автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Стабилизация горения на струях нагретого газообразного горючего в камерах сгорания ПВРД

На правах рукописи

Митрохов Николай Вячеславович

СТАБИЛИЗАЦИЯ ГОРЕНИЯ НА СТРУЯХ НАГРЕТОГО ГАЗООБРАЗНОГО ГОРЮЧЕГО В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ПВРД

Специальность 05.07.05 "Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных

аппаратов"

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 2 НОЯ 2012

Москва-2012

005055430

/

005055430

Работа выполнена в Московском авиационном институте (национальном исследовательском университете) (МАИ)

Научный руководитель: доктор технических наук,

Аврашков Валерий Наумович

Официальные оппоненты: Абашев Виктор Михайлович

доктор технических наук, профессор, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), профессор.

Куприк Виктор Викторович

кандидат технических наук, НТЦ им. А.Люльки НПО «Сатурн», Главный конструктор.

Ведущая организация: ЗАО "Конструкторское Бюро "ИСКРА"

Защита состоится "17" декабря 2012г. в 15:00 часов на заседании диссертационного совета Д212.125.08 на базе Московского авиационного института (национального исследовательского университета) (МАИ) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское ш., д. 4.

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

Автореферат разослан J/CTUSfdl 2012г.

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

Ю. В. Зуев

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Основной тенденцией развития авиационной и ракетной техники является наращивание скорости полета летательных аппаратов. В соответствии с этим идет процесс исследований и разработок силовых установок - двигателей.

Для атмосферных летательных аппаратов наилучшими удельными характеристиками, в диапазоне чисел Маха полета от 2-5 и выше, обладает широкодиапазонный прямоточный воздушно-реактивный двигатель - ШДПВРД.

Ключевой проблемой, решение которой открывает путь к использованию ШДПВРД в ракетно-космической и авиационной технике, является реализация эффективного рабочего процесса в камере сгорания. Для ее решения необходимо обеспечить эффективный процесс смесеобразования и стабилизацию горения на всех режимах работы двигателя. Используемые в настоящее время способы стабилизации -плохо обтекаемые тела, внезапное расширение канала и т.д., эффективны на малых сверхзвуковых скоростях полета, когда скорость в камере сгорания дозвуковая, но не дают удовлетворительных результатов на больших сверхзвуковых скоростях полета, когда необходимость в стабилизации горения не требуется и механические стабилизаторы лишь вызывают дополнительные гидравлические потери.

Рассматривая вопросы смесеобразования применительно к высокоскоростным двигателям, таким как, например, ШДПВРД, следует отметить, что в настоящее время накоплен обширный материал по взаимодействию высокоскоростных струй (как спутных, так и поперечных) со сверхзвуковым потоком. С другой стороны менее освещены вопросы по исследованию взаимодействия разогретых высоконапорных струй с дозвуковым потоком, что может быть использовано при организации смесеобразования и стабилизации горения в камере сгорания ШДПВРД, работающей в дозвуковом режиме.

В связи с вышесказанным, представляет интерес исследование стабилизации горения на плоских струях газообразного топлива. Требуется более глубокое исследование процессов смесеобразования и горения, с привлечением новых средств измерений, в том числе лазерно-оптических, в комплексе с испытаниями и доводкой камер сгорания, а также разработка на этой основе инженерных методик расчета последовательных стадий процессов. Необходимо определить оптимальное соотношение расходов компонентов в основном потоке и в стабилизирующей струе для наиболее эффективной стабилизации. Возможность регулировки скорости и состава стабилизирующей струи дает возможность оптимизировать горение в камере сгорания,

работающей в дозвуковом режиме, или полностью отключать стабилизатор на сверхзвуковом режиме.

Цель работы:

Исследовать стабилизацию горения на струях нагретого газообразного горючего в камерах сгорания ПВРД.

Задачи работы:

• разработка методики расчета коаксиального теплообменника для наземных испытаний камер сгорания ПВРД;

• разработка методики расчета глубины проникновения струй топлива в поток и длины начального участка;

• разработка экспериментального стенда и вспомогательного оборудования для исследования стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего;

• проведение экспериментов по исследованию стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего;

• накопление экспериментального материала для расширения представления об исследуемом явлении и верификации численных методов.

