автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Расчетно-экспериментальное исследование течения совершенного газа в резонаторе пульсирующего детонационного двигателя

На правах рукописи

С/Ц

Ларионов Сергей Юрьевич

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ СОВЕРШЕННОГО ГАЗА В РЕЗОНАТОРЕ ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ДЕТОНАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Специальность 05.07.05 - «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

1 2 мдр 2012

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2012

005012733

005012733

Работа выполнена на кафедре "Теория воздушно-реактивных двигателей" Московского авиационного института (национального исследовательского университета).

Защита диссертации состоится «12» марта 2012 г. в 13 час. 00 мин. на заседании диссертационного совета Д 212.125.08 при Московском авиационном институте (национальном исследовательском университете) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (национального исследовательского университета) «МАИ».

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор

Рутовский Владимир Борисович

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор

Полев Анатолий Сергеевич

кандидат технических наук, зам.гл. конструктора Соколов Виктор Евгеньевич

Ведущая организация:

Научно-технический центр им. А.Люльки ОАО НПО «Сатурн»

Автореферат разослан

Ученый секретарь диссертационного совета д.т.н., профессор

Ю.В.Зуев

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы.

Современные тенденции развития двигателестроения обуславливают создание двигательных установок с максимальными, предельно допустимыми рабочими параметрами, поэтому исследование перспективных силовых установок (СУ) как традиционных, так и альтернативных схем, работающих на различных принципах получения тяги, является сейчас весьма актуальным. В настоящее время как у нас в стране, так и за рубежом большое внимание уделяется поиску и исследованию различных схем перспективных СУ для летательных аппаратов (ЛА) различного целевого назначения. Импульсные силовые установки воздушно-реактивного типа отличаются простотой конструкции и ожидаемыми низкими производственными затратами. Высокие ожидаемые технико-эксплуатационные характеристики таких двигателей предопределяют широкие возможности по их применению в боевых системах, в первую очередь в составе СУ для крылатых ракет и самолетов.

Одной из возможных схем реализации таких установок является пульсирующий детонационный двигатель (ПуДЦ). Пульсирующий процесс в таком двигателе осуществляется за счет возбуждения резонансных высокочастотных автоколебаний в газодинамическом резонаторе ПуДЦ, периодически заполняющимся специально подготовленной топливовоздушной смесью, а выделение тепла, увеличивающее амплитуду этих колебаний, происходит за счет детонационного сгорания смеси в ударных волнах, специальным образом формируемых в резонаторе.

Среди ключевых вопросов, которые имеют место при создании подобных ПуДЦ, можно выделить:

- вопросы смесеобразования и предварительной подготовки экзотермически активной топливовоздушной смеси;

- возможность осуществления самовоспламенения топливовоздушной смеси и организации высокочастотного сгорания этой смеси при высокой полноте сгорания;

- разработка математических моделей сложных физико-химических процессов, происходящих в отдельных элементах двигателя;

- проведение с использованием этих математических моделей оптимизационных исследований геометрических и газодинамических параметров отдельных элементов ПуДЦ;

- экспериментальная отработка элементов ПуДЦ.

В связи с вышесказанным возникает необходимость всестороннего изучения и анализа данного типа двигателя, как в целом, так и отдельных его элементов в частности.

Целью_работы является проведение расчетно-экспериментальных

исследований резонатора тягового модуля (ТМ) пульсирующего детонационного двигателя на различных режимах работы и анализ влияния геометрических параметров модели на ее тяговые характеристики.

Основные задачи, решаемые в диссертационной работе:

1. Обзор и анализ имеющихся работ по традиционным (ударно-волновым) методам определения параметров рабочего процесса и характеристик тяговых модулей ПуДД в целях получения сведений об общей эффективности применения ПуДД в реактивной авиации. Определение возможностей улучшения тягово-экономических и габаритно-массовых характеристик ТМ ПуДД за счет использования сверхвысоких параметров рабочего процесса, применения эжекторных усилителей тяги и др. средств.

2. Разработка методики расчета течения газового потока в резонаторе ™ ПуДД на основе использования численных методов решения уравнений Навье-Стокса для режимов работы без сжигания топлива в резонаторе.

3. Получение экспериментальных данных для указанных режимов работы ТМ ПуДД (без сжигания топлива в резонаторах), необходимых для проверки предлагаемой методики расчета газового потока в резонаторе (режимы "холодных продувок").

4. Определение оптимальных геометрических и газодинамических параметров модели по критерию максимальной тяги на основе полученных в результате экспериментального этапа работы данных.

5. Проведение сравнительного анализа вероятных конструктивных схем совместного использования резонаторов с помощью разработанной методики расчета течения газового потока.

Научная новизна полученных в работе результатов заключается в следующем:

1. С помощью разработанной методики проведено моделирование рабочего процесса в ТМ без сжигания топлива. Получены новые результаты по параметрам рабочего процесса в области исследования.

2. Впервые исследована возможность совместного использования резонаторов применительно к некоторым конструктивным схемам.

3. Получены новые данные по результатам экспериментальных исследований. Определена качественная картина течения рабочего тела в резонаторе ПуДД для режима "холодной продувки".

Достоверность и обоснованность полученных результатов

экспериментальных исследований подтверждается использованием точных приборов и тестовыми опытами с применением сертифицированных средств измерений. Достоверность результатов проведенных в работе исследований и расчетов течения в резонаторе ТМ ПуДД подтверждается согласованием с экспериментальными данными.

Основным вкладом диссертанта является предложенная методика расчета течения газового потока в резонаторе ТМ ПуДД. Автор принимал участие в проведенных экспериментальных исследованиях моделей ТМ ПуДД, а также проведении их анализа. Практическая ценность и реализация.

Разработанная методика позволяет моделировать и проводить анализ рабочего процесса в резонаторе ТМ ПуДД в нестационарной постановке на персональном компьютере с приемлемыми вычислительными и временными

ресурсами. На основании полученных при выполнении работы результатов, определены оптимальные геометрические и газодинамические параметры модели, которые позволят составить более эффективную программу следующего - "горячего" этапа экспериментальных исследований (со сжиганием топлива в резонаторе). Апробация работы.

