300 1260 300 610 28 36 36 30

<0 1200 1100 750 500 14 32 28 24

70 750 760 500 300 0 18 19 18

80 250 250 300 150 0 0 4 8

Параметры газового потока за ФУ № 2 при в, = 0,40 кг/с

_ __Таблица 2

8 а Температура С, °С Значения N0,, ррт

х 5 Осевое расстояние от ФУ, мм Осевое расстояние от ФУ, мм

3 1 I И оо « си О. $0 100 160 280 50 100 160 280

0 460 900 1200 900 2 11 25 18

10 400 870 1250 950 5 И 22 18

20 410 940 1300 1050 6 14 19 20

30 145 1000 1400 1100 9 15 16 24

40 750 1050 1450 1100 14 19 14 23

50 1150 1500 1300 1000 20 21 7 19

60 1200 1460 1100 860 22 12 2 17

70 400 1000 800 600 9 5 1 5

80 300 550 550 400 4 3 1 1

Параметры газового потока за ФУ № 2 а при в, = 0,40 кг/с _Таблица 3

Радиальное расстояние, мм Температура 1%, °С Значения N0,, ррт

Осевое расстояние от ФУ, мм Осевое расстояние от ФУ, мм

50 100 160 280 50 100 160 280

0 1000 1300 1500 1400 1 6 20 23

10 1100 1350 1700 1450 4 9 18 21

20 1200 1500 1800 1400 8 16 16 20

30 1250 1700 1750 1200 И 18 11 15

40 1300 1700 1600 - 15 17 6 -

50 1500 1500 1200 - 20 10 3 -

60 1700 1100 - - 18 10 - -

70 1300 - - - 10 19 - -

80 1100 - - - 5 - - -

Использование в новом фронтовом устройстве расширяющихся, пересекающихся конических каналов воздушного тракта второго контура способствует улучшению смесеобразования за счет интенсивной турбуленции внутри каналов, что приводит к более мелкому дроблению капель топлива и подачи в зону горения подготовленной и подогретой топливовоздушной смеси.

В ФУ № 2 зона обратных токов образуется в центральной зоне и имеет небольшие размеры вследствие того, что расходы воздуха и топлива через внутренний контур малы по сравнению с внешним контуром. Малая зона обратных токов в районе центрального завихрителя обеспечивает поддержание пламени на малых режимах и служит источником тепла для поджога подготовленной топливовоздушной смеси, поступающей из второго контура. Основная часть топливовоздушной смеси горит во втором контуре при а » 2 с более низкой температурой, что способствует уменьшению N0,. Результаты экспериментов приведены на рис. 8- 15.

90 80 70 60 50 40 30 £ 20 10 0

3

>

е

5 и О

О 5 X

о:

о *

и о

Л Р*1

V

А. ч N к ч.

1 \ ^ V \ ■

Л 1 ч и

ж \ Ч А л.

1 /Ч

■4 Л

в ■ —и /

500

1000 Значения Iг

ИФУ №2а

"ФУ№1

1500

2000

Рис.8

Изменение N0* на расстоянии 280 мм от среза ФУ

90 80 70 60 50 40 30 20 10 0

^ А. *

Як »

к ж V

1к к ч

ч ч

N. / А « к

и \ *

\ Ч-

ФУ N2 2а

■Фу N»2

•Фу№1

10 20 30 40

Значения ЫОх, ррт

50

60

Значения °С

Рис. 10

Рис.12

Рис.13

90 80 70 60 50 40 30

к

о &

8 20 Ои

10 о

л

' -

-

МГ Л i

I«" " ж

те Г V г

г л. л • 1

щ А ж • ✓

--и А

500

1000 Значение <Г_ °С

1500

ФУ № 2 а

■ФУ №2

■ФУ N9 1

2000

Рис 14

Изменение ЫОх на расстоянии 50 мм от среза

90

80

70

60

50

§ 40 х

1 30

и

я

20 10 0

2

§

X

о о

5

\ кл

Ж» - • а "" ™ —Г«*

■ V-__

■ ^^ ж ш

1 ** , *

•

А— " " т

■ФУ N9 1

10 15 20

Значение ЫОх, ррт

25

30

Рис.15

В пятой главе приведены расчет течения за фронтовым устройством № 2 и сравнение с полученными экспериментальными данными. Расчетные работы проведены Хохловым А.В., а

методика разработана рабочей группой на базе программного пакета KFD.Lab фирмы N1KA Gnibl i, который изначально был разработан для решения практических инженерных задач. Методика моделирования реагирующих, газокапельных смесей объединяет в себе методы решения уравнений Hub ье-Стоке а с К-Е моделью турбулентности, расчета пограничного слоя, расчета движения капель топлива в трехмерном турбулентном потоке реагирующего газа с учетом тепломассообмена, расчетов равновесно и не равновесно реагирующего газа, а также универсальную методику расчета термодинамических и тсплофизических свойств.

Расчет модельной камеры сгорания проведен с целью отработки технологий расчета и сравнения полученных результатов с экспериментальными данными.

Геометрия расчетной области соответствовала геометрии камеры по результатам измерения на стенде (рис. 16). Следует отмстить, что при постановке граничных условий газовой и капельной фаз ряд особенностей не учитывался. В частности, в расчете не учитывалось наличие отверстий в модельной жаровой трубе, через которые производился отбор проб и измерение температуры пламени. Параметры течения во фронтовом устройстве определялись в том же расчете. Для камеры в целом задавались расходы воздуха и топлива, измеренные в эксперименте. В выходном сечении задавалось давление, равное атмосферному. Использованные при расчете параметры приведены в табл. 4.

Рис. 16. Расчетная модель

Размер капель, образующихся при распаде жидкой пелены, задавался постоянным и равным 30 мкм, угол распыла форсунки был прият равным 60°, а начальная скорость капель равнялась 30 м/с. Температура топлива задавалась равной 300 К, Поле течения фракции калельной фазы рассчитывалось на Ла1ранжевой сетке, состоящей из траекторий капель данной фракции. Сеточные, т. е. рассчитываемые траектории, выбирали так, чтобы они равномерно и с

требуемой густотой покрывали всю Область распространения капель. Подача томлива в каналы второго контура фронтового устройства осуществлялась через коллектор, расположенный на

Таблица 4

1 1арамстры расчета

Расход воздуха черся ФУ Ü.4 кг/с

Температура вощ-ха на входе ФУ 20° С

1'асхОД топлива через центральную форсунку 0,0027 кг/с

Расход топлива через коллектор пери фер и й нбТО см есител я 0.015 Kl/с

Суммарный коэффициент избытка окислителя по камере 1,5

Давление на срезе камеры 101325 Па

Состав воздуЫ (массовые доли кг/к!' воздуха) СО. о.шозм Н;6 0.009376 О, 0.20947 N: 0.78084

Состав топлива C,pt Iii (атомарный состав соответствует ;>-декану, физические свойства соответствуют авиационному керосину)

входе в каналы. Число и расположение точек подвода соответствовало параметрам эксперимента, но предполагалось, что керосин подается и газообразном состоянии. Это соответствует стопроцентной эффективности смесительного устройства внешнего контура.

Дополнительно модельная жаровая груба камеры сгорания и фронтовое устройство были заданы теплопроводными. Внутри модельной жаровой трубы коэффициент теплоотдачи рассчитывался в соответствии с параметрами пограничного слоя. Учет теплопроводности необходим для того, чтобы обеспечить моделирование подогрева воздуха во фронтовом устройстве. Радиационный теплообмен в расчете но учитывался.

В качестве примера па рис. 17 приведены поля температур в осевом сечении, а на рис, 18 -массовая доля окислов азота в осевом сечении исследуемого фронтового устройства с модельной жаровой трубой.

Сравнение результатов расчета с экспериментальными данными показал о совпадении интегральных рабочих параметров камеры, тогда как локальные параметры отличаются.

Рис.) 7. Поля температур в осевом сечении

Рис.1 Б. Массовая доля окислов азота в осевом сечении

Так. полученный в расчете перепад давления от ФУ до среза кожуха совпадает с из мереным. Средняя интегральная температура на срезе камеры также соответствует измеренной в эксперименте. Совпадает и структура течения внутри жаровой трубы. Центральная зона обратных токов имеет схожий размер, форму и положение в пространстве. Можно также отмстить и совпадение температур корпуса модельной жаровой трубы.

Рассчитанное поле температур оказалось более раин и мерным и Оли^ким к средней температуре (— 1700 К). Отсутствие локальных горячих зон является причиной низкого уровня эмиссии

Незначительное расхождение между экспериментальными и расчетными данными можно объяснить заданием параметров распыла центральной форсунки (в эксперименте капли могут быть крупнее). Весьма вероятно и наличие достаточно крупных капель и в потоке, образованном вторым контуром. В этом случае концентрация топлива в периферийной зоне повышается, становится ближе к стехиометрической, и может дать такое распределение температуры, которое наблюдалось в эксперименте,

ВЫВОДЫ

• Предложена новая схема фронтового устройства для камер сгорания воздушно-реактивных двигателей, которое обеспечивает снижение выбросов А'О,.

* Выполнен анализ экспериментальных данных фронтовых устройств (ФУ), полученных при испытаниях двух типов фронтовых устройств: ФУ № 1 (с противоположным направлением вихревого вращения воздушных потоков первого и второго контуров), и разработанного ФУ № 2 (с двухтонной схемой сжигания топлива)« которое испытывалось в двух конфигурациях (с модельной жаровой трубой и без неё).

■ Проведены сравнения выделения МЭ* в следе за рассмотренными фронтовыми устройствами на одинаковых режимах работы. Анализ показал, что при работе ФУ № 1 происходит более интенсивное выделение .\'От (до 35 ррт), чем при работе ФУ № 2, за которым в центральной зоне есть область с выбросом N0, до 25 ррт, а в наружной зоне

при горении подготовленной гомогенной смеси выделение МЛ падает почти до 0 ррт, не смотря на то, что температура поддерживалась в пределах 1300 - 1600 °С.

• Проведен сравнительный анализ полученных экспериментальных данных с результатами теоретических расчетов. Расчетно-теоретические исследования подтвердили данные экспериментальных исследований, правильность выбранной схемы сжигания топлива. Было подтверждено, что в центральной части разработанного ФУ есть область с повышенным образованием N0,. В наружной части при гомогенном горении выделение NО, падает почти до 0 ррт.

• Результаты экспериментов дают возможность получить для разработанного типа ФУ выбросы вредных веществ меньше существующих норм ИКАО, т.е. при существующей норме по ЫОх 50 ррт получено 25 - 35 ррт, чгго примерно иа 30 - 50 % меньше нормы.