Научная новизна:

• впервые показана возможность и эффективность стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего втекающих в поток под углом 135°;

• произведено обобщение пределов стабилизации пламени на струях нагретого газообразного горючего, полученных в широком диапазоне режимных параметров.

Научная и практическая ценность:

• спроектированный для проведения экспериментов коаксиальный теплообменник, работающий совместно с малоразмерной камерой сгорания и позволяющий нагревать топливо до высокой температуры имеет простую и технологичную конструкцию, позволяет отказаться от использования электрической сети высокой мощности на стенде и может использоваться для подогрева различных компонентов при исследованиях камер сгорания и различных конструкционных материалов;

• разработанная методика расчета глубины проникновения струй топлива в поток и длины начального участка позволяет оценить необходимую длину камеры сгорания для обеспечения высокой полноты сгорания;

• стенд, спроектированный в процессе работы, обеспечивает проведение экспериментов в широком диапазоне параметров и может использоваться для проведения экспериментов с разными модельными камерами ПВРД;

• накопленный экспериментальный материал расширяет представление о механизмах стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего, что позволяет проектировать эффективные камеры сгорания для широкодиапазонных ПВРД.

Достоверность результатов диссертационной работы подтверждается многократной повторяемостью результатов. Для повышения точности и достоверности измерений были применены современные методы и устройства сбора, накопления и обработки экспериментальных данных, многократные калибровки датчиков и измерительной аппаратуры.

На защиту выносятся:

• результаты экспериментальных исследований параметров коаксиального теплообменника для подогрева горючего, подаваемого в модельную камеру сгорания;

• результаты экспериментальных исследований стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего;

Апробация работы и публикации. По материалам диссертации опубликованы 3 научные работы в рецензируемых журналах, входящих в перечень ВАК.

Личный вклад автора. Основные результаты диссертации получены лично автором, либо при его непосредственном участии в качестве ведущего исполнителя на всех этапах исследований, а именно: при постановке конкретных задач, разработке основных систем установки, проведении всех экспериментов, в обработке, анализе и обобщении полученных данных, подготовке печатных работ по результатам исследований. Совместные результаты представлены с согласия соавторов.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, обзора литературы, трех глав, заключения и списка литературы из 81 наименования. Общий объем диссертационной работы составляет 153 страниц, включая 36 рисунков.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении анализируется современное состояние проблемы стабилизации горения в камерах сгорания ПВРД, кратко изложена актуальность работы, ее научная новизна и практическая ценность, сформулированы задачи исследования.

В обзоре литературы кратко изложен анализ опубликованных работ по теме диссертации, приведены основные результаты и выводы, полученные в данных работах.

Первая глава посвящена разработке методики расчета коаксиального теплообменника для подогрева топлива, подаваемого в модельную камеру сгорания. Описан принцип работы теплообменника, механизм процесса теплообмена, методика расчета теплообменного процесса, программа для его расчета и его конструкция.

Процесс теплообмена в теплообменнике происходит следующим образом (Рис. 1.):

1. Передача тепла от горячего газа в стенку трубки за счет конвективного теплообмена.

2. Передача тепла от внутренней стенки трубки к внешней за счет теплопроводности.

3. Передача тепла от внешней стенки трубки нагреваемому компоненту за счет конвективного теплообмена.

Рис. 1. Схема передачи тепла от горячего газа нагреваемому компоненту в коаксиальном теплообменнике Передача тепла в теплообменнике от горячего газа нагреваемому компоненту описывается следующей системой уравнений:

Нагреваемый компонент (а2)

Трубка (8IX)

Горячий газ (а,)

< в = Г<Г„1-т„2>г2;

I Q = oc2■(Tw2 -Т/2)-Е

б

где <2 - тепловой поток в элементе теплообменника;

а! и Я2 - коэффициенты теплоотдачи от горячего газа к трубке и от трубки к нагреваемому компоненту соответственно;

7}; и 7)2 - температуры горячего газа и нагреваемого компонента соответственно;