Основные результаты работы докладывались и обсуждались:

- на семинарах «Рабочий процесс ВРД» кафедры «Теория воздушно-реактивных двигателей» Московского авиационного института;

- на XXXI академических чтениях по космонавтике, посвященных 100-летию со дня рождения академика С.П. Королева, Москва, МГТУ им. Н.Э Баумана, 2007 г.;

- на XXXII академических чтениях по космонавтике, Москва, МГТУ им

H.Э. Баумана, 2008 г.

Основные положения, выносимые на защиту:

I. Разработанная методика расчета течения газового потока в резонаторе ТМ ПуДД без сжигания топлива (режим "холодной продувки") на основе использования численных методов решения уравнений Навье-Стокса.

2. Результаты расчета параметров рабочего процесса в резонаторе ТМ, полученные посредством математического моделирования и их верификация с полученными экспериментальными данными.

3. Сравнительная оценка возможных вариантов использования резонаторов тяговых модулей ПуДД применительно к предлагаемым конструктивным схемам.

4. Результаты экспериментальных исследований высокочастотного пульсирующего тягового модуля на режимах "холодных продувок" (без сжигания топлива).

Публикации.

По материалам диссертации опубликовано 3 научные работы. Структура и объём работы.

Диссертация состоит из введения, пяти глав, основных результатов и выводов, списка используемой литературы. Общий объём диссертации составляет 123 страницы. Библиографический список используемой литературы насчитывает 68 наименований.

Автор выражает искреннюю благодарность своему научному руководителю - д.т.н., проф. Рутовскому В.Б., а также профессору кафедры теории авиационных двигателей ВВА им. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина заслуженному деятелю науки и техники РФ, д.т.н. Нечаеву Юлиану Николаевичу - за ценные замечания в процессе работы. ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность работы, формулируется цель исследования, отмечается научная новизна работы, дается ее краткая характеристика и формулируются основные положения, выносимые на защиту.

В первой главе проведен обзор исторических предпосылок создания и проанализированы существующие тенденции и направления развития и применения пульсирующих двигателей.

Впервые идея создания пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД) была высказана и запатентована в 1906 г. русским инженером В.В. Караводиным. Помимо этого, созданием двигателей, работающих по циклу v=const, также занимались Г. Хольцварт и П. Шмидт. Значительный вклад в проблему ПуВРД был внесен Б.С. Стечкиным, который в 1941-1942 гг., находясь в заключении и работая в Казанском СКВ, разработал, сконструировал и испытал ПуВРД для использования в качестве ускорителя на самолетах Пе-2. Но низкие частоты пульсаций из-за применения механических клапанов, а также сложность управления процессом не позволили в то время применить данный тип двигателя на летательных аппаратах различного целевого назначения.

Другим направлением пульсирующих двигателей являются пульсирующие детонационные двигатели, использующие способ подвода тепла по циклу детонационного сгорания топлива близкого к циклу Гемфри (v=const).

В области двигателей интерес к детонационному сгоранию возник всего 15 - 20 лет назад. В результате появились многочисленные исследования, патенты и проекты ПуДД. Среди них есть как отечественные, так и зарубежные разработки.

При большом разнообразии имеющихся схем ПуДД, в них детонационное горение предлагается возбуждать и осуществлять в детонационных трубах - цилиндрических трубах значительной длины. Но всем этим схемам свойственен ряд недостатков. Главными из них являются: малые частоты пульсаций (менее 100 Гц), высокий уровень шума и низкая экономичность.

В связи с этим было необходимо найти иные способы возбуждения высокочастотного детонационного горения. Удачным решением явилось использование автоколебательного процесса, вызываемого эффектом Гартмана - Шпренгера.

Еще в 1919г. Гартманом было установлено, что если истекающая из сверхзвукового сопла стационарная струя натекает на преграду - трубку, открытый конец которой направлен навстречу струе, то наблюдаемое при этом течение может быть как стационарным, так и пульсирующим. При этом пульсирующий характер процесса в такой системе приводит к значительным колебаниям давления. Позднее Шпренгером было обнаружено, что при возникновении пульсаций в таком устройстве дно резонансной трубки нагревается. Первоначально зафиксированная температура равнялась 698 К. Впоследствии, исследование этого эффекта позволило получить более высокие (до 1800К) температуры.

Для реализации такого процесса был предложен высокочастотный ударно-волновой резонатор, запатентованный P.M. Пушкиным и А.И. Тарасовым в 1991 г., исследующийся в данной работе. Эта оригинальная

конструкция ПуДЦ, не имеющая аналогов в мировой практике, была признана удачной и принята за основу последующих исследований, проводящихся в ряде организаций. Результаты этих исследований, обзор возможных областей применения ПуДЦ также представлены в первой главе.

Вторая глава посвящена обзору исследований по термодинамическому анализу и основным физическим принципам организации рабочего процесса ПуДЦ исследуемого типа.

Для расчета параметров ПуДЦ используется методика, разработанная профессором ВВА им. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина д.т.н. Ю.Н.Нечаевым и вводится понятие цикла с детонационным сгоранием топлива (цикла ДСТ).

Такой цикл, с предварительным повышением давления рабочего тела (РТ) перед его подачей в тяговый модуль ПуДЦ, представлен на рис. 1 в Р-У и Т-Б координатах (сплошные линии).

в р-У и Г-5- координатах

- цикл ДСТ;---щклГемфри;

— ■ — ■ цикл Брайтона

Цикл ДСТ состоит из четырех процессов: процесса 1-2 -предварительного адиабатического повышения давления топливовоздушной смеси перед ее подачей в ТМ; процесса 2-3 - подвода теплоты д, в детонационной волне сгорания; процесса 3-4 - адиабатического расширения продуктов сгорания до атмосферного давления и процесса 4-1 - отвода теплоты <72 в окружающую атмосферу.

Сформированный указанным способом единичный цикл принимается эквивалентным осредненному по времени циклу ПуДД.

Задача расчета параметров и характеристик ПуДЦ заключается в определении работы цикла /а и термического КПД цикла ДСТ,

которые выводятся на основе известных из термодинамики соотношений, согласно которым:

и = Ч,-Ъ ; (1)

Чт.