• В результате проведенных расчетно-теоретических и экспериментальных исследований ФУ № 2 обоснована выбранная концепция сжигания топлива во внешнем контуре по кинетическому принципу, даны рекомендации по использованию фронтового устройства данного вида в камерах сгорания ГТД с цепью уменьшения вредных выбросов.

ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ РАБОТЫ:

1. Кравченко И. В., Рутовский В. Б., Ткаченко Д. П. Экспериментальные исследования фронтовых устройств с двойными завихрителями для перспективных камер сгорания. Тезисы докладов на XXVIII Академических чтениях по космонавтике. 2003, с. 325.

2. Булаева М. Н., Кравченко И. В., Рутовский В. Б., Ткаченко Д. П., Хохлов А. В. Направления экспериментальных исследований по горению на кафедре 201. Тезисы докладов научно-методической конференции «Проблемы разработки авиадвигателей и подготовки кадров в современных условиях». 2005, с. 43-44.

3. Булаева М. Н., Кравченко И. В., Рутовский В. Б., Ткаченко Д. П., Хохлов А. В. Направление экспериментальных исследований по теории горения на кафедре 201. Тематический сборник «Теория воздушно-реактивных двигателей и их элементов». МАИ 2005, с. 168-173.

4. Рутовский В.В., Ткаченко Д.П. Экспериментальные исследования образования вредных выбросов в головной части жаровой трубы перспективной камеры сгорания. Тезисы докладов на Межвузовской научно-практической конференции «Совершенствование авиационной, ракетно-космической техники и системы подготовки офицерских кадров». Часть 2. Совершенствование авиационной, ракетно-космической техники. МАИ 2006, с. 25.

Ткаченко Д П. К вопросу эмиссионных характеристик N0* фронтовых устройств камер сгорания. Электронный журнал «Труды МАИ». Московский авиационный институт (государственный технический университет). 2007, № 26.

Ткаченко Д.П. Экспериментальные исследования эмиссии N0* комбинированных фронтовых устройств. Вестник МАИ. Том 14 № 1 С. 39 - 47. МАИ 2007 г.

Множительный центр МАИ (ГТУ) Заказ от/3 03 200? г. Тираж бО экз.

Введение.

Глава 1. Обзор литературы.

Глава 2. Описание стенда, системы измерения и оборудования.

Глава 3. Исследуемые фронтовые устройства.

Глава 4. Результаты экспериментов.

4.1. Анализ и сравнение экспериментальных данных.

Глава 5. Расчет течения за фронтовым устройством № 2 и сравнение с полученными экспериментальными данными.

5.1. Математическая модель реагирующей газокапельной смеси.

5.1.1. Модель, используемая для расчета газовой фазы.

5.1.2. Расчет термодинамических и теплофизических свойств.

5.1.3. Модель сопротивления и тепломассообмена капель.

5.1.4. Кинетическая модель окисления керосина.

5.2. Примеры расчетов.

5 2.1. Стабилизация пламени в предварительно перемешанной смеси.

5.2.2. Расчет модельной камеры сгорания с фронтовым устройством.

Выводы.

Газотурбинный двигатель (ГТД), как и любая система, использующая энергию окисления углеводородного топлива, выбрасывает в атмосферу продукты этого процесса, которые изменяют естественный состав атмосферы, и поэтому могут рассматриваться, как загрязнители. Следовательно, авиация, несомненно, - источник загрязнения атмосферы, и вопрос заключается лишь в том, насколько эти загрязнения значительны.

Продукты горения керосина, помимо продуктов, не относящихся к загрязнителям - двуокись углерода, пары воды, а также некоторые другие естественные компонентов атмосферного воздуха, - содержат окись углерода, различные углеводороды (метан С#/, ацетилен СгЯб, этан С2Н4, пропан Сз#8, бензол СбН6, толуол C<jtfjC#3 и др.), альдегиды (формальдегид НСНО, акролеин СН2=СН - СНО, уксусный альдегид СН3СНО и др.), окислы азота (в основном N0 и NO2), окислы серы, твердые частицы (например, частицы сажи, создающие дымный шлейф за соплом двигателя) и ряд других составляющих, образующихся в незначительных количествах из имеющихся в керосине примесей. Самолеты выбрасывают в атмосферу и исходное топливо. Это происходит не только в аварийных ситуациях, но и в ходе нормальной эксплуатации при продувке или опорожнении дренажных емкостей после неудачного запуска двигателя перед, началом полета и после выключения двигателя по окончании полета.

В авиации нормы предельно допустимых выбросов (ПДВ) устанавливаются в настоящие время на четыре вредных компонента: окись углерода СО, несгоревшие углеводороды С„Нт, окислы азота NOx, частицы сажи (дым). Кроме того, запрещается преднамеренный выброс в атмосферу топлива.

В течение последних лет непрерывно продолжался процесс совершенствования камер сгорания. Тот факт, что многие камеры сгорания газотурбинных двигателей, находящиеся сейчас в эксплуатации, сходны по размерам, форме и общему виду с теми, которые разрабатывались много лет назад, не следует рассматривать как свидетельство недостаточного прогресса в этой области. Близкое внешнее сходство камер сгорания ГТД различных поколений обусловлено, в основном, требованием, чтобы их габариты - длина и площадь поперечного сечения - укладывались в заданные пределы, связанные с размерами других основных узлов двигателя, а также требованиями снижения до минимума потерь полного давления в диффузоре, и обеспечения устойчивого горения в широком диапазоне. Несмотря на усложнение условий работы, таких как повышение рабочих давлений, температур и скоростей воздуха на входе, камеры сгорания современных ГТД, по-прежнему, имеют близкую к 100 % полноту сгорания топлива во всем диапазоне рабочих режимов при меньших потерях полного давления, сниженном уровне выброса вредных продуктов сгорания и при ресурсах, превышающих ресурсы многих других узлов двигателя.

При проектировании двигателей боевых летательных аппаратов с момента использования ГТД в авиации проблема выброса загрязняющих веществ в атмосферу, практически, не рассматривалась. Это связанно, прежде всего, с тем, что при проектировании данного типа двигателей в первую очередь ставились задачи получения максимального значения тяги, широкого диапазона высот и скоростей полета, надежности высотного запуска и обеспечения необходимых тактико-технических данных (ТТД) для данного типа летательных аппаратов. В настоящее время проблема вредных выбросов двигателей боевых самолетов приобретает важное значение. С одной стороны, это проблема загрязнения окружающей среды, сходная с проблемой двигателей гражданской авиации (ГА), а с другой стороны - чисто военный аспект этой проблемы.

При современном уровне развития технологий газоанализа время, необходимое для определения химического состава газа, значительно уменьшилось. При полете на больших высотах за самолетом остается спутный след, концентрация продуктов сгорания в котором в несколько раз превышает нормальную атмосферную. Некоторые из продуктов сгорания обладают способностью вступать в реакцию с кислородом воздуха, а на больших высотах - и с атмосферным озоном, речь идет, в первую очередь, о таком компоненте, как окислы азота (NOx).

Процесс реагирования NOx с кислородом и озоном атмосферы носит цепной характер и, в связи с этим, довольно продолжителен по времени:

02 <-» 20,

O+N2 <*NO+N, B.l

N+O2<*no+O.

Первая реакция отражает процесс исчезновения озона, а вторая - процесс восстановления окиси азота, благодаря которому молекулы окиси азота могут вновь и вновь вступать в реакцию с молекулами озона.

Используя это, можно создать головку самонаведения, способную определять наибольшую концентрацию NOx или продуктов его реагирования, и по спутному следу произвести захват и обеспечить движение средства поражения по траектории полета самолета, уничтожить его через достаточно длительный промежуток времени после пролета, либо вывести средство поражения на оперативный аэродром или аэродром базирования.

Вследствие этого, объективно существует необходимость разработки камер сгорания для двигателей военной авиации с существенным снижением выбросов в атмосферу, в первую очередь, тех, которые возможно быстро обнаружить, наряду с сохранившимися для двигателей военной авиации требованиями максимальной тяги, широкого диапазона высот и скоростей полета, а также экономичности.

В ГТД процесс горения протекает в несколько стадий (распыление и испарение жидкого топлива, смешение воздуха с испаренным топливом, химическая реакция углеводородов с кислородом). Распыление и испарение применяемых сегодня топлив может быть лимитирующим процессом только при низких температурах Тк* и давлении рк* воздуха, поступающего в камеру сгорания. Так как окислы азота образуются в заметных количествах только на режимах с повышенными значениями Тк* и ркто при анализе механизма окисления азота можно пренебречь влиянием процессов распыления и испарения топлива.

Одним из основных требований, предъявляемых к фронтовым устройствам камер сгорания авиационных двигателей, является обеспечение стабилизации пламени в широком диапазоне изменения режимов работы двигателя. Однако, как известно, сжигание гомогенной смеси характеризуется более узким диапазоном устойчивого горения, чем для гетерогенной смеси, что вызывает трудности при обеспечении требуемых срывных характеристик камеры сгорания, особенно на бедных смесях.

На процесс стабилизации горения в камере сгорания влияют три основные группы факторов: конструктивные параметры горелки, конструктивные параметры зоны горения камеры и режимные параметры. Процесс стабилизации осуществляется в камере сгорания в условиях чрезвычайно сложной структуры течения, формирующейся в результате взаимодействия закрученных потоков воздуха, поступающих через фронтовое устройство, поперечных струй вторичного воздуха, тангенциальных струй воздуха, подаваемых через систему охлаждения. Для того чтобы выделить наиболее существенные закономерности, определяющие стабилизацию горения, а следовательно расположение зон с максимальной концентрацией вредных веществ, необходимо проводить исследования в более упрощенных аэродинамических условиях.

Исследование процессов течения и влияния параметров горелки на процесс образования вредных веществ и положение зон с максимальной концентрацией вредных веществ, представляется целесообразным производить на горелках, установленных в свободном пространстве, в отличие от установки горелки в камере сгорания. Существенным вопросом является изучение структуры горения за горелкой, так как оно оказывает определяющее влияние на процесс стабилизации пламени, а следовательно и на процесс формирования зон максимальной концентрации вредных веществ.