Т„1 и Т„2 - температуры трубки со стороны горячего газа и со стороны нагреваемого компонента соответственно; <5 - толщина стенки трубки; Л - теплопроводность стенки трубки;

Р/, ^ и - соответствующие площади, через которые идет тепловой поток. Коэффициенты теплоотдачи для конвективного теплообмена рассчитываются по формуле:

Ый-Л

а = (2)

где N11 - критерий Нуссельта; Я — теплопроводность; / - характерный размер. Критерий Нуссельта рассчитывается по эмпирической формуле:

Ии = 0,021 • Яе0'8- Рг0,4; (3)

где Яе - критерий Рейнольдса;

Рг - критерий Прандтля. Схема экспериментов, проведенных с коаксиальным теплообменником приведена на Рис. 2.

Генеоатоа горячего газа у

Схема эксперимента

Стрия горячего боздихо

/

/

/[еп/юоВменник

\ РесиЬер

ТитанаШ ппита толщиной 5гт.

Чистый Воздух

от Воздушной системы стенда

ИК камера \ А1,0} ¡толщина ЬОмкм!

Рис. 2. Схема эксперимента с коаксиальным теплообменником

Пример изображения снятого ИК камерой приведен на Рис. 3.

250.0°С

- 200

- 100

25.0°С

Рис. 3. Инфракрасное изображение титановой плиты в ходе эксперимента

Приведены результаты расчета параметров теплообменника и сравнение их с экспериментальными данными (Рис. 3.).

Г -г в

ЕЭ Расчетная температура нагреваемого компонента на выходе (К) ■ Измеренная температура нагреваемого компонента на выходе (К)

38 е 39 6 зв 39 «0 37 37 6 36 6 38 36 36

2 з 4 5 6 7 Э 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22

Номер запуска

Рис. 3. Сравнение результатов расчета теплообменника с экспериментами

Из Рис. 2. видно, что погрешность расчета большинства экспериментов не превышает ±10%.

Основные результаты главы 1:

• разработана конструкция коаксиального теплообменника, состоящая из простых и технологичных элементов;

• разработана программа расчета, позволяющая производить проектировочные расчеты характеристик разработанного теплообменника.

• проведен цикл из 22 экспериментов по изучению характеристик теплообменника, результаты которых были использованы для верификации его математической модели;

• с использованием программы расчета характеристик теплообменника автором проведена оценка технических возможностей проектируемого стенда для исследования камер сгорания ПВРД в условиях присоединенного воздухопровода, с целью обеспечения чистого подогрева модельного потока воздуха и подогрева топлива;

• опробована работа и получены предварительные данные по нагреву в разработанном теплообменнике жидких компонентов - воды и авиационного керосина;

• даны рекомендации по применению коаксиальных теплообменников для испытания камер сгорания ПВРД.

Вторая глава посвящена рассмотрению физической картины взаимодействия потоков (струй и основного) с целью определения глубины проникновения струи, влияния струй на основные характеристики течения, определения профилей скорости, температуры, концентрации и других параметров. Это весьма важно для правильной организации оптимальных процессов смесеобразования в тракте двигательной установки и реализации рабочего процесса с оптимальными параметрами. Имеющиеся в литературе экспериментальные данные по пределам стабилизации пламени на встречных струях разрознены, а на веерных и парных плоских струях практически отсутствуют.

При расчете траектории газовой струи на практике используется эмпирическая зависимость, описывающая изменение расстояния от стенки до центральной линии струи, что может характеризовать глубину ее проникновения в сносящий дозвуковой поток со скоростями, типичными для прямоточных камер сгорания:

Н = 0,41-с1ф-(с] + з)Р'88 (4)

где: ^ф - диаметр форсунки, мм;

Ц - отношение начального скоростного напора струй к скоростному напору газа после полного смешения струй и сносящего потока.