где <7, - тепло, вносимое в двигатель с топливом, а. д2 - отводимое тепло.

Величина д2 в предположении постоянства теплоемкостей газа определяется из условия:

Ъ=с„Т<-срТх=срТ^ТА1Т,-\) (2)

и она является функцией отношения температур г4/7]. Отношение температур Г4 /7; можно выразить через отношение удельных объемов /р; и представить в виде:

Г4/Г, = =(Г4/И,)(К1/К2)(И1/К1) (3) Процессы 1-2 и 3-4 адиабатические, поэтому для них У4/У,=(р,1 р^ и

I 1

У2 < К = (Р, >Рг )» • НО ПОСКОЛЬКУ рА = рх, ТО Г4 /Г, = (р5 / р2 )» К, / .

В теории детонационных волн отношения Г,/К2 и р3/р2 принято представлять через приведенную скорость Л, (при Лз =1) следующим образом:

И = £±1 ■ Р> - % +1 ' р2 (* +

Заменяя в этих выражениях ^ через М2 с учетом того, что связь % с

М\ определяется формулой определяем:

2 + (к-\) М2

. р,_\+Ш\ М1\рг) ' р2 к +1

и следовательно

iil

Т. (\ + кМ1\" 1

П^ТЛ ^ (4)

Щ

Число Мг, соответствующее М, = 1 в газовой динамике принято обозначать соответствующим режиму детонации Чепмена-Жуге (С1) - Ма. Тогда с учетом (2) и (3) окончательно получим:

cj, %

1 , _ к+1

; к=ял (5)

Как видно, ^ и /ц при заданных значениях , к и ср зависят только от

числа ма ДВ, определяемого при м, = 1 по скорости распространения ДВ по

горючей смеси, причем ма - DCJ /а2, где а2 = jkRT, - скорость звука, а Т2 -

температура TBC перед ее воспламенением, зависящая от л = р1/р1, t-l

поскольку Т2 = Г,7Г * .

Величина в формуле (5) в этом случае определяется с

использованием формулы (6):

Полученные соотношения позволяют выполнять расчеты цикла ДСТ и производить его сравнение с циклами других двигателей, а также определять удельные параметры цикла ДСТ - удельную тягу и удельный расход топлива.

На рис.2 представлена одна из возможных конструктивных схем тягового модуля ПуДД.

Тяговый модуль состоит из двух основных элементов - реактора и резонатора. В реакторе, в который подается практически все топливо GT и только часть воздуха GBl, осуществляется первая стадия процесса горения, -частичное сжигание топлива, необходимое для его разложения на химически активные составляющие (при коэффициенте избытка воздуха Ореакта!0,3...0,5). Далее топливовоздушная смесь (TBC) перемешивается в смесителе с воздухом Gs2 , подаваемым в обход реактора, и обедняется до значений коэффициента избытка воздуха близкого к единице. После этого подготовленная TBC через специальное кольцевое сопло поступает в резонатор, имеющий форму сегмента сферы, где возникают высокочастотные пульсации давления и температуры, вызываемые соударением радиальных сверхзвуковых струй (эффект Гартмана-Шпренгера) и осуществляется вторая стадия - процесс быстрого сгорания в волнах сжатия.

В третьей главе дано описание экспериментального стенда ЭС-ЗМ (рис.3), созданного в ВВИА им. Н.Е. Жуковского для исследования рабочего процесса и характеристик тягового модуля ПуДД.

Автор принимал участие в проводимых экспериментальных исследованиях моделей ТМ ПуДД на данном стенде в составе бригады испытателей - исполнял обязанности инженера-испытателя.

Характеристики стенда ЭС-ЗМ позволяют проводить исследования моделей ТМ с максимальным поперечным размером до 200 мм с возможностью установки эжекторного усилителя тяги.

(6)

От

Рисунок 2 - Схема тягового модуля ПуДД

Испытуемая модель 1 устанавливается (подвешивается) в барокамере 2 на гибких лентах 3 и имеет возможность свободного продольного перемещения под действием силы тяги вследствие наличия в подводящих воздух трубопроводах специальных подвижных сильфонов 4 и 5.

Вся подвижная часть стенда посредством тяги 6 соединена с электромеханическими весами 7, позволяющими измерять силу тяги модели с точностью до 0,5%. Имеется система дублирования показаний тяги с помощью тензометрического датчика, обеспечивающего при несколько меньшей точности более высокую мобильность замеров.

Воздух подается под избыточным давлением через ресивер от центральной компрессорной станции, имеющей систему осушения воздуха и регулирования в широких диапазонах давления рх и температуры Г,. Максимальная производительность компрессорной станции - до 3,5 кг/с.

часть барокамеры; 3 — гибкие элементы подвески модели; 4,5 — сильфоны; 6 — тяга для передачи усилия к ЭМВ; 7 — ЭМВ;

8 — подача воздуха от ВУ; 9 — ресивер первичного воздуха;

10 —ресивер вторичного воздуха; 11,12 —мерные коллекторы; 13 —зона смешения потоков; 14,15—дроссельные заслонки; 16 —выхлопной трубопровод; 17-устройство тарировки ЭМВ

Рисунок 3 - Схема стенда ЭС-ЗМ В процессе работы на стенде отлажена система измерений, проведено сопряжение с ЭВМ. Определены механические и газодинамические характеристики стенда и модели ТМ: потери полного давления, гистерезис системы подвески, расходные характеристики стенда и модели. Проведены необходимые тарировки. Совокупность проведенных мероприятий позволила получить регистрируемые параметры с необходимой степенью точности.

Четвертая глава посвящена экспериментальным исследованиям тягового модуля пульсирующего детонационного двигателя без сжигания топлива в резонаторе и анализу полученных результатов.

Экспериментальные исследования ТМ, представленные в работе, проводились с резонатором увеличенной размерности. На стенде ЭС-ЗМ установлен и исследуется резонатор, имеющий £>рез=90мм. Все предшествующие результаты были получены на резонаторах меньшего диаметра.