Камера сгорания газотурбинного двигателя должна удовлетворять широкому кругу требований, относительная важность которых зависит от типа двигателя. Общими для всех камер сгорания являются следующие требования:

- высокая полнота сгорания топлива (топливо должно сгорать так, чтобы вся его химическая энергия превращалась в тепло);

- надежный и плавный запуск на земле (особенно при низких температурах окружающей среды), а для авиационных двигателей - и на больших высотах (в случае срыва пламени);

- широкие пределы устойчивого горения (пламя не должно погасать в широком диапазоне изменения давления, скорости и коэффициента избытка воздуха);

- отсутствие пульсаций давления и других проявлений нестабильности, вызванных процессом горения;

- низкие потери полного давления;

- выходное поле температуры газа (т.е. степень неравномерности температуры по поперечному сечению камеры) должно удовлетворять условию максимальной долговечности рабочих и сопловых лопаток турбины;

- низкий уровень выбросов дыма, несгоревшего топлива и газообразных веществ, загрязняющих атмосферу;

- минимальная стоимость конструкции и простота ее обслуживания при эксплуатации; конфигурация и размеры камеры должны быть совместимы с контуром двигателя;

- большой ресурс;

- способность работы на различных марках топлива.

В настоящее время при создании высокотемпературных и малотоксичных камер сгорания большое внимание уделяется новым типам фронтовых устройств, обеспечивающих высокоэффективное сжигание топлива при минимальном выбросе вредных веществ в продуктах сгорания. Известно, что для повышения интенсивности и полноты выгорания топлива, снижения нагарообразования, токсичности выхлопных газов и улучшения других рабочих характеристик камеры сгорания целесообразна гомогенизация топливовоздушной смеси и значительное ее обеднение.

Наиболее перспективными с точки зрения использования в авиационных двигателях и имеющие широкое распространение являются фронтовые устройства с вихревыми горелками, в которых осуществляется как подготовка смеси, так и организация процесса стабилизации пламени за ними. Наличие предварительной подготовки смеси и сжигание ее в условиях повышенной турбулентности закрученных струй приводит к уменьшению дымления камеры сгорания ниже границы видимости, а также существенному снижению содержания других вредных веществ в продуктах сгорания.

При значительных различиях конструктивного выполнения общим для целого класса вихревых горелок является использование энергии коаксиальных закрученных воздушных потоков для дробления топлива, перемешивания его с воздухом и стабилизации горения.

Повышение температуры в камерах сгорания приводит к увеличению эмиссии NOx, если технология регулирования этой эмиссии остается на прежнем уровне. В то же время требования, предъявляемые к уровню эмиссии газотурбинных двигателей, особенно в отношении NOx систематически ужесточаются. Поэтому необходимы специальные технологии организации горения в камерах сгорания, которые окажутся эффективными с точки зрения уменьшения эмиссии в условиях высоких температур. Общепризнанно, что при организации горения предварительно перемешанных бедных, однородных смесей появляется потенциальная возможность обеспечить низкий уровень эмиссии N0X даже при высоких значениях температуры воздуха на входе в камеру. Однако, при очень высокой температуре воздуха на входе предварительная подготовка смеси перед камерой сгорания может привести к самовоспламенению смеси. Этому также способствует повышенное давление.

Основные трудности при создании камер сгорания с малым выбросом вредных веществ связаны с тем обстоятельством, что для снижения выхода СО, СН и NOx необходимо проведение взаимно противоположных мероприятий. Поэтому рациональная конструкция камеры сгорания должна представлять собой некоторый компромисс между требованиями, вытекающими из задачи уменьшения эмиссии этих двух групп загрязняющих компонентов. Это может быть обеспечено за счет совершенствования рабочего процесса первичной зоны и рационального выбора объема жаровой трубы камеры сгорания. Однако для дальнейшего снижения эмиссии вредных веществ необходима разработка камер сгорания более сложной конструкции с увеличением числа зон горения, каждая из которых оптимизируется на определенный режим работы, или регулируемых камер сгорания. Различные варианты таких схем активно разрабатываются в мире в настоящее время.

Процесс горения в традиционной камере сгорания можно условно разделить на три зоны. В первичной зоне горения должны быть созданы условия для стабилизации пламени, а также обеспечено необходимое время пребывания, температура и интенсивность турбулентности, при которых может быть получена достаточно высокая полнота сгорания топлива. Условно определяют две зоны обратных токов.

Крупная зона обратных токов может быть создана с помощью малого числа крупных струй. В такой зоне смешение горючей смеси с продуктами сгорания протекает медленно, вследствие чего относительно невелика и максимальная скорость объемного тепловыделения. Рассматриваемый процесс горения устойчив в широком диапазоне изменения расходов топлива, а также при низких значениях давления в камере.

Мелкие зоны обратных токов могут быть созданы посредствам большого числа мелких струй. Достигаемая в этом случае высокая интенсивность перемешивания приводит к большим скоростям объемного тепловыделения в смесях стехиометрического состава. Однако при этом, по сравнению с зоной обратных токов большого размера, сужается диапазон устойчивого горения и снижается экономичность при низких давлениях. Рассматриваемая система в сочетании с регулированием распределения расхода воздуха весьма перспективна в отношении снижения выбросов вредных веществ.

В любой камере сгорания достаточную по длине область должна занимать промежуточная зона, предназначенная для выполнения двух основных функций. На малых высотах полета в промежуточной зоне должно происходить возмещение потерь, связанных с диссоциацией, а также догорание плохо перемешанных переобогащенных топливом газов. Потери из-за диссоциации обусловлены химической нестабильностью продуктов сгорания (двуокиси углерода СО2 и паров воды Н2О) при высоких температурах. Если даже предположить, что топливо сгорает полностью, то следует учитывать, что при температурах 2200 - 2400 К в первичной зоне происходит окисление СО до окиси углерода СО2, а также диссоциация кислорода и в меньшей степени NOx. В равновесной стехиометрической смеси при давлении 2 МПа и температуре 2350 К содержится около 1,5 % СО. Если такой диссоциированный горячий газ попадает непосредственно в зону разбавления и будет быстро охлажден большим количеством подмешиваемого к нему воздуха, то состав газа окажется «замороженным» и окись углерода СО покинет камеру с истекающими газами, не успев окислиться до СО2 и выделить при этом соответствующее количество тепла. Постепенное снижение температуры газов до некоторого промежуточного уровня, которое достигается добавлением небольших количеств воздуха, позволяет завершить окисление и процесс дожигания несгоревшей части топлива.

На больших высотах полета (т.е. при низком давлении окружающей среды) скорости реакций в первичной зоне становятся меньше и процесс горения не успевает завершиться к моменту выхода газов из первичной зоны. При этом промежуточная зона становится как бы продолжением первичной зоны и позволяет увеличить время пребывания газов при высокой температуре, прежде чем произойдет их охлаждение и возможное замораживание реакций в зоне разбавления.

Уровни концентрации большей части загрязняющих веществ в выхлопе ГТД могут быть непосредственно связаны с распределением температуры и непосредственно со временем пребывания продуктов горения в камере сгорания. Концентрации СО и НУВ максимальны на режимах малого газа и уменьшаются с увеличением тяги двигателя. В противоположность этому выброс окиси азота и дымления несущественен на режимах малого газа и достигает максимума на режимах максимальной тяги. Эти характеристики представлены на рис. 1.

Обычный путь создания камер сгорания - конструирование их на основе предыдущего опыта с учетом рекомендаций теории и с последующей трудоемкой опытной доводкой и совершенствованием. При организации процессов горения в технике наметилась тенденция к увеличению степени однородности смеси. К последнему приводит ряд обстоятельств, главным из которых является необходимость интенсификации процессов горения в потоке.

Возможность камер сгорания работать с наименьшими выбросами окислов азота, окиси углерода, несгоревших углеводородов, дыма и других канцерогенных веществ характеризует ее эмиссионное совершенство. Эффективность сгорания топлива в камере, обычно, определяется безразмерным параметром ? г I *пр, представляющим собой отношение времени полного сгорания топлива к времени пребывания газа в камере сгорания. С уменьшением указанного параметра индексы выброса окиси углерода и несгоревших углеводородов снижаются, а индекс выброса окислов азота наоборот увеличивается. Снизить этот параметр можно увеличением пребывания газа в зоне горения или уменьшением времени процесса сгорания топлива, например, при интенсификации указанного процесса за счет применения усовершенствованных фронтовых устройств с вихревыми горежами.

Уровень эмиссионного совершенства камеры сгорания определяется следующими параметрами: временем пребывания газа в камере tщ,, функционально зависимого от тяги двигателя Р (номинальной мощности), неполнотой сгорания топлива 1-77г, зависимой от параметра форсирования камеры О, соотношением индексов загрязнения окиси углерода и несгоревших углеводородов Р, зависимым от неполноты сгорания топлива.

Главными факторами, влияющими на образование NOx, являются локальные температуры газа в камере сгорания, время пребывания газа в зоне высоких температур, уровни концентрации кислорода и азота в зоне горения, а также температура воздуха на входе в камеру сгорания рис. 2, 3. Выбросы NOx высоки и имеют тенденцию к возрастанию, а возможности по управлению локальной температурой газа, концентрациями кислорода и азота, например, путем перераспределения расхода воздуха по длине камеры сгорания, весьма ограничены вследствие того, что распределение воздуха по элементам камеры сгорания существенно влияет на ее основные характеристики: диапазон устойчивой работы, высотный запуск, дымность и т.д. Поэтому при проектировании новых камер сгорания и фронтовых устройств с традиционной схемой организации рабочего процесса практически единственным действенным средством уменьшения выброса NOx является сокращение времени пребывания продуктов сгорания в зоне высоких температур. Приближенно можно полагать, что время пребывания в указанной зоне пропорционально средней величине времени пребывания газа в камере сгорания.

Известно, что с увеличением р*к и Т*к происходит уменьшение выброса СО, НУВ и увеличение выброса NOx. На режиме малого газа (по данным ЦИАМ) выделяется 85 - 95 % СО и НУВ за цикл и лишь 10-15 % NOx. Высокий уровень выброса СО и НУВ на режиме малого газа объясняется малой концентрацией топлива в рабочей смеси, плохим смесеобразованием, небольшой скоростью протекания химических реакций при низких температурах и давлениях, а следовательно, и большой долей несгоревших компонентов топлива. Результатом является неполное сгорание топлива на малых режимах. Несколько сглаживает этот эффект увеличение времени пребывания газа в камере сгорания, наблюдаемое на режиме малого газа, однако низкие значения р*к и Т*к оказывают более значительное воздействие. Режим малого газа - нерасчетный режим. Это усугубляет трудности, возникающие при доводке двигателя по выбросам СО и НУВ. Даже применение специальных мероприятий, таких, как пневматическое распыление топлива, дающие эффект именно на малых режимах, не всегда обеспечивает удовлетворение норм ICAO.

Итак, повышение р*к и Т*к приводит к уменьшению выброса СО, НУВ и к увеличению выброса NOx. Учитывая, что на уровень образования NOx в традиционных камерах сгорания ГТД, практически, реально можно воздействовать только снижением времени пребывания газа в зоне горения, этот параметр выбирается как основной из условия удовлетворения норм на выброс NOx.