Изучение закономерностей распространения пламени и динамики выгорания топлива в турбулентном потоке продолжает оставаться актуальной задачей с точки зрения практики и теории турбулентного горения. В результате проведенных к настоящему времени исследований, основное внимание в которых было сосредоточено на скорости распространения пламени в смесях с избытком окислителя, установлена определяющая роль начальных физико-химических и гидродинамических параметров турбулентного потока на характеристики горения: скорость распространения пламени, протяженность зоны и связанное с ней время горения. Существующие представления о механизме горения и созданные на их базе полуэмпирические теории требуют экспериментальной проверки с целью уточнения влияния отдельных параметров потока на характеристики горения.

Теория, в соответствии с экспериментальными данными, предсказывает уменьшение степени влияния температуры на скорость распространения пламени с

ростом начальной скорости потока. Анализ зависимостей показывает, что практически полное согласие с теорией имеют экспериментальные данные для а=1,0. Близки к расчетной области и данные для а=0,8. В то же время экспериментальные зависимости для бедных смесей далеких от стехиометрии, показывают более сильное влияние температуры на скорость распространения пламени, чем это следует из теории. Этому можно дать следующее объяснение. "Поверхностная" модель горения предполагает эстафетный перенос пламени с горящего моля, в свежую смесь. При этом совершенно не учитывается роль эффектов, приводящих угасанию пламени горящих молей (например, под действием очень быстрых пульсаций) и способности свежей горючей смеси к воспламенению. К этим эффектам должны быть более чувствительны пламена смесей, имеющих невысокую скорость распространения пламени и температуру горения. С увеличением температуры свежей смеси улучшается тепловое состояние горящего моля, внедрившегося в свежую смесь, которая обладает к тому же и большей способностью к воспламенению. Уменьшается вероятность угасания горящих молей под действием пульсаций, что приводит к более быстрому росту скорости распространения пламени, чем это следует из теории.

Для высококалорийных смесей перечисленные эффекты не лимитируют процесса распространения пламени, поэтому в этом случае теория эстафетного распространения пламени дает полное согласие с экспериментальными данными.

Одним из наиболее перспективных технических решений для увеличения скорости полета является сжигание топлива в сверхзвуковом потоке, т.е. переход к сверхзвуковым скоростям в камере сгорания. Этот подход приводит к дополнительным трудностям, связанным с обеспечением высокой полноты сгорания топлива и со стабилизацией процесса горения. В дозвуковом потоке стабилизация пламени происходит в застойных зонах за плохообтекаемыми телами. Использование стабилизаторов пламени в сверхзвуковом потоке приводит к дополнительным скачкам уплотнения, потерям полного давления и, следовательно, к снижению эффективности двигателя в целом. Одним из решений этой проблемы является стабилизация процесса горения на струях, которые одновременно обеспечивают торможение потока на косых скачках уплотнения и подачу топлива в камеру сгорания.

При струйной стабилизации пламени можно плавно изменять размеры циркуляционной зоны, регулировать состав и температуру газа в ней независимо от основного потока, комплексно решать вопросы смесеобразования и стабилизации пламени, создавать зоны повышенной турбулентности в потоке, эффективно охлаждать систему смесеобразования и стабилизации пламени.

Основные выводы главы 2:

• с ростом начальной температуры стабилизирующей струи скорость распространения пламени возрастает, причем с увеличением скорости набегающего потока влияние температуры уменьшается;

• повышенная турбулентность, особенно в зоне смешения струи с потоком, интенсифицирует процесс горения смеси в потоке, поэтому струи можно эффективно использовать как регулируемые и отключаемые газодинамические турбулизаторы потоков.

• использование систем поперечных высокотемпературных струй газообразного топлива в дозвуковой камере сгорания ПВРД может служить эффективным средством для розжига, стабилизации и организации процесса.

Третья глава посвящена экспериментальному исследованию стабилизации горения на плоских струях.

На Рис. 4 приведена схема эксперимента по исследованию глубины проникновения испаренного керосина в основной поток камеры сгорания.

Стенд состоит из следующих составных частей:

1. Подогревателя с соплом и диффузором, которые позволяют моделировать поток с необходимыми температурой и скоростью, соответствующими температуре и скорости на входе в камеру сгорания летательного аппарата в полете.

2. Теплообменника с генератором горячего газа, позволяющим нагревать керосин до высокой температуры и в испаренном виде подавать в щель подачи топлива модельной камеры сгорания.