Исходные геометрические параметры ТМ представлены в таблице 1, а общий вид ТМ показан на рис. 4, а.

Таблица 1

/гс-Ю"3,м 1,5 2 2,2 2,4 2,5 3,15 3,3 3,5 4 4,2 6,7 6,9

Ярез'Ю-4, м2 4,24 5,65 6,22 6,78 7,07 8,90 9,33 9,89 11,31 11,48 18,94 19,5

м'Ю"2, М 3,5 4,4 4,4 4,4 3,5 3,5 4,4 4,4 4,4 3,5 4,4 4,4

йем-Ю"4, М2 9,62 15,2 15,2 15,2 9,62 9,62 15,2 15,2 15,2 9,62 15,2 15,2

9рез 15 11,25 10,22 9,37 9 7,14 6,82 6,43 5,62 5,35 3,36 3,26

где: йс - ширина щели в критическом сечении кольцевого сопла (см. рис.2), Зрез - площадь резонатора, с1жм - диаметр мерного коллектора (лемнискаты),

5Лем - площадь лемнискаты, а также с/ =—= геометрический

" 4К

параметр, характеризующий отношения площадь резонатора к площади кольцевого сопла резонатора 5К0,,.С.

а) б)

Рисунок 4- Исследуемый тяговый модуль (а) и эжекторный усилитель тяги (б)

Помимо этого были проведены исследования ТМ с присоединенным эжекторным усилителем тяги (ЭУТ) (см. рис. 4,6). Целью данного этапа исследований было получение опытных данных по величинам коэффициентов усиления тяги и оптимизация геометрии ЭУТ.

По результатам экспериментальных исследований проведено

р

сравнение величин удельной тяги Fya= — и тяги F ТМ, замеренных на

Ge2

стенде и рассчитанных по параметрам потока для эквивалентных звуковых сопел и сопел Лаваля. Сравнение кольцевого сопла резонатора с эквивалентным звуковым соплом производилось непосредственно по замеренным в ходе эксперимента тягам. На рис. 5 представлены зависимости F/S (отношение тяг к площади кольцевого сопла резонатора, эквивалентного звукового сопла или сопла Лаваля, т.е. тяговая эффективность) от давления на входе в резонатор р*2.

л, У в

ЯҐ

S JFff« ■

а.

д Реюмптор —«—Сопле Л»ііл* ■ Сопло

о.:< (U Ы! <м <чг »..1 ,,-j.mii.

Рисунок 5 - Обобщенная зависимость /75с от давления р*і

Анализ данных показал, что в отдельных сборках (при определенных значениях /гс и давлениях р*2) тяга ТМ с резонатором не только превышает замеренную тягу эквивалентного звукового сопла, но и расчетную тягу сопла Лаваля. Также эти закономерности нашли подтверждение на стенде НТЦ им. А.Люльки, где исследуется ТМ ПуДД с резонатором £>р„=70 мм. Возможно, это обусловлено воздействием высокоскоростных пульсаций и ударно-волновых процессов, которые могут вызывать подсос воздуха в резонатор из окружающей атмосферы.

По результатам проведенных запусков построена графическая зависимость экспериментально определенной удельной тяги от параметра <7 Рез для различных значений давления на входе в резонатор р*2 = 0,2...0,5 МПа (см. рис. 6), характерных для данной модели. Это позволило определить оптимальное значение д ^ и наиболее эффективные по критерию тяги геометрические параметры модели. Как видно, максимальное значение

удельной тяги для каждого режима соответствует параметру находящемуся в диапазоне 4...6.

55

Рисунок 6 - Зависимость удельной тяги /\,д от параметра дрез при различных значениях давления на входе в резонатор р*2

В результате исследований определена качественная картина течения газа в резонаторе. На тяговой стенке резонатора были установлены четыре датчика статического давления (точки 12,9,10,11) (см. рис. 7,а). При скорости, равной скорости звука Ас=1, перепад равен критическому тс(/.с)=1,89. Соответственно для этого случая соотношение давлений РрезФ*2=1/1,89=0,53 (на рис.7,б показано сплошной линией).

а) - схема расположения датчиков давления в полости резонатора; б) - график распределения давления по точкам замера Рисунок 7

Таким образом, если отношение давлений /?рез/р*2>0,53, то течение -дозвуковое; если отношение меньше 0,53 - сверхзвуковое. Следовательно, экспериментальным методом установлено, что в центре резонатора образуется дозвуковой вихрь, а на выходе, ближе к периферии резонатора, течение имеет сверхзвуковую скорость.

В пятой главе приводится описание методики и результаты I проведенных расчетных исследований рабочего процесса в резонаторе ТМ ПуДЦ.

В настоящее время при исследованиях объектов авиационной техники все более широкое применение находит математическое моделирование, основанное на решении системы уравнений газовой динамики! Многовариантные расчеты, которые могут быть проведены на основе математической модели, позволяют определить оптимальные параметры объекта, а также позволяют оптимизировать проведение экспериментальных исследований посредством составления их эффективной программы.

Для решения задачи о характере течения в резонаторе ТМ ПуДД использовался метод расчета газовых потоков, основанном на использовании осредненных уравнений Навье-Стокса (уравнений Рейнольдса).

С этой целью была определена расчетная область течения (см. рис. 8). ! Она включает в себя пространство от некоторого выбранного сечения канала активного газа 1 до выхода из резонатора с присоединенной областью ! истечения 3.

] |

і______________і

Рисунок 8 - Расчетная область с контрольными точками АиВ 1-канал активного газа; 2-стенки; 3-область истечения

Как уже отмечалось, в данной работе рассматривалось течение без сжигания топлива, так называемая "холодная продувка" в условиях

покоящегося устройства при параметрах окружающего воздуха с давлением р„ = 0,1 МПа и температурой Т„ = 293 К.

В данном исследовании развитие газодинамического течения в резонаторе описывается нестационарными уравнениями газовой динамики в осесимметричной постановке с уравнением состояния для совершенного газа. Оценка чисел Рейнольдса (11е~106) свидетельствует о том, что течение в различных областях ТМ ПуДЦ турбулентное.