Окислы азота, основную часть которых обычно составляет окись азота, образуются в результате окисления азота, находящегося в атмосферном воздухе, в высокотемпературных зонах камер сгорания. Этот процесс эндотермичен и идет с заметной скоростью только при температурах выше 1800 К. N0 образуется только в горячих центральных зонах камеры, и максимум концентрации N0 достигается на режиме наибольшей тяги. По причинам образования различаются:

- термическая N0, образующаяся при окислении атмосферного азота в послепламенных газах;

- сверхравновесная N0, образующаяся в быстрых реакциях во фронте пламени;

- топливная N0, образующаяся в результате окисления азота, содержащегося в топливе.

Термическая окись азота. Установлено, что образование N0 в процессах горения происходит в соответствии с цепным механизмом Зельдовича: 02 о 20;

0+N2 NO+ N-316 кДЖ\ В. 2

N + 02 NO + О-1364 КДЖ.

Основные реакции окисления топлива в воздухе протекают при избытке воздуха быстро и играют незначительную роль в процессе образования N0, просто нагревая смесь.

Цепные реакции образования N0 начинаются с высвобождения атомов кислорода при термической диссоциации молекул кислорода, не израсходованных при горении. Появляющиеся затем атомы азота реагируют с молекулярным кислородом и образуют N0. Равновесная термическая диссоциация молекул азота при тех температурах, которые имеют место в камерах газотурбинных двигателей, еще не достигается, и единственным источником атомарного азота служит вторая реакция (с атомарным кислородом). Расчетная равновесная концентрация N0 возрастает с уменьшением коэффициента избытка топлива ф при фиксированной температуре и с повышением температуры при неизменном <Р. В камерах сгорания <Р и температура взаимосвязаны, потому вследствие конкуренции между молекулами топлива и азота за свободный кислород, образование N0 достигает максимума с «бедной» стороны от стехиометрии. Хотя температура максимальна в стехиометрической или более богатой смеси, имеющийся кислород вступает в реакцию, главным образом, с молекулами топлива (из-за более высокой скорости экзотермических реакций окисления топлива). При понижении ф ниже примерно 0,8 падение температуры горения настолько велико, что оно перекрывает эффект от увеличившегося содержания свободного кислорода, и уровень концентрации образующейся N0 начинает снижаться.

Рис. 2 демонстрирует четкую зависимость выброса NOx от температуры воздуха на входе в камеру, которая, как известно, в значительной мере определяет температуру пламени. Влияние на выброс NOx температуры пламени и давления воздуха исследовалось в работах с пропановоздушной смесью [3, 14, 114, 125]. Полученные результаты хорошо описываются выражением:

In{NOm /г)= -72,28+ 2,80л/Г-7738, где Т - адиабатическая температура пламени, г - время пребывания газа в камере, мс. Влияния давления при его изменении от 0,5 до 3 МПа обнаружено не было, этого и следовало ожидать, поскольку реакция происходит без изменения объема. Влияние времени пребывания газа в камере на образование NOx следует из данных рис. 3. Они свидетельствуют об увеличении выброса NOx при росте времени пребывания, за исключением режима с очень бедной смесью <р~ 0,4, для которого скорость образования NOx настолько мала, что влияние на нее изменения времени пребывания становится несущественным.

Сверхравновесная окись азота. При определенных условиях, особенно в низкотемпературных пламенах богатой топливовоздушной смеси, N0 обнаруживается на очень ранних стадиях процесса горения; этот факт противоречит идее о медленном характере окисления азота. Механизм этого явления пока еще далеко не ясен, но установлено, что оно происходит в результате взаимодействия большого числа промежуточных веществ, возникающих в ходе основных реакций окисления углеводородов до СО и затем до Сф?.

Выбросы такой «сверхравновесной» окиси азота не могут быть предсказаны с высокой точностью. Однако, для наиболее совершенных современных камер сгорания они, вероятно, должны быть между 0 и 30x10"6 по концентрации, причем, меньшие величины соответствуют высокотемпературным условиям относительно «бедной» зоны горения, а большие величины - низкотемпературной зоне горения «богатой» смеси.

Окись азота из топлива. Если в топливе содержится химически связанный азот, то часть этого азота неизбежно перейдет в окись азота, называемую «N0 из топлива». Доля азота, подвергающегося такому превращению, зависит от особенностей процесса горения. Легкие дистиллятные топлива содержат небольшие количества органического азота (менее 0,06 %), но тяжелые продукты перегонки могут содержать уже до 1,8 % азота. Поэтому в зависимости от степени окисления этого азота N0 из топлива может составлять значительную долю в общем выбросе окиси азота.

Имеющиеся данные о механизме образования N0 из связанного в топливе азота позволяют предположить следующее:

• Связанный азот, если его содержание в топливе не велико (менее 0,5 % по массе), практически, полностью превращается в N0 при горении «бедных» смесей.

• Степень превращения азота в N0 уменьшается при увеличении содержания азота в топливе, особенно при горении «богатых» смесей.

• Степень превращения азота в N0 медленно увеличивается при повышении температуры пламени.

• Состав азотосодержащих компонентов топлива не влияет на степень превращения азота в N0.

До сих пор рассматривалась только окись азота, являющаяся продуктом первоначального окисления азота. Однако окись азота окисляется до двуокиси, как только достигается требуемая для этого низкая температура в выхлопных газах двигателя.

В действительности превращение N0 в NO2 начинается еще в камере сгорания в зонах со значительным избытком воздуха. На режимах большой тяги доля NO2, образующейся в камере, очень мала, но на режимах малого газа содержание NO2 в окислах азота (NO + NOj) может достигать 50 %. Эти результаты согласуются с тем, что при низких температурах NO2 более стабильна, чем N0. Была предложена кинетическая схема, позволяющая объяснить полученные результаты и прогнозировать скорость превращения N0 в N02, которая, как оказалось, может достигать примерно 25 % за 0,1 мс при 700 К. При 900 К скорость превращения снижается до < 6 % за 0,1 мс. Остаются, тем не менее, некоторые сомнения в отношении того, действительно ли превращение в NO2 происходит в камере сгорания или это результат «замораживания» продуктов горения вблизи охлаждаемых стенок пробоотборника.

Рассматривая практические методы снижения выбросов загрязняющих веществ, концентрируем внимание на отдельных составляющих этих выбросов. Конструкция камеры сгорания выбирается в результате целого ряда компромиссов, и не только между той или иной составляющей выбросов, но и между требованиями к различным характеристикам, таким, как устойчивость горения и размеры камеры. Задача снижения выбросов загрязняющих веществ потребовала нового подхода к конструированию камер сгорания, и в настоящее время разрабатывается уже ряд перспективных схем.

Главным фактором, определяющим образование NOx, является температура. Действительно, выброс NO экспоненциально возрастает с повышением температуры пламени согласно соотношению NOx ~ ехр 0,009 Т\ где Г- температура в зоне реакции, 1000 -1700 К.

Для большинства практических целей остальные параметры камеры сгорания можно учитывать лишь в той мере, в какой они влияют на температуру пламени. Для уменьшения выхода NOx, в первую очередь, необходимо снизить температуру в зоне реакции, в которой скорость образования NOx будет велика. Наконец, время, в течение которого может происходить образование NOx, должно быть сведено к минимуму.

Наиболее прямой путь к уменьшению выбросов NOx заключается во внесении различных конструктивных усовершенствований, к которым относятся изменение геометрии жаровой трубы и распределение расходов воздуха, использование более совершенных методов подачи топлива и охлаждения стенок. Достоинства такого подхода: не затрагивает основной конструкции КС и усовершенствования могут быть введены достаточно легко. Однако, окончательный вариант конструкции будет компромиссным в отношении как выбросов, так и рабочих характеристик КС. Можно использовать следующие практические приемы для снижения выбросов NOx из КС традиционного типа:

• «Бедная» первичная зона - добавление воздуха в первичную зону привело бы к снижению температуры горения, а следовательно, и к уменьшению выброса NOx, но в данном случае увеличивается выброс СО и НУВ. Следовательно снижение выброса NOx данным способом ограничено.

• «Богатая» первичная зона - избыток топлива также, как и избыток воздуха снижает температуру пламени, а следовательно, и выброс NOx. Недостаток этого метода заключается в том, что при переходе «богатых» продуктов сгорания через стехиометрическое состояние трудно обеспечить требуемое условие на входе в турбину. Скорость перевода продуктов сгорания из «богатого» в «бедное» лимитируется тем, что за соответствующее ему время СО и НУВ должны успеть окислиться.

• Гомогенизация горения. Улучшение перемешивания топлива и воздуха до горения сделала бы более равномерной температуру пламени в зоне горения. Если это осуществить в условиях «бедной» первичной зоны, то выброс NOx может быть значительно снижен.

• Уменьшение времени пребывания. Выброс NOx может быть значительно снижен, если уменьшить время пребывания газа в условиях высоких температур и особенно в зоне обратных токов, где происходит диффузионное горение.

• Впрыск воды. Так как образование NOx сильно зависит от температуры, то разбавление топливовоздушной смеси не горючим веществом должно снижать выход NOx. Главным недостатком впрыска воды являются эксплуатационные проблемы, связанные с подачей и хранением больших количеств дистиллированной воды. Такая техника уменьшения выбросов успешно применяется в ряде больших газовых турбин тепловых электростанций.

• Циркуляция продуктов сгорания. Основой этого метода является возврат в первичную зону охлажденных продуктов сгорания. Применение этого метода позволит существенно снизить выход NOx, но ценой увеличения выхода СО. К другим недостаткам этого метода относится увеличение размеров, веса и усложнение конструкции КС.

• Применение КС с микрофакельным горением.

Один из возможных подходов заключается в использовании в той или иной форме «изменяемой геометрии», т.е. регулирование проходных сечений и, следовательно, количество воздуха, поступающего в первичную зону горения.

Другой подход связан с использованием двух отдельных зон горения, каждая из которых оптимизируется для работы соответственно на режимах малой и большой мощности.

Существуют схемы двухзонной двухъярусной кольцевой КС, которая имеет две кольцевые зоны горения. Внешняя зона - ступень малого газа. Эта ступень служит одновременно дежурной зоной горения для внутренней основной зоны, которая используется на всех остальных режимах двигателя.

Наибольшими потенциальными возможностями, в отношении снижения уровня выбросов окислов азота, обладает, так называемая, каталитическая КС. Однако, при реализации такой КС встретится ряд серьезных проблем: высокая стоимость, отравление и эрозия катализатора, большие гидравлические потери и трудности поддержания заданного температурного режима в каталитическом реакторе.