3. Модуля щелевой подачи топлива в модельную камеру сгорания, позволяющего подавать газообразное топливо под углом 135° к основному потоку.

4. Тонкой металлической пластины, которая используется для фиксации глубины проникновения струи в основной поток.

5. ИК камеры для фиксации теплового следа струи при смешении с основным потоком.

Модуль щелевой подачи топлива установлен на срезе диффузора так, что является продолжением его нижней стенки.

Рис. 4 Схема эксперимента по исследованию глубины проникновения испаренного керосина в основной поток

Также на срезе диффузора по центру выходного сечения закреплена тонкая пластина из стали 12Х18Н10Т таким образом, что струя, которая выходит из щели, смешиваясь с основным потоком, образует на пластине тепловой след. Этот тепловой след фиксируется ИК камерой, установленной перпендикулярно пластине, для последующего определения глубины проникновения струи в основной поток.

Вдув горячей струи топлива происходит в более холодный основной поток. Толщина металлической пластины составляет 0,3мм. При таких условиях тепловой поток вдоль пластины очень мал и им можно пренебречь. Поэтому на ИК фотографии тепловой след струи хорошо различим и позволяет установить траекторию ее движения.

При смешении горячей струи с холодным основным потоком на границе струи возникает резкий перепад температуры, который фиксируется на ИК фотографиях.

Глубиной проникновения струи в основной поток считается расстояние, на котором температурный градиент на ИК фотографии имеет максимальное значение.

Во время эксперимента топливо в подогреватель не подается, поэтому температура испаренного керосина, выходящего из щели, значительно выше температуры основного потока.

На Рис. 5 приведена ИК фотография металлической пластины, установленной на срезе диффузора. На ней можно видеть, что градиент температуры на границе струи при смешении ее с основным потоком составляет порядка 40°, что позволяет определить границу струи с достаточной точностью.

8°С . 250

. 200

. 150

- 100

. 50

-С

Рис. 5 ИК фотография металлической пластины на срезе диффузора

На Рис. 6 приведен обобщенный график зависимости глубины проникновения испаренного керосина в основной поток камеры сгорания от соотношения скоростных напоров основного потока и струи топлива.

керосина в основной поток от соотношения скоростных напоров потока и струи.

По результатам экспериментов можно сделать следующие выводы:

1. Плоская щель обеспечивает достаточную глубину проникновения стабилизирующей струи топлива в основной поток, а значит, является эффективным способом подачи топлива в камеру сгорания;

2. Глубина проникновения струи испаренного керосина в основной поток зависит от соотношения скоростных напоров струи и основного потока и не зависит от геометрических характеристик самой щели;

3. Полученную экспериментальную зависимость можно использовать для оценки глубины проникновения топлива в основной поток для других параметров топливоподающей щели.

На Рис. 7 приведена схема проточной части стенда со всеми основными размерами и координатами замеров статического давления. Перед камерой сгорания установлен диффузор для создания требуемых начальных параметров потока на входе в камеру.

На Рис. 8 показана поверхность с концентрацией топлива в потоке 5% вдоль проточной части модельной камеры сгорания, полученная в результате численного расчета.

С целью снижения общей сложности и уменьшения количества контролируемых параметров эксперименты проводились без оценки эффективности рабочего процесса в модельной камере сгорания. Исследовалась только принципиальная возможность работы камеры сгорания со стабилизацией горения на струе подогретого топлива и устойчивость рабочего процесса.

Воздух для модельной камеры сгорания поступает от воздушной системы стенда. Проходит через подогреватель в котором нагревается до необходимой температуры. Далее через сопло и диффузор поступает в модельную камеру сгорания. Сопло совместно с диффузором позволяют смоделировать необходимое давление и скорость на входе в модельную камеру сгорания. Таким образом, подогреватель совместно с соплом и диффузором позволяют смоделировать полетные параметры основного потока в камере сгорания.