Расчет проводился с использованием неявной схемы второго порядка точности, величина временного шага - Д1 = 2-10~6сек.

Обратимся к постановке граничных условий. В начальный момент времени полость резонатора, кольцевого сопла и воздух в окружающем пространстве, включенном в расчетную область считается покоящемся при атмосферных условиях. Давление на границе активного сопла (на входе в резонатор) р*2 = 0,4 МПа, температура - Т*2 =350 К. Ширина щели кольцевого сопла резонатора была определена исходя из условия максимальной удельной тяги определенной экспериментально в главе 4 (см. рис. 6). Ширина щели - /гс=4 мм, что соответствует параметру q рез=5,62.

Результаты проведенных расчетных исследований показали, что амплитуда колебаний газодинамических параметров (давления и температуры) на тяговой стенке резонатора в его донной части (точка А) и на оси симметрии - в "фокусе" (точка В) с течением времени увеличивается, достигая через несколько периодов максимальных значений. После этого устанавливается пульсирующее течение. Пульсации давления в точках А и В приобретают характер нелинейных незатухающих колебаний, чьи амплитуда и частота определяются геометрическими и газодинамическими параметрами конкретной рассматриваемой задачи. Распределение давлений в точке В (на оси симметрии модели), для временного интервала 0.. .0,01 сек представлено на рис. 9. Для определения частоты колебания параметров было выполнено преобразование Фурье. Частота колебаний в точке В составила в=1,69-103 Гц.

Рисунок 9 — Распределение давления по времени в точке В (£>ря=90мм)

Было установлено, что на выходе из кольцевого сопла, в критическом сечении, образуется звуковая волна с числом Маха, равным единице, эволюционирующая во времени. В начальный момент после поступления газа в область резонатора звуковая волна устанавливается в критическом сечении кольцевого сопла (в области истечения газа из канала в резонатор). Однако после того как в резонаторе происходит процесс сжатия рабочего тела в ударных волнах, давление в выходной области резонатора значительно повышается и происходит истечение с сверхзвуковой скоростью. После этого образуется волна разрежения с пониженным давлением, которая изменяет положение звуковой волны в критической области и способствует поступлению новой порции газа в рабочую область.

На рис. 10 показано распределение тяги по времени. Величина тяги определялась по избыточному давлению на поверхности тяговой стенки резонатора и по вертикальной стенке, ограничивающей расчетную область. Осредненное по времени значение тяги для представленного здесь случая составляет 39 кгс. Следует отметить, что величина расчетной удельной тяги (^уд.расч=45кгс/кг) удовлетворительно коррелирует с экспериментально 1 полученным для данного режима значением (см.рис.6). Таким образом, можно отметить, что предложенная методика расчета течения газа в резонаторе ТМ адекватно описывает происходящие процессы и может применяться при исследовании резонаторов схожей конфигурации.

Рисунок 10 — Распределение по времени силы на тяговой стенке модели

Проведенные исследования единичного резонатора ТМ позволили рассмотреть возможность расчетного исследования других схем использования ТМ. Поэтому, совместно со специалистами НТЦ им. А. Люльки, были предложены схемы, рассмотренные далее. Отметим, что последующие исследования проводились для тягового модуля с диаметром резонатора £рез=70 мм и несколько отличной формой канала подачи газа в резонатор.

Было проведено расчетное исследование резонатора ТМ, имеющего следующие исходные параметры:

- ширина щели кольцевого сопла И =4 мм;

- давление газа во входном сечении р*2 =0,32 МПа;

- температура на входе в резонатор Т*2 = 690 К.

Распределение давлений в точке В (см. рис.8), относящееся к отрезку времени 0.. .0,01 сек. представлено на рисунке И. Как видно, здесь также как и для резонатора диаметром 90 мм после периода времени 1=0,002 сек наблюдаются установившиеся периодические колебания давления. Выполненное для определения частоты колебания параметров преобразование Фурье дало величину ґ в=1,95 -103 Гц. Расчетная удельная тяга для данного случая СРудрасч=79,3 кгс/кг), превышает расчетную тягу для идеального сопла при тех же параметрах (руд т =57 кгс/кг) - на 38%. Это подтверждает известные материалы, что данный тип выходного устройства является тем эффективнее, чем выше температура подаваемого в него рабочего тела.

сек

Рисунок 11 — Распределение давления по времени в точке В фре3=70мм)

Далее в работе проведено исследование двух схем совместного использования резонаторов ТМ, представленных на рис.12.

Схема I представляет собой расположенные рядом на расстоянии 5=30мм резонаторы с общим каналом подвода рабочего тела. Схема II - два изолированных расположенных на удалении 5=100мм резонатора.

Расчетные исследования показали, что в точках СиО (см. рис.12) наблюдается некоторое рассогласование параметров по давлению, что приводит к нечеткой фокусировке ударных волн на линии симметрии модели - в "фокусе" (точка В). На рис. 13 показано соотношение давлений в точках С и Д где просматривается эта неравномерность. Однако это не оказывает существенного негативного влияния на величину тяги для рассмотренных схем.

а)

б)

Рисунок 12 — Исследуемые схемы: 1-е общим каналом подвода воздуха к резонаторам (а); //-с двумя расположенными рядом резонаторами (б)

Рисунок 13 — Распределение давления в точках С и £>

По результатам проведенного расчетного исследования для схемы 1 средняя величина удельной тяги для одного резонатора составила ,Руд/=63,4 кгс/кг, для схемы II - /гуд//=82,8 кгс/кг.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

Автор принимал участие в исследованиях режимов так называемой "холодной продувки" ТМ ПуДД, экспериментально изученных на стенде ЭС-ЗМ. Для проведения анализа полученных результатов автору удалось наиболее полно задействовать разработанную методику расчета газодинамических параметров рабочего процесса ТМ ПуДД, основанную на использовании уравнений Навье-Стокса. Получено достаточно хорошее совпадение расчетных данных с результатами экспериментов, что говорит об адекватности разработанной модели на основе предложенной автором методики. Это позволило рассмотреть возможность совместного использования резонаторов ТМ ПуДД для рассматриваемых в данной работе конструктивных схем.