Чтобы удовлетворить требования по уровню выбросов дальней перспективы, необходимо создать КС нового типа, позволяющие снизить выбросы всех вредных компонентов одновременно. Должного эффекта можно достичь при использовании эшелонирования подачи топливовоздушной струи в осевом направлении.

Типичные варианты имеют следующие отличительные признаки:

• Слабофорсированная первичная зона с системой подачи топлива, обеспечивающей хорошее смешение его с воздухом. Горение в первичной зоне должно обеспечивать подвод тепла, необходимый для режима малого газа, и создавать дежурное пламя для остальных зон горения, располагающихся ниже по потоку.

• Дополнительные зоны горения (одна из нескольких) ниже по потоку, каждая с отдельным подводом топлива и воздуха, с хорошим их перемешиванием. В концепции зонного горения упор делается на оптимизацию распределения топлива, тогда как в случае КС изменяемой геометрии на передний план выдвигается распределение воздуха. Общая цель обеих концепций состоит в регулировании температуры горения для достижения низкого уровня выбросов при всех эксплуатационных условиях.

Сжигание предварительно подготовленной бедной смеси рассмотрено в работах [16, 69, 76, 82, 83, 105]. Этот подход предусматривает полное испарение топлива, и полное перемешивание его с воздухом до начала горения. Исключая горение капель, и создавая в первичной зоне гомогенную бедную смесь, удается обеспечить низкую температуру реакции, устранить в зоне горения локальные горячие области и, таким образом, заметно уменьшить выброс NOx.

Для получения максимального эффекта этот подход следует применять к камере изменяемой геометрии. Но даже в этом случае процесс горения иногда может оказываться в опасной близости к пределу срыва пламени. В связи с этим, может потребоваться применение дежурного пламени того или иного типа, чтобы обеспечить воспламенение и поддержать горение при неблагоприятных условиях. Другим недостатком сжигания «бедной» смеси является то, что время, необходимое для испарения топлива до его поступления в зону горения камеры, может оказаться достаточным для самовоспламенения смеси или проскока пламени при высоких температурах воздуха на входе в камеру, характерных для взлетного режима. Кроме того, расход воздуха через фронтовую часть жаровой трубы, необходимый на режимах большой тяги для обеспечения «бедного» состава смеси в зоне горения, на режимах меньшей мощности может оказаться слишком большим и вызвать срыв пламени. При использовании рассматриваемой схемы организации процесса горения в будущих камерах газотурбинных двигателей должны быть приняты во внимание и характеристики экономичности (полнота сгорания топлива), а также надежность, ресурс и ремонтопригодность.

Каталитическое горение [18, 25, 51, 62, 65, 124, 141, 147]. Катализ позволяет окислять топлива при температурах, значительно ниже «бедного» предела воспламенения. Поэтому применение катализаторов в камерах сгорания, занимающих часть объема зоны горения, дает возможность сжигать топливо при температуре, которая примерно на 1000° ниже максимальной температуры в зоне горения обьгчной камеры. Так как выброс NOx зависит от температуры экспоненциально, можно ожидать, что горение при сильно сниженных температурах уменьшит образование NOx по тепловому механизму на несколько порядков величины.

Одним из недостатков каталитических камер сгорания является возможность самовоспламенения топлива перед каталитической решеткой. Применение каталитических камер сгорания в двигателях потребует разработки способа прогрева катализатора до температуры его активации при «холодных» запусках двигателя.

Микрофакельное горение [17, 24, 89, 143]. КС современных ГТД должны удовлетворять широкому кругу требований, относительная важность которых зависит от типа двигателя. Для транспортных двигателей наиболее значительными являются:

- близкая к ста процентам полнота сгорания во всем диапазоне рабочих режимов;

- уменьшение размеров и массы;

- соответствие фактического и расчетного полей температур газов на выходе из КС;

- обеспечение устойчивого горения в широком диапазоне изменения скорости и коэффициента избытка воздуха;

- способность работать на ухудшающихся видах топлива;

- простота обслуживания и сборки КС;

- низкие гидравлические потери;

- обеспечение норм по токсичности продуктов сгорания.

Невозможность одновременного выполнения выше перечисленных жестких требований изменения конструкции КС привели к поиску новых способов организации сжигания топлива: каталитическая, гомогенная и зонная.

Зонное горение предполагает организацию процесса горения в ряде дискретных зон, причем могут использоваться осевое, радиальное и окружное расположение зон. Наибольшее распространение имеет осевое или ступенчатое расположение зон горения. Двухступенчатые КС нашли широкое применение в авиационных двигателях, но чрезмерное увеличение осевых габаритов оказалось неприемлемым для двигателей наземного транспорта.

Разновидностью зонного горения является микрофакельный принцип сжигания топлива, т.е. дробление факела на отдельные микроочаги как в радиальном, так и в окружном направлениях, что увеличивает поверхность и объем фронта горения.

Все модели микрофакельных фронтовых устройств обеспечивали предварительную подготовку горючей смеси и рассредоточение, секционирование поверхности фронта горения КС.

В основу разработки микрофакельных устройств для сжигания жидкого топлива положены следующие принципы:

- предварительная подготовка топливовоздушной смеси;

- многоместная, устойчивая стабилизация пламени, обеспечение частичной рециркуляции горячих продуктов сгорания;

- «развитие зоны горения во всех направлениях за счет явления самоорганизации и эжекции микрофакелов»;

- максимальное увеличение общей поверхности фронта пламени путем продольно-поперечного секционирования;

- организация надежного охлаждения;

- обеспечение пониженного среднего уровня температуры факела за счет оптимального распределения воздуха к микрофакелам;

- использование в конструкции многоярусности и различных профильных элементов для стабилизации пламени.

В отличии от традиционных схем, особенностью новых конструкций является то, что в микрофакельных КС отсутствует разделение камеры на зоны горения и смешения и почти весь воздух подается через фронтовые стабилизаторы. В аэродинамическом следе микрофакельных устройств происходит удержание отдельных микроочагов, поэтому они сами являются стабилизаторами.

В зависимости от назначения и условий работы двигателя подготовка топливовоздушной смеси может меняться. Эти конструкции обеспечивают все более возрастающие требования к выбросу вредных веществ, а также обеспечивают использование в двигателях топлива, ухудшенного качества, и значительно улучшают компоновку всего двигателя.

В программах NASA основное внимание уделяется выбросам NOx, которые существенны только на режимах большой мощности. В отличие от них, программа исследования возможностей снижения вредных выбросов на режимах малого газа (LPERT) имела своей целью существенное уменьшение выбросов СО и НУВ на режимах малой мощности. Эти требования очень жесткие, поскольку можно установить, что они соответствуют полноте сгорания топлива на режиме малого газа, равной 99,7 %.

Три варианта КС были сконструированы и потом испытаны в условиях, соответствующих режиму малого газа перспективного турбовентиляторного двигателя:

- камера сгорания с теплоизолированной стенкой;

- камера сгорания с регенеративным воздушным охлаждением;

- камера сгорания с каталитическим конвертером.

Большие потенциальные возможности КС с сжиганием предварительно подготовленной бедной смеси требуют значительных исследовательских усилий в области горения «бедных» смесей, подготовки топливовоздушной смеси, самовоспламенения и проскока пламени. Было проведено исследование влияния режимных параметров КС (давления, температуры и состава смеси в зоне горения), времени пребывания, геометрии камеры и характеристик топливовоздушной смеси, таких, как угол конуса распыления, распределения капель по размерам, степень испарения и однородность смешения, на горение бедных смесей и характеристики выброса. Был достигнут уровень выброса NOx не более 0,3 г/кг топлива при полноте сгорания топлива выше 90 %; при этом камера работала вблизи «бедного» предела устойчивого горения. Также установлено, что добавка небольших количеств водорода к пропановоздушной смеси может смещать «бедную» границу срыва пламени в сторону меньших значений ф, а также значительно уменьшить выбросы NOx без ухудшения полноты сгорания топлива.

Вихри определяют характеристики струи и значительно увеличивают уровень теплообмена. Вихри образуют зону рециркуляции, зону с хорошим смешением с продуктами сгорания и область накопления тепла вблизи выходного сечения горелки (форсунки).

В Московском государственном авиационном институте в качестве возможной схемы малотоксичной камеры сгорания, позволяющей добиться снижения образования окислов азота в продуктах сгорания углеводородных топлив, рассматривается схема кольцевой камеры сгорания с подачей топлива через большое число топливных форсунок, располагающихся в головной части камеры. Такая схема камеры сгорания является одной из схем двухзонной камеры сгорания с горением бедной топливовоздушной смеси. На ряду с расчетными исследованиями проводятся и экспериментальные исследования.

На первом этапе исследования, учитывая возможности экспериментального стенда, было принято решение разработать, изготовить и испытать индивидуальную жаровую трубу камеры сгорания с современным фронтовым устройством. Такая камера сгорания является модельной, она существенно облегчает проведение экспериментальных исследований и значительно снижает стоимость изготовления экспериментальной модели.

Приоритетным направлением исследования для данной работы принято изучение такого компонента продуктов сгорания нефтяного топлива в газотурбинном двигателе, как NOx. В работе проведены экспериментальные исследования влияния конструкции фронтового устройства на процесс образования NOx.

Цель данной работы состоит в проведении экспериментальных исследований процессов образования NOx в камерах сгорания газотурбинных двигателей, определении зон с максимальной концентрацией NOx с целью математического описания этого процесса и разработки практических рекомендаций по повышению экологичности ГТД.

Задачи настоящего исследования могут быть сформулированы следующим образом:

- исследовать структуру течения в аэродинамическом следе за одиночной вихревой горелкой, установленной в свободном пространстве;

- выполнение сравнительного анализа параметров газовой струи по наличию вредных выбросов в следе за фронтовыми устройствами различной конструкции;

- проведение экспериментальных исследований новой конструкции фронтового устройства, в котором используются наиболее перспективные разработки в области организации процесса горения с целью уменьшения количества вредных выбросов в атмосферу;

- с помощью газоанализатора определить наличие вредных выбросов за фронтовыми устройствами различной конструкции, а также определить зоны максимальной концентрации этих веществ;

- обратить особое внимание на зоны, в которых происходит активное образование N0 и NOx и, в частности, выбросов NOx\

- разработать в соответствии с результатами исследований физическую модель процесса горения обедненной смеси для проверки полученных экспериментальных результатов;

- провести проверку полученных экспериментальных результатов по методике, разработанной рабочей группой на базе программного пакета EFD.Lab фирмы NIKA GmbH;

- разработать практические рекомендации, направленные на наибольшее снижение количества вредных выбросов в камере сгорания предложенной схемы.