Топливо для модельной камеры сгорания поступает из наддуваемого топливного бака, нагревается в теплообменнике и в газообразном виде поступает в топливоподающую щель камеры сгорания. Таким образом, моделируется охлаждение конструкции камеры сгорания летательного аппарата топливом. До выхода на номинальный режим работы всех систем стенда в качестве нагреваемого компонента в теплообменник вместо керосина подается воздух. Такой прием позволяет значительно повысить безопасность проведения эксперимента, снижая вероятность самопроизвольного возгорания нагретого керосина в выхлопной системе стенда. Переключение нагреваемого компонента с воздуха на керосин и обратно производится двумя пневматическими клапанами, работающими в противофазе. Это позволяет переключить нагреваемый компонент в теплообменнике практически без задержек и избежать его разрушения. Для исключения попадания воздуха в топливную магистраль на подводящих трубках теплообменника установлены обратные клапаны.

Поступая в камеру сгорания под углом 135° к основному потоку, топливо смешивается с основным потоком. Во время смешения непосредственно за местом подачи топлива создается зона обратных токов, которая позволяет эффективно поддерживать горение без использования механических стабилизаторов.

Смесь воздуха с топливом в камере сгорания воспламеняется поджигающим устройством, которое выключается сразу после начала самостоятельной работы камеры.

Некоторая часть газов зоны циркуляции за счет турбулентного обмена на границах постоянно обновляется, замещаясь тем же количеством свежей горючей смеси.

650 600

¡50 6 11 150 13 14 15 16 17

1 ||| | |

-—'Т"*""' Модельная к.с.

й-1" Диффузор 3 у' IX

/ 1 и х=о * \ X

Диффузор ^П Мобельная к.с.

хш

м 0

р*6 265

Рх11 555

РиО т

РыН 910

Рк$ 995

РмШ 1095

РиП т

Рис. 7 Схема проточной части стенда.

В зоне, расположенной вблизи передней границы зоны обратных токов, вследствие диффузионного смешения струи с горючей смесью и продуктами сгорания образуется смесь местного состава. За счет тепла и активных химических центров газов - продуктов сгорания зоны обратных токов (а также тепла, вносимого струей и набегающим потоком) - эта смесь нагревается и воспламеняется. В области высокой турбулентности между зоной обратных токов и внешним потоком (а, следовательно, в прямом токе зоны циркуляции) развивается интенсивное горение. Часть продуктов сгорания смеси местного состава циркуляционным течением переносится в зону обратных токов, чтобы поджигать новые порции свежей горючей смеси. Другая часть продуктов сгорания воспламеняет свежую смесь во внешнем потоке.

На режимах устойчивого горения зона обратных токов заполнена продуктами полного сгорания смеси.

Во время работы модельной камеры сгорания производятся измерения статического давления на верхней стенке по длине камеры. По его скачкообразному росту можно установить наличие горения внутри камеры. Также производится видеосъемка выхода из камеры сгорания, что позволяет визуально подтвердить наличие горения.

Расходы газообразных компонентов измеряются с помощью мерных шайб различного диаметра. Расходы жидких компонентов измеряются с помощью расходомеров турбинного типа.

Давления в контрольных точках стенда измеряются с помощью датчиков давления.

Температуры в контрольных точках стенда измеряются с помощью термопар различных типов.

Все измеряемые параметры во время проведения эксперимента с помощью системы сбора данных записываются на компьютер для последующей обработки и анализа.

На Рис. 9 приведена схема эксперимента со стабилизацией горения на струях подогретого топлива.

В результате аналогичных экспериментов проведенных в лаборатории горения американского университета Буффало (University at Buffalo) в штате Нью-Йорк установлено, что струйная стабилизация пламени в камерах сгорания выгодно отличается от стабилизации на плохообтекаемых телах повышенной турбулизацией потока и возможностью простого управления параметрами струйного стабилизатора для оптимизации устойчивости рабочего процесса. Также струйный стабилизатор обеспечивает более высокую скорость тепловыделения по сравнению с механическим стабилизатором, что позволит уменьшить длину камеры сгорания.

0в=0,65 кг/с Ст=0,025-0,05 кг/с Тв=1000К Мп=4,3 Нп=26,5 км Размеры входа к.с. 100x83мм.