1. На основе методики, разработанной автором с применением уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу, проведено моделирование рабочего процесса в резонаторе тягового модуля ПуДЦ. По разработанной математической модели проведены расчеты для выборочных значений критического сечения входного радиального кольцевого сопла модели и определены основные газодинамические параметры.

2. При проведении расчетных исследований определены амплитудно-частотные характеристики газодинамических параметров в резонаторах различных диаметров. Так, при исследовании резонатора с диаметром 90 мм получены колебания с частотой порядка 1,69 кГц. Для случая же с диаметром резонатора 70 мм частотные характеристики составили величину 1,95 кГц.

3. Впервые проведены расчетные исследования схем совместного использования резонаторов ТМ для двух различных вариантов их интеграции. Анализ результатов проведенных расчетов показал, что схема расположения ТМ при общем подводе рабочего тела к резонаторам дает возможность получить удельные тяговые характеристики ТМ на уровне 83 кгс/кг. Схема расположения с раздельным подводом рабочего тела к резонаторам показала некоторое ухудшение (на 17%) удельных тяговых параметров в сравнении со случаем общего подвода рабочего тела.

4. Экспериментально подтверждено, что реактивная тяга автоколебательной резонансной системы ТМ, создаваемая кольцевым соплом с резонатором, (при одинаковых условиях на входе в сопло) выше тяги идеального сопла Лаваля.

5. При анализе экспериментальных данных определены оптимальные значения геометрического параметра ^рез, равного отношению выходной площади резонатора к площади кольцевого сопла, при которых были получены максимальные значения тяги (при одинаковых входных параметрах на входе в резонатор). Эти значения параметра находятся в диапазоне 4.. .6.

Основной материал диссертации опубликован в следующих работах:

1. Ларионов С. Ю., Нечаев Ю.Н., Мохов А. А. Исследование и анализ «холодных» продувок тягового модуля высокочастотного пульсирующего детонационного двигателя // Вестник МАИ. Т.14. №4 - М.: Изд-во МАИ-Принт, 2007. С. 36-42.

2. Ларионов С.Ю., Мохов A.A. Анализ воздушных продувок тяговых модулей высокочастотных пульсирующих детонационных двигателей // Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXI академических чтений по космонавтике, посвященных 100-летию со дня рождения академика С.П. Королева, секция «Комбинированные силовые установки для гиперзвуковых и воздушно-космических аппаратов». - М.: Комиссия РАН, 2007. С. 379-380.

3. Мохов A.A., Луковников A.B., Ларионов С.Ю. Математическое моделирование рабочего процесса силовых установок с ПуДЦ различных схем в системе «летательный аппарат - силовая установка» // Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXII академических чтений по космонавтике, секция «Комбинированные силовые установки для гиперзвуковых и воздушно-космических аппаратов». - М.: Комиссия РАН, 2008. С. 407-408.

61 12-5/3917

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)

На правах рукописи

Ларионов Сергей Юрьевич

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЫЮЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ СОВЕРШЕННОГО ГАЗА В РЕЗОНАТОРЕ ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ДЕТОНАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Специальность 05.07.05 «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель доктор технических наук, профессор Рутовский В.Б.

Москва-2012

Содержание

Введение..........................................................................................................4

Определения, обозначения и сокращения......................................................10

Глава 1 Обзор и анализ выполненных работ по проблеме создания

пульсирующих детонационных двигателей (ПуДД)................................11

1.1 Обзор экспериментальных и теоретических работ по ПуДД................11

1.2 Области возможного применения ПуДД................................................28

Глава 2 Обзор исследований по термодинамическому анализу и основным физическим принципам организации рабочего процесса ПуДД исследуемого типа...................................... 33

2.1 Цикл детонационного сгорания топлива (ДСТ) с предварительным повышением давления воздуха. Термический КПД и работа цикла ДСТ 33

2.2 Сравнение цикла ДСТ с циклами Брайтона и Гемфри........... 37

2.3 Расчет тягово-экономических характеристик ПуДД............ 41

2.4 Физическая картина рабочего процесса и облик моделей тяговых модулей (ТМ), созданных для исследований........................ 44

2.5 Методы предварительной подготовки топливовоздушной смеси к детонационному сгоранию и инициирование детонации в системе ударных волн.................................................. 48

2.6 Анализ имеющихся опытных данных по параметрическим исследованиям ТМ ПуДД. Задачи дальнейших экспериментальных исследований.................................................. 49

Глава 3 Экспериментальный стенд ЭС-ЗМ для исследования

моделей тягового модуля высокочастотного ПуДД................................52

3.1 Энергетическая установка экспериментального стенда ЭС-ЗМ..........52

3.2 Экспериментальный стенд ЭС-ЗМ..........................................................54

3.3 Системы измерения параметров, способы их тарировки и

компьютерной обработки данных испытаний....................... 58

Глава 4 Экспериментальные исследования тягового модуля пульсирующего детонационного двигателя без сжигания топлива в резонаторе и анализ полученных результатов..................... 65

4.1 Конструктивные особенности модели тягового модуля ПуДД и способ установки на испытательном стенде....................... 65

4.2 Анализ результатов испытаний высокочастотного резонатора на холодном воздухе (без сжигания в нём топлива). Оптимизация по величине относительной площади кольцевого сопла................. 70

4.3 Экспериментальные исследования с эжекторным усилителем тяги без сжигания топлива в резонаторе................................ 74

Глава 5 Математическое моделирование рабочего процесса в резонаторе ТМ ПуДД.......................................... 79

5.1 Методика расчета течения газового потока в резонаторе ТМ ПуДД . 79

5.2 Анализ результатов моделирования газодинамического процесса в резонаторе ТМ ПуДД......................................... 88

5.3 Расчетная оценка возможности организации совместной работы резонаторов ТМ ПуДД.......................................... 96

Основные результаты и выводы................................ 113

Библиографический список использованной литературы.............. 115

ВВЕДЕНИЕ

Современные тенденции развития двигателестроения обуславливают создание двигательных установок с максимальными, предельно допустимыми рабочими параметрами, поэтому исследование перспективных силовых установок (СУ) как традиционных, так и альтернативных схем, работающих на различных принципах получения тяги, является в настоящее время весьма актуальным. В последние годы во многих промышленно-развитых странах (Россия, США, Франция, Япония и др.) возрос интерес к вопросу исследования и возможности применения силовых установок для летательных аппаратов, в основе которых использовались бы пульсирующие детонационные двигатели (ПуДД). Возможность создания ПуДД со сгоранием топлива в детонационной волне при постоянном объеме и высоких степенях повышения давления, недостижимых для традиционных ГТД, является крайне привлекательной, но в то же время сложной, с точки зрения технической реализации, задачей.