ВЫВОДЫ

Предложена новая схема фронтового устройства для камер сгорания воздушно-реактивных двигателей, которое обеспечивает снижение выбросов NOx.

Выполнен анализ экспериментальных данных фронтовых устройств (ФУ), полученных при испытаниях двух типов фронтовых устройств: ФУ № 1 (с противоположным направлением вихревого вращения воздушных потоков первого и второго контуров), и разработанного ФУ № 2 (с двухзонной схемой сжигания топлива), которое испытывал ось в двух конфигурациях (с модельной жаровой трубой и без неё). Проведены сравнения выделения NOx в следе за рассмотренными фронтовыми устройствами на одинаковых режимах работы. Анализ показал, что при работе ФУ № 1 происходит более интенсивное выделение NOx (до 35 ррт), чем при работе ФУ № 2, за которым в центральной зоне есть область с выбросом NOx до 25 ррт, а в наружной зоне при горении подготовленной гомогенной смеси выделение NOx падает почти до 0 ррт, не смотря на то, что температура поддерживалась в пределах 1300 -1600 °С.

Проведен сравнительный анализ полученных экспериментальных данных с результатами теоретических расчетов. Расчетно-теоретические исследования подтвердили данные экспериментальных исследований, правильность выбранной схемы сжигания топлива. Было подтверждено, что в центральной части разработанного ФУ есть область с повышенным образованием NOx. В наружной части при гомогенном горении выделение NOx падает почти до 0 ррт.

Результаты экспериментов дают возможность получить для разработанного типа ФУ выбросы вредных веществ меньше существующих норм ИКАО, т.е. при существующей норме по NOx 50 ррт получено 25 - 35 ррт, что примерно на 30 - 50 % меньше нормы.

• В результате проведенных расчетно-теоретнческих и экспериментальных исследований ФУ № 2 обоснована выбранная концепция сжигания топлива во внешнем контуре по кинетическому принципу, даны рекомендации по использованию фронтового устройства данного вида в камерах сгорания ГТД с целью уменьшения вредных выбросов.

1. Абрамович Г. Н. Влияние крупных вихрей на структуру турбулентного течения со сдвигом. Известия АН СССР, МЖГ, 1978, № 5.

2. Абрамович Г. Н., Крашенинников С. Ю., Секундов А.Н. и др. Теория турбулентных струй. М.: Наука, 1984, изд. 2, 716 с.

3. Абрамович Г. Н., Крашенинников С. Ю., Секундов А. Н., Смирнова И. П. Турбулентное смешение газовых струй. М.: Наука, 1974,272 с.

4. Адлер Ю. П., Макаров Е. В., Грагновский Ю. В. Планирование эксперимента при поиске оптимальных условий. М.: Наука 1976,279 с.

5. Акимов В. Н., Бакулев В. И., Курзинер Р. И. и др. Теория и расчет воздушных двигателей. М.: Машиностроение, 1987, 568 с.

6. Альбицкий А. А. Расчет кольцевых закрученных струй методом эквивалентной задачи теории теплопроводности. В кн. Теплофизика и теплотехника. Киев: Наукова думка, 1970. 111-115 с.

7. Апельбаум С. О., Петрушов Ю. Н., Румянцев А. Г. Разработка и исследование модельной камеры сгорания с вихревой горелкой для ГТД с низким давлением подачи топлива. М.: 1975, Техотчет ЦИАМ № 2641, 48 с.

8. Ахмедов Д. Н., Балагула Т. Б., Хакимбаев Ш. Структура двух потоков с противоположной закруткой. Теплоэнергетика. 1978, № 2,- стр. 50-53.

9. Ахмедов Р. Б., Балагула Т. Б., Рашидов Ф. К., Сакаев А. Ю. Аэродинамика закрученной струи. М.: Энергия, 1977. 240 с.

10. Безменов В. Я., Онищик И. И. Исследование влияния конструктивных параметров зоны смешения кольцевой камеры сгорания ГТД на неравномерность полей температур в выходном сечении / на моделях/. М.: 1971, труды ЦИАМ, № 488.18 с.

11. Безменов В. Я., Рекин А. Д., Парфенов И. В. и др. Усовершенствование методики определения полей температур газа в выходном сечении камер сгорания с помощью термопар (до 2000 К ). Техотчет ЦИАМ, № 7982.1976.

12. Беластоцкий С. В. Влияние закрутки потока на смесеобразования в цилиндрической модели горелки. Теплоэнергетика, 1970, № 1. С. 89 92.

13. Белоусов А. Н., Кньпп Ю. А., Ланский А. М. Особенности течения закрученного потока в канале вихревой форсунки. Изв. ВУЗ: Авиационная техника, 1978, № з. с. 144 -148.

14. Белоусов А. Н., Лукачев С. В., Ланский А. М. Исследование вихревых газовых форсунок для камер сгорания ГТД. В сб. Газотурбинные и комбинированные установки. Всесоюзная межвузовская конференция МВТУ, 1979. С 95-96.

15. Бородин В. А., Дитякин Ю. Ф., Клячко Л. А. Распыливание жидкостей. М.: Машиностроение, 1967.

16. Бортников М. Т. Стабилизация процесса горения в камерах сгорания. М.: 1974. Труды ЦИАМ, № 673. 61 с.

17. Валеев В. С., Кудрявцев А. В., Купцов Г. М. Экспериментальное исследование распиливания жидкости, подаваемой струйной форсункой перпендикулярно направлению потока воздуха. Изв. ВУЗов, Серия Авиационная техника, № 3,1984.

18. Валиев Ф. М., Талантов А. В. Исследования закономерностей образования токсичных веществ в пламени. Авиационная техника. 1981 г. № 3. С.27-34.

19. Вахнеев С. Н., Онищик И. И., Кешман Е. А. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания ГТД. Авторское свидетельство. № 702780,1978.

20. Вахнеев С. Н., Онищик И. И., Петров С. П. и др. Горелочное устройство камеры сгорания. Авторское свидетельство СССР № 953875Х МКИФ 23 Р, 1981.

21. Вахнеев С. Н., Онищик И. И., Петров С. П., Христофоров И. JI. Исследование характеристик камер сгорания с различными фронтовыми устройствами. -М: 1980. Техотчег МАИ № 14.

22. Веселовский А. В., Маев В. А., Сударев А. В., Яркова С.С. Вихревые смесители камер сгорания ГТУ. Энергомашиностроение, 1969 № 3. С. 34 -36.

23. Веселовский В. Н., Грячева Н. В., Маев Н. А, Сударев А. В. Исследование многогорелочной камеры сгорания с завихрителем вторичного воздуха при зжигании жидкого топлива. Теплоэнергетика, 1969, № 7. С. 26 30.

24. Гавриш С. А., Диденко В. И., Любчик Г. Н., Христич В. А. О токсичности выхлопа газотурбинных двигателей. Энергомашиностроение, 1977, № 12. С. 21-23.

25. Геневский А. С. Турбулентные струйные течения с обратными токами жидкости. Промышленная аэродинамика. Оборон ГИЗ, 1962. Выпуск 23.

26. Герценштейн Р. П. Исследование течения закрученного потока в коротких цилиндрических трубах. Сб.: рабочие процессы в турбинах и двигателях внутреннего сгорания. - М.: 1978. С. 76-81.

27. Гладков В. В., Гусева М. В. Расчетные и экспериментальные значения равновесной температуры газовой смеси при струйном (пленочном) охлаждении пластины. М.: Наука, 1982.

28. Горбунов Г. М. Выбор параметров и расчет основных камер сгорания ГТД. -М.: МАИ, 1972. С. 230.

29. Горбунов Г. М., Христофоров И. JI. Механизм процесса горения за фронтовым устройством и в зоне втекания струй вторичного воздуха в камерах ГТД. Горение и взрыв. М.: Наука, 1972.

30. Горбунов Г. М., Христофоров И. JI. Механизм выгорания топлива и тепловыделение в зоне втекания струй вторичного воздуха, в камерах ГТД с различными фронтовыми устройствами. Изв. ВУЗ, Авиационная техника, № 1,1970. С. 88 - 97.

31. Горбунов Г. М., Эммиль М. В. Закрученные струи за кольцевыми лопаточными завихрителями в камере сгорания ГТД. В кн. Исследование двухфазных магнитогидродинамических и закрученных турбулентных струй. - М.: МАИ 1972. Вып. 248. С. 84 - 92.

32. Гоулдин Ф. К., Депски Дж. С., Ли С. Л. Поля скоростей в вихревой камере сгорания. Аэрокосмическая техника. Двигатели, том 3, № 10, 1985. С. 46 -56.

33. Груздев В. Н., Тавгер М. Д., Талантов А. В. Анализ моделей стабилизации пламени на основе активных частиц в потоке. Изв. ВУЗ, Авиационная техника, 1980, № 1. С. 28-33.

34. Гупта А., Лилли Д., Сайдер Н. Закрученные потоки. М.: Мир, 1987. 558 с.

35. Дитякин Р. Ф., Клячко Л. А., Новиков Б. В., Ягодкин В. И. Распыливание жидкостей. М.: Машиностроение, 1977.207 с.

36. Дорошенко В. Е. О процессе горения в камере ГТД. М.: Труды ЦИАМ, 1959, №354. 26 с.

37. Дульфан В. Д., Еременко Н. В., Щуваева И. М. К расчету двойных коаксиальных закрученных струй. Энергетическое машиностроение Республиканский межведомственный тематический научно-технический сборник. 1976, вып. 22.

38. Ивлеев А. И. Исследование взаимодействия коаксиальных закрученных потоков в камере сгорания ГТД. В сб. Газотурбинные и комбинированные установки. - Всесоюзная межвузовкая конференция МВТУ, 1979. С. 93-94.

39. Канило П. М. Токсичность ГТД и перспективы применения водорода. -Киев: Наук, думка, 1982. 140 с.

40. Келыпман К А., Онищик И. И., Петров С. П., Смирнов В.И. Кольцевая камера сгорания авиационного ГТД. Авторское свидетельство СССР, № 1031279. МКИФ 23 р, 1982.

41. Келыпман Е. А., Оншцик И. И., Петров С. П., Смирнов В. И. Кольцевая камера сгорания. Авторское свидетельство СССР, № 1468134. МКИ 23, 1987.

42. Келыпман Е. А., Онищик И. И., Петров С. П., Смирнов В.И. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя. Авторское свидетельство СССР, № 1176657, МКИ 23,1985.

43. Клячко Л. А. Горение капель топлива в турбулентном потоке воздуха. -Физика горения и взрыва, 1992. Том 28, № 4. С. 26-32.