Рис. 9 Схема эксперимента со стабилизацией горения на струе подогретого топлива

В качестве рабочей точки для проведения экспериментов со стабилизацией горения на струе подогретого топлива были выбраны следующие параметры стенда:

1. Размеры проточной части модельной камеры сгорания 100x110мм;

2. Расход воздуха через модельную камеру сгорания 0,65кг/с;

3. Температура воздуха на входе в модельную камеру сгорания 1000К;

4. Температура топлива подаваемого в модельную камеру сгорания не менее 650К;

5. Размеры топливоподающей щели модельной камеры сгорания 30x1,5мм;

6. Высота выхода модельной камеры сгорания 50мм.

Фото выхода из модельной камеры сгорания снятого во время эксперимента приведено на Рис. 10

Так как оценка эффективности рабочего процесса в камере сгорания не проводилась по результатам проведенных экспериментов невозможно оценить полноту сгорания.

Начало самостоятельного горения в модельной камере сгорания определялось по скачку статического давления в ее проточной части после подачи в щель испаренного керосина и его воспламенения с помощью поджигающего устройства.

Рис. 10 Фото выхода модельной камеры сгорания, снятое во время эксперимента

На Рис. 11 приведены графики статического давления в проточной части камеры сгорания и расхода топлива через топливоподающую щель во время эксперимента. По ним видно, что подъем статического давления после воспламенения составляет 0,75атм при ЕЯ близком к единице, что позволяет надежно определить наличие горения во время эксперимента. После прекращения подачи керосина в камеру сгорания и прекращения горения видно скачкообразное падение статического давления в ее проточной части. Небольшая фазовая задержка падения давления от прекращения подачи топлива объясняется достаточно большим внутренним объемом теплообменника и подводящих трубок. После переключения теплообменника с керосина на воздух замещения, оставшийся керосин вытесняется воздухом, что вызывает задержку погасания модельной камеры сгорания.

Устойчивость рабочего процесса оценивалась по пульсациям статического давления и по видеозаписи. При погасании камеры сгорания или ее работе на предсрывном режиме пульсации статического давления в ее проточной части увеличиваются. Это можно видеть по резкому повышению статического давления, а затем

его резкому падению после прекращения подачи керосина. Видеозапись также позволяет установить наличие пульсаций на предсрывных режимах работы камеры сгорания.

Время (с)

Рис. 11 Статическое давление в модельной камере сгорания и расход топлива во время эксперимента

В результате проведенных экспериментов получена устойчивая работа модельной камеры сгорания в диапазоне ЕЯ от 0,5 до 1,37. При этом ЕЯ=0,5 оказался режимом близким к срывному, что позволила установить видеозапись. В заключении приведены основные выводы по работе:

1. разработана методика расчета коаксиального теплообменника для подогрева до высокой температуры различных компонентов при испытаниях камер сгорания ПВРД, позволяющая выполнять проектировочные расчеты, необходимые для определения конструктивных размеров теплообменника;

2. разработана методика оценки глубины проникновения струй топлива в поток и длины начального участка, позволяющая оценить параметры газодинамического стабилизатора и длину камеры сгорания;

3. спроектирован и внедрен коаксиальный теплообменник для подогрева топлива перед подачей в модельную камеру сгорания, моделирующий тем самым охлаждение конструкции камеры сгорания летательного аппарата топливом. Написана программа, позволяющая рассчитывать такие теплообменники;

4. спроектирован экспериментальный стенд для исследования стабилизации горения на струях, позволяющий проводить эксперименты в широком диапазоне параметров;

5. накоплен экспериментальный материал для расширения представления о механизмах стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего и верификации численных методов;

6. показана возможность стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего втекающих в поток под углом 135°, что дает основание считать стабилизацию пламени на струях одним из возможных и эффективных способов стабилизации пламени и интенсификации горения смесей в потоке;

7. показана эффективная работа струйного стабилизатора в широком диапазоне режимных параметров.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Аврашков В.Н., Метелкина Е.С., Мещеряков Д.В., Митрохов Н.В. История и практика работ по созданию камер сгорания высокоскоростных ПВРД на факультете