Среди ключевых проблем, решение которых может иметь определяющее значение при создании подобных ПуДД, центральное место занимают:

- вопросы смесеобразования и предварительной подготовки экзотермически активной топливовоздушной смеси;

- возможность осуществления самовоспламенения топливовоздушной смеси и организации высокочастотного детонационного сгорания этой смеси при высокой полноте сгорания;

- разработка математических моделей сложных физико-химических процессов, происходящих в отдельных элементах двигателя;

- проведение с использованием этих математических моделей оптимизационных исследований геометрических и газодинамических параметров отдельных элементов ПуДД;

- экспериментальная отработка элементов ПуДД.

В связи с вышесказанным возникает необходимость всестороннего изучения и анализа данного типа СУ как в целом, так и отдельных ее элементов в частности.

Целью работы является проведение расчетно-экспериментальных исследований резонатора тягового модуля пульсирующего детонационного двигателя на различных режимах работы и анализ влияния геометрических параметров модели на ее тяговые характеристики.

Основные задачи, решаемые в диссертационной работе:

1. Обзор и анализ имеющихся работ по традиционным (ударно-волновым) методам определения параметров рабочего процесса и характеристик тяговых модулей ПуДД в целях получения сведений об общей эффективности применения ПуДД в реактивной авиации. Определение возможностей улучшения тягово-экономических и габаритно-массовых характеристик ТМ ПуДД за счет использования сверхвысоких параметров рабочего процесса, применения эжекторных усилителей тяги и др. средств.

2. Разработка методики расчета течения газового потока в резонаторе ТМ ПуДД на основе использования численных методов решения уравнений Навье-Стокса для режимов работы без сжигания топлива в резонаторе.

3. Получение экспериментальных данных для указанных режимов работы ТМ ПуДД (без сжигания топлива в резонаторах), необходимых для проверки предлагаемой методики расчета газового потока в резонаторе (режимы "холодных продувок").

4. Определение оптимальных геометрических и газодинамических параметров модели по критерию максимальной тяги на основе полученных в результате экспериментального этапа работы данных.

5. Проведение сравнительного анализа вероятных конструктивных схем совместного использования резонаторов с помощью разработанной методики расчета течения газового потока.

Научная новизна полученных в работе результатов заключается в следующем:

1. С помощью разработанной методики проведено моделирование рабочего процесса в ТМ без сжигания топлива. Получены новые результаты по параметрам рабочего процесса в области исследования.

2. Впервые исследована возможность совместного использования резонаторов применительно к некоторым конструктивным схемам.

3. Получены новые данные по результатам экспериментальных исследований. Определена качественная картина течения рабочего тела в резонаторе ПуДД для режима "холодной продувки".

Достоверность и обоснованность полученных результатов экспериментальных исследований подтверждается использованием точных приборов и тестовыми опытами с применением сертифицированных средств измерений. Достоверность результатов проведенных в работе исследований и расчетов течения в резонаторе ТМ ПуДД подтверждается согласованием с экспериментальными данными.

Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав, выводов по работе и библиографического списка используемой литературы.

В первой главе приведен обзор отечественных и зарубежных работ, посвященных проблеме создания силовых установок на базе ПуДД. В ней собраны воедино имеющиеся в литературе основные результаты по вопросам проведенных ранее исследований по ПуВРД и ПуДД. Приводится краткая историческая справка по имеющимся работам в этой области как отечественных, так и зарубежных исследователей показаны основные различия ПуДД разных схем; представлены возможные способы применения пульсирующих детонационных двигателей на летательных аппаратах различного целевого назначения.

Вторая глава посвящена обзору исследований по термодинамическому анализу и основным физическим принципам рабочего процесса ПуДД. Оценка параметров ПуДД ведется с помощью методики расчета термодинамического цикла двигателя с детонационным сгоранием топлива (цикла ДСТ), разработанного профессором ВВА им. Н.Е. Жуковского и Ю.А.

Гагарина д.т.н. Ю.Н.Нечаевым. Приводится система уравнений для расчёта параметров газового потока в детонационных волнах, а также расчет термического КПД и работа цикла ДСТ. Помимо этого в данном разделе приведены основные физические принципы организации рабочего процесса в бесклапанных высокочастотных тяговых модулях ПуДД исследуемого типа. Представлена общая схема тягового модуля ПуДД. Описаны методы предварительной подготовки топливо-воздушной смеси к детонационному сгоранию и способы возбуждения высокочастотных пульсаций в резонаторе ТМ ПуДД. Дана физическая картина рабочего процесса и облик моделей ТМ, созданных для исследований.

В третьей главе приводится описание экспериментального стенда в ВВИА им. Н.Е. Жуковского, созданного для исследований моделей тяговых модулей высокочастотного ПуДД. В данном разделе представлена схема экспериментальной установки, описаны все регистрируемые параметры (газодинамические и геометрические), даны данные о тарировках и др.

Четвертая глава посвящена экспериментальным исследованиям тягового модуля пульсирующего детонационного двигателя без сжигания топлива в резонаторе и анализу полученных результатов. Произведено сравнение величин тяги и ^ ТМ, замеренных экспериментально и рассчитанных по параметрам газового потока для эквивалентных звуковых сопел и сопел Лаваля. Определены геометрические параметры резонатора, обеспечивающие максимальную величину тяги и характер этих зависимостей от давления. Экспериментально установлена качественная картина течения в резонаторе. Проведены эксперименты с ЭУТ, позволившие определить величину усиления тяги.