44. Кныш Ю. А. Динамика перемешивания закрученных потоков газа в камере сгорания ГТД. В сб. Газотурбинные и комбинированные установки. Всесоюзная межвузовская конференция МВТУ, 1979. С. 96-97.

45. Коллрек А. Образование окиси азота в камерах сгорания газотурбинных двигателей. Ракетная техника и космонавтика, 1973, № 5. С. 111 -117.

46. Колодкин А. Г., Онищик И. И., Петров С. П., Христофоров И. Л. Исследование рабочего процесса в модели камеры сгорания при различных способах подвода вторичного воздуха. М.: МАИ, Техотчет - тема 14360. -1982. 83 с.

47. Колосков А. С. К расчету профиля температур в системе пристенных струй. В кн. Струйные течения в элементах авиационных двигателей. М.: МАИ, 1985. С. 45-49.

48. Колыпман Е. А., Онищик И. И., Петров С. П., Смирнов В. И. Кольцевая камера сгорания. Авторское свидетельство СССР, № 1408908, МКИ 23, 1987.

49. Костерин В. А., Дудин Л. А., Хисматуллин А. Я., Мотылинский И. П., Гилязов М. Ш. Обобщение экспериментальных данных по пределам стабилизации пламени на струях. Известия ВУЗ, сер. Авиационная техника, 1968, № 3. С. 59-66.

50. Костерин В. А., Ржевский Е.В. Экспериментальное исследование распространения веерных и парных плоских струй в поперечном потоке. -Известия ВУЗ, сер. Авиационная техника, 1964, № 2. С. 68 80.

51. Костерин В. А., Ржевский Е. В., Хисматуллин А. Я. Некоторые вопросы газодинамики струй в поперечном потоке при горении. Известия ВУЗ, сер. Авиационная техника, 1966, № 1. С. 130 - 139.

52. Крашенинников С. Ю. Исследование затопленной воздушной струи при высокой интенсивности крутки. Известия АН СССР. МЖГ, 1971, № 6.

53. Крашенинников С. Ю. Об условиях автомодельное™ турбулентного течения в закрученной струе. Исследование двухфазных магнитогидродинамических и закрученных турбулентных струй. М.: МАИ, 1972, вып. 248. С. 25 - 47.

54. Крашенинников С. Ю., Данильченко В. П., Носырев Д. Я., Фрейдин А. С. О возникновении сквозного циркуляционного течения при распространении двухкомпонентной закрученной струи в канале. Изв. ВУЗ, Авиационная техника, 1979, № 3. С. 92 94.

55. Кузнецов В. Р. Турбулентное горение однородной смеси и образование токсичных веществ. Физика горения и взрыва, 1992. Том 28, № 4. С. 36 43.

56. Курсте X. О., Иванов Ю. В., Лубу X. О. Исследование аэродинамики потока в закручивающих устройствах. Теплоэнергетика, 1978, № 1. С. 37 40.

57. Лебедев Б. П., Пчелкин Ю. М., Талантов А. В., Христич В. А. Вопросы теории и практики сжигания топлива в ГТД. В сб. Газотурбинные и комбинированные установки. Всесоюзная межвузовская конференция МВТУ, 1979. С. 69-70.

58. Лефебр А. Процессы в камерах сгорания. ГТД. М.: Мир, 1986. С. 567.

59. Cayre A. Performance improvement by point/high pressure fuel injection. Seminar SNECMA Dec. 1998.

60. Лукачев В. П., Кныш Д. А. Современные методы снижения токсичных выхлопных газов ГТД. В сб. Газотурбинные и комбинированныеустановки. Всесоюзная межвузовская конференция МВТУ, 1979. С. 78 -79.

61. Лукьянов В. И. Особенности гидродинамики закрученного потока воздуха в кольцевом канале. Тепло и массобмен в двигателях летательных аппаратов, Казань, 1979, Межвузовский сб., вып. 2. С. 35 - 40.

62. Ляховский Д. Н. Турбулентность в прямоточных и закрученных струях. В кн. Теория и практика сжигания газа. - Л.: Недра, 1964, т. 2. С. 18 - 48.

63. Маев В. А., Сударев А. В., Ламм Ю. А. и др. Камера сгорания. Авторское свидетельство СССР, № 282824. Бюллетень 1970, № 30.

64. Маев В. А., СударевА. В. Газотурбинные камеры сгорания с закрученным движением воздушных потоков. М.: НИИИНФОРМТЯЖМАШ, 1968. С. 50.

65. Марковский С., Леман Р., Рейк Р. Вихревая камера сгорания для газовой турбины. Труды. Энергетические машины и установки, 1976, т. 98, № 1. С. 130- 138.

66. Матур М., Мак-Калум М. Закрученные воздушные струи, вытекающие из лопаточных завихрителей. Экспрессинформация. Сер. Теплоэнергетитика, 1967, №41, per. 156. С. 1-42.

67. Михалев А. С., Фрейман Ю. И. О выборе схемы стабилизации и пределов регулирования гомогенной камеры сгорания. В сб. Газотурбинные и комбинированные установки. Всесоюзная межвузовская конференция МВТУ, 1979. С. 86-87.

68. Молчанов В. В., Медведев В. В., Медведева Т. В. и др. Аэродинамика составной струи. Труды МЭИ, № 396,1979. С. 78 83.

69. Мэмфорд, Хун, Сингх. Гибридная камера сгорания газотурбинного двигателя с низкими выбросами NOx. Труды Американского общества инж.-мех. Сер. А, 1977, № 4. С. 150 - 157.

70. Найденов Г. Ф. Вихревые горелки. Киев. Техника, 1966.121 с.

71. Ницвески, Джонс Измерение загрязняющих веществ, выделяемых завихрительной камерой сгорания. Ракетная техника и космонавтика, 1974, 12, №6. С. 134-141.

72. Онищик И. И. Исследование процесса смешивания в модели смесителя кольцевой камеры сгорания. Теплоэнергетика, 1973, № 1. С. 55 58.

73. Патент 1489339 (Англия). Gas turbine engine combustion chambers Carlisle Denis Richard. Опубликовано 19.10.77.

74. Патент 4041694 (США). Continuous flow combustion engine N. School -Опубликовано 26.08.69.

75. Патент Великобритании № 1561087, МКИФ 23Р, 3\42.

76. Патент Великобритании №1314970, МКИФ 02МС, 7V22.

77. Патент США, № 4194358, МКИФ 02С, 7V22.

78. Патент США № 14814559, МКИФ 02С, 7\00

79. Патент США № 2451216, МКИФ 32Р, 7\00.

80. Патент США № 4006589, МКИФ 02С, 3\00.

81. Патент США № 4058977, МКИФ 02С , 7V22.

82. Патент США № 4112676, МКИФ 02С, 7V22.

83. Патент США № 4129985, МКИФ 02С, 7\18.

84. Патент США, № 3872664, МКИФ 02С, 3\00.

85. Патент Франции № 2402068, МКИФ 02С, 7\00.

86. Патент Япония № 61317753 МКИФ 23Р, 3\06.

87. Петров С. П., Христофоров И. JI. Расчет потерь полного давления в камере сгорания с закруткой и турбулизацией вторичного воздуха. В кн. -Организация рабочего процесса в камерах сгорания ВРД. М.: МАИ, 1986.

88. Петров С. П. Экспериментальные исследования смешения коаксиальных закрученных потоков в цилиндрическом кольцевом канале. В кн. Вихревой эффект и его применение в технике. Куйбышев: КуАИ, 1984. С. 228 - 233.

89. Прандтль JI. Гидроаэродинамика. 2-е изд. М.: 1951.

90. Преображенский В. П. Теплотехнические измерения и приборы. М.: Энергия, 1978. С. 703.

91. Раушенбах Б. В., Белый С. А., Беспалов И. В., Бородачев В. Я., Волынский М. С., Прудников А. Г. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1964.

92. Ромо Дж., Семмер X. Т. Закрученное течение в экспериментальной камере сгорания. Аэрокосмическая техника. Двигатели Т. 3, № 10, 1985. С. 55-66.

93. Рутовский В. Б., Кравченко И. В., Оншцик И. И. Experimental investigation of working process of front devices with opposite flow twisting. Материалы международной конференции TURBO 98, Румыния, Бухарест, 1998, т. 1. С. 147-154.

94. Кравченко И. В., Рутовский В. Б., Ткаченко Д. П. Экспериментальные исследования фронтовых устройств с двойными завихрителями для перспективных камер сгорания. Тезисы докладов на XXVIII Академических чтениях по космонавтике. 2003, С. 325.

95. Булаева М. Н., Кравченко И. В., Рутовский В. Б., Ткаченко Д. П., Хохлов А. В. Направления экспериментальных исследований по горению на кафедре

96. Тезисы докладов научно-методической конференции «Проблемы разработки авиадвигателей и подготовки кадров в современных условиях». 2005, С. 43-44.

97. Булаева М. Н., Кравченко И. В., Рутовский В. Б., Ткаченко Д. П., Хохлов А. В. Направление экспериментальных исследований по теории горения на кафедре 201. Тематический сборник «Теория воздушно-реактивных двигателей и их элементов». 2005, С. 168-173.

98. Рутовский В. Б., Кравченко И. В., Хохлов А. В. Влияние распределения впрыска топлива по длине камеры сгорания на образование окислов азота.52.ой международный конгресс астронавтики, 1-5 октября 2001, Тулуза, Франция. IAF 01 - IAF.S.5.07.

99. Рутовский В. Б., Кравченко И. В., Хохлов А. В. Определение срывных характеристик экспериментальной модельной камеры сгорания. 6-ймеждународный симпозиум «Двигатели для космического транспорта XXI века»,Версаль, Франция, май 13-18,2002.

100. Сигал И. Я. Газогорелочные устройства котельных установок. Киев: Гостехиздат, 1961.162 с.

101. Солохин Э. JI., Овсянников В. А. Планирование эксперимента. М.: МАИ, 1977. 73 с.

102. Сударев А. В. Кинематика закрученного воздушного потока при течении в кольцевом канале. Энергетическое машиностроение. НРШРШФОРМТЯЖМАШ, 1966,11. С. 7 -14.

103. Сударев А. В. Аэродинамика закрученного потока в кольцевом канале. Энергомашиностроение, 1969, № 1. С. 45 46.

104. Сударев А. В. Аэродинамика и теплоотдача кольцевой турбулентной струи воздуха на начальном участке трубы. Энергомашиностроение, 1967, №9. С. 7-10.

105. Сударев А. В. Разработка, исследование оптимальных способов интенсификации рабочего процесса и их внедрение в конструкцию КС стационарных газовых турбин. JI.: 1980. Автореферат диссертации.