В пятой главе рассматривается методика расчета течения газового потока в резонаторе ТМ ПуДД на основе использования численных методов решения уравнений Навье-Стокса. Исследуемый процесс развития газодинамического течения в резонаторе описан нестационарными уравнениями газовой динамики с уравнением состояния для совершенного

газа. Проведены расчеты для выборочных значений критического сечения входного радиального кольцевого сопла модели с диаметром резонатора 70 и 90 мм и определены основные газодинамические параметры. Впервые рассмотрен вопрос совместного использования резонаторов ТМ ПуДД, применительно к предлагаемым конструктивным схемам и определены тяговые характеристики.

Основные результаты работы докладывались и обсуждались:

- на XXXI и XXXII Научных чтениях РАН по космонавтике (Москва, 2007 и 2008 г.г.);

- на научных семинарах «Рабочий процесс ВРД» кафедры «Теория воздушно-реактивных двигателей» Московского авиационного института (июнь 2008 г. и октябрь 2008 г.).

Основной материал диссертации опубликован в следующих работах:

1. Ларионов С. Ю., Нечаев Ю.Н., Мохов А. А. Исследование и анализ «холодных» продувок тягового модуля высокочастотного пульсирующего детонационного двигателя // Вестник МАИ. Т. 14. №4 - М.: Изд-во МАИ-Принт, 2007. С. 36—42.

2. Ларионов С.Ю., Мохов A.A. Анализ воздушных продувок тяговых модулей высокочастотных пульсирующих детонационных двигателей // Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXI академических чтений по космонавтике, посвященных 100-летию со дня рождения академика С.П. Королева, секция «Комбинированные силовые установки для гиперзвуковых и воздушно-космических аппаратов». - М.: Комиссия РАН, 2007. С. 379-380.

3. Мохов A.A., Луковников A.B., Ларионов С.Ю. Математическое моделирование рабочего процесса силовых установок с ПуДД различных схем в системе «летательный аппарат - силовая установка» // Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXII академических чтений по космонавтике, секция «Комбинированные силовые установки для

гиперзвуковых и воздушно-космических аппаратов». - М.: Комиссия РАН, 2008. С. 407-408.

4. Ларионов С.Ю., Мохов A.A. Исследование структуры течения в ударно-волновом резонаторе пульсирующего детонационного двигателя // Московская молодежная научно-практическая конференция «Инновации в авиации и космонавтике-2012»: Сборник тезисов докладов. - М.: ООО «Принт-салон», 2012. С. 47-48.

Основные положения, выносимые на защиту:

1. Разработанная методика расчета течения газового потока в резонаторе ТМ ПуДД без сжигания топлива (режим "холодной продувки") на основе использования численных методов решения уравнений Навье-Стокса.

2. Результаты расчета параметров рабочего процесса в резонаторе ТМ, полученные посредством математического моделирования и их верификация с полученными экспериментальными данными.

3. Сравнительная оценка возможных вариантов использования резонаторов тяговых модулей ПуДД применительно к предлагаемым конструктивным схемам.

4. Результаты экспериментальных исследований высокочастотного пульсирующего тягового модуля на режимах "холодных продувок" (без сжигания топлива).

Автор выражает искреннюю благодарность своему научному руководителю - д.т.н., проф. Рутовскому В.Б., а также профессору кафедры теории авиационных двигателей ВВА им. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина заслуженному деятелю науки и техники РФ, д.т.н. Нечаеву Юлиану Николаевичу - за ценные замечания в процессе работы.

Определения, обозначения и сокращения

БПЛА - беспилотный летательный аппарат

БСМС - ближне- и среднемагистральный самолет

ВПуТМ - высокочастотный пульсирующий тяговый модуль

ВР-волна разрежения

ВУ- высотная установка

ГСВ - генератор сжатого воздуха

ГТД - газотурбинный двигатель

ГТУ - газотурбинная установка

ДВ - детонационная волна

ДВС - детонационные волны сгорания

ДСТ - детонационное сгорание топлива

КПД - коэффициент полезного действия

ОУВ - отраженная ударная волна

ПуВРД - пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

ПуДД - пульсирующий детонационный двигатель

ПуДФК - пульсирующие детонационные форсажные камеры сгорания

СЗС - сверхзвуковая струя

СУ - силовая установка

TBC - топливовоздушная смесь

ТРД - турбореактивный двигатель

ТРДДФсм - двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной

камерой со смешением

ТУ - тяговое устройство

УВ - ударная волна

ФКС - форсажная камера сгорания

ЭМВ - электромеханические весы

ЭУТ - эжекторный усилитель тяги

Глава 1 Обзор и анализ выполненных работ по проблеме создания пульсирующих детонационных двигателей (ПуДЦ)

1.1 Обзор экспериментальных и теоретических работ по ПуДД

В настоящее время основным типом двигателей, применяемых в современной авиации, являются газотурбинные двигатели (ГТД), использующие цикл с подводом теплоты при постоянном давлении (цикл Брайтона). Однако за время своего развития они достигли высокой степени совершенства, в том числе по удельным тяговым параметрам и характеристикам надежности. Также, наряду с этим, значительно возросла их конструктивная сложность и особенно стоимость разработки, производства и эксплуатации, а удельные параметры достигли величин, близких к их предельно-возможным значениям.

Давно известно, что более высокой экономичностью должны обладать двигатели с подводом теплоты при постоянном объеме — работающие по циклу Гемфри. Для эффективного преобразования теплоты в полезную работу нужно, чтобы процесс сгорания топлива завершался при возможно более высоком давлении. В двигателях, использующих цикл v=const, изначально заложены возможности значительного повышения давления в самом процессе сгорания топлива, вследствие чего-либо совсем не требуется предварительного сжатия топливовоздушной смеси (TBC) перед ее подачей в камеру сгорания, либо можно ограничиться применением компрессора со значительно меньшими величинами степени повышения давления к, чем у современных ГТД, использующих цикл с подводом теплоты при p=const.

Попытки практической реализации пульсирующих двигателей, использующих цикл с подводом теплоты при постоянном объеме,

предпринимались неоднократно на протяжении ряда десятилетий. Создание двигателей данного типа может обеспечить улучшение экономичности (увеличение термическо