106. Сударев А. В., Маев В. А., Горячева М. В. Течение турбулентной полуограниченной струи в конической трубе за кольцевым завихрителем. Энергомашиностроение, 1976, № 6. С. 18-21.

107. Таланнтов А. В. Анализ условий стабилизации пламени на основе модели гомогенного реактора. Изв. ВУЗов, сер. Авиационная техника, 1973, № з. с. 92-99.

108. Талантов А. В., Чумаченко В. Г., Янковский В. Н. Исследование массообмена между первичной зоной и струями вторичного воздуха в камерах сгорания ГТД. Известия ВУЗов., сер. Авиационная техника, 1979, № 1.С. 81-85.

109. Третьяков В. В., Ягодкин В. И. Применение двухпараметрической модели турбулентности для расчета ограниченных закрученных течений. В кн.

110. Вихревой эффект и его применение в технике. Куйбышев: КуАИ, 1984. С. 233-238.

111. Тумановский А. Г. Исследования камер сгорания ГТУ и разработка мероприятий по снижению концентрации окислов азота. Автореферат на диссертацию канд. техн. наук. М., 1971. 26 с.

112. Тумановский А. Г., Ковалев В. Н., Скуридин В. Г. и др. Испытание кольцевой камеры сгорания авиационного двигателя НК-8 на природном газе Теплоэнергетика. 1976, № 1. С. 140- 143.

113. Тумановский А. Г., Третьяков В. В., Сударев А. В. и др. Математическое моделирование рабочего процесса в кольцевой камере сгорания ГТУ. Теплоэнергетика, 1988, № 11. С. 28 32.

114. Устименко Б. П. Проблемы турбулентного переноса во вращающихся течениях. Алма-Ата, Наука, 1977. 228 с.

115. Устименко Б. П., Серант Ф. А. Экспериментальное исследование осредненных и пульсационных характеристик течения коаксиальных сильно закрученных струй, в кн. Теория и практика сжигания газа. Ленинград, Недра, 1975. С. 34-43.

116. Устименко Б. П., Ткацкая О. С. Аэродинамика закрученной струи. Алма-Ата, Наука, 1970, вып. 6. С. 211 - 216.

117. Халатов А. А. Интегральный метод расчета развития закрученного потока в канале. Известия ВУЗов, сер. Авиационная техника, 1977, № 3.

118. Хигир, Бэр. Распределение скорости и статического давления в закрученных воздушных струях, вытекающих из кольцевых и расширяющихся сопел. Труды сер. Д. Теоретические основы инженерных расчетов. 1964. С. 185 194.

119. Хэкер Д. Модель стабилизации пламени в закрученном потоке, основанная на теории пути смешения. Ракетная техника и космонавтика, 1974, т. 2. С. 78-86.

120. Червинский А. Г., Хигир Б. Экспериментальное исследование закрученного вихревого движения в струях. Труды А8МЕ. Прикладная математика. Сер.Б. т. 34,1967. С. 208 - 216.

121. Черепинин Н. Д., Задача о смешении плоских турбулентных струй. В кн. -Газодинамика двигателей и энергетических установок летательных аппаратов.-Казань: 1985. С. 3 7.

122. Щетинков Е. С. Физика горения газов. М.: Наука. 1965. 739 с.

123. Щукин В. К., Далатов А. А., Кожевников А. В. Структура закрученного потока в цилиндрическом канале при однородном вдуве. ИФЖ, 1979, 37, № 2. С. 245-253.

124. Щукин В. К., Шарафутдинов Ф. И., Миронов А. И. О структуре закрученного течения завихрителя с прямыми лопатками. Изв. ВУЗов, сер. Авиационная техника, 1980, № 1. С. 76 81.

125. Эммиль М. В. Закручивание струи за кольцевыми лопаточными завихрителями. В кн. Исследование двухфазных магнитодинамических и закрученных турбулентных струй. - М.: МАИ, 1972, вып. 248. С. 93 - 100.

126. Яковлевский О. В. Гипотеза об универсальности эжекционных свойств турбулентных струй газа и ее приложение. Изв. АН СССР Механика и машиностроение, 1961, № 3. С. 40 54.

127. Янковский В. М., Сыченков В. А., Фархутдинов Р. И. Влияние места подачи топлива в камеру сгорания на характеристики горения. Межвузовский сборник. Рабочие процессы в камерах сгорания ВРД. Казань, 1987.

128. Конструкции камер сгорания с пониженной эмиссией загрязняющих веществ. НЗА. 1978, № 1. С. 12 -17.

129. Применение концепции двухзонной камеры сгорания с низким уровнем эмиссии. НЗНТ, сер. Авиационное двигателестроение. 1992. № 3. С. 34 38. (Rizk N. К., Mongia Н. С. Low NOx Rich-Lenn Combustion Concept Application. - AIAA - 91 - 1962).

130. Проблемы эмиссии авиационных ГТД. НЗНТ, сер. Авиационное двигателестроение. 1992, № 10 9. С. 29 - 32. (Koff В. L. Aircraft Gas Turbine Emissions Challenge).

131. Состояние и проблемы разработки камер сгорания двигателя Е . НЗА, 1982, № 10. С. 1 -10. (Sokolowski D. Е., Rohde J. Е. The ЕЗ combustors: status and challenges. AIAA Paper, 1981, N 1353).

132. Численное моделирование газокапельных реагирующих потоков в камерах сгорания двигательных установок. В. А. Волков, В. Н Гаврилюк, В.

133. Ю. Гидаспов, М. М. Макаров, А. Н. Павлов, В. Ю. Стрельцов, А. В. Хохлов. Математическое моделирование 2005, том 17, номер 8.

134. Smooke M.D. Reduced kinetic mechanisms and asymptotic approximations for methane-air flames. Lecture notes in physics, Springer, NY, 1991.

135. Maas U, Pope S.B. Simplifying chemical kinetics: Intrinsic low-dimensional manifolds in composition space // Comb. Flame 88:239,1992.

136. Maas U, Pope S.B. Implementation of simplified chemical kinetics based on intrinsic low-dimensional manifolds.

137. Warnatz J. Maas U. Dibble R.W. Combustion. Physical and chemical fundamentals, modelling and assumptions, experiments, pollutant formation. Springer, 2001.

138. Сполдиг Д.Б. Горение и массообмен. М. Машиностроение 1985.

139. Spalding D.B. Mixing and chemical reaction in steady confined turbulent flames //13th Symp. Comb., The Combustion Institute, Pittsburg, 1970. p. 649.

140. Magnussen B.F., Hjertager B.H. On mathematical models of turbulent combustion with special emphasis on soot formation and combustion. //16th Symp. (Int'l.) on Combustion. The Combustion Institute, 1976.

141. Pope S.B. PDF methods for turbulent reactive flows //Progress in Energy Combustion Science 11:119,1986.

142. Pope S.B. Computations of Turbulent Combustion: Progress and Challenges // 23rd Symp. Comb., The Combustion Institute, Pittsburgh, 1991. p 591.

143. Peters N. The Use of Flamelet Models in CFD-Simulations. Institut ffir Technische Mechanik, RWTH Aachen, ERCOFTAC-Centre, Germany.

144. Gavriliok V.N., Denisov O.P., Nakonechny V.P., Odintsov E.V., Sergienko A.A.,.Sobachkin A.A, Numerical Similation of Working Processes in Rocket Engine Combustion Chamber. //LAF-93-S.463, October, 1993, Graz, Austria

145. Schley, C.-A., Deplanque, J., Merkle, C., Duthoit, V. and Gavriliouk, V., Fundamental and technological aspects of combustion chamber modelling. // Proc. 3rd Int. Symp. Space Propulsion, Beijing, China, August 11-13,1997, pp 1-15.

146. Pavlov A.N., Sazhin, S.S., Fedorenko, R.P. and Heikal, M.R., A conservative finite difference method and its application for analysis of a transient flow around a square prism // Int. J. Numer. Methods Heat Fluid Flow, Vol. 10, No. 1, pp 6-46, 2000.

147. Trottenberg, U., Oosterlee, C.W., Schuller, A. with Brandt, A., Oswald, P. and Stuben, K., Multigrid, Academic Press, San Diego, 2001.

148. Гурвич JIB. и др. Термодинамические свойства индивидуальных веществ: Справочное издание в 4-ех томах. М.: Наука, 1982.

149. Рид Р., Праусниц Дж., Шервуд Т. Свойства газов и жидкостей. Л.:Химия, 1982, 592с.

150. Физико-химические процессы в газовой динамике. Справочник. Том 2: Физико-химическая кинетика и термодинамика //Под ред. Г.Г.Черного и С.А.Лосева М.: Научно-издательский центр механики. 202. 368 с.

151. Faeth G.M. Evaporation and combustion of sprays //Prog. Energy Combust. Sci. 1983. v.9. N 1/2. P. 1-76.

152. Волков В.А., Мусин B.P., Пирумов У.Г., Прохоров М.Б., Стрельцов В.Ю. Численное моделирование процесса нейтрализации окиси углерода дозированным впрыском воды в высокотемпературную смесь продуктов сгорания // Известия РАН, МЖГ, 1993, № 6, С. 96-106.

153. Волков В.А., Гидаспов В.Ю., Пирумов У.Г., Стрельцов В.Ю. Численное моделирование течений реагирующих газокапельных и газовых смесей в экспериментах по воспламенению метанола // ТВТ. 1998. Т. 36. № 3. С. 424434.

154. Westbrook С.К., Diyer F.L. A Comprehensive mechanism for methanol oxidation//Comb. Sci. and Tech. 1979. V. 20. P. 125-140.

155. R. Robets, L.D. Aceto, R. Kollrak et.al. An Analytical Model for Nitric Oxide Formation in a Gas Turbine Combustor // AIAA Journal, 1972, v. 10 No. 6 P. 820-826.

156. H.G. Adelman, L.H. Browning, R.K. Pefley Predicted Exhaust Emissions from a Methanol and Jet Fueled Gas Turbine Combustor // AIAA Journal. 1976. V. 14. P. 793-798.

157. Sriram V., Steele W.G. Temperature distribution and nitrous oxide formation in the non-adiabatic combustion of fuel oil // AIAA Paper. 1982. N 882. P.l-8.

158. Shang H.M. et. al. Investigation of Chemical Kinetics Integration Algorithms for Reacting Flows. //AIAA Paper 95-0806,1995.

159. Солнцев В.П., Голубев В.А. Исследование процесса сгорания бензино-воздушной смеси в условиях взаимодействия турбулентных следов, образованных стабилизаторами. // Известия высших учебных заведений МВО СССР, серия «Авиационная техника», 1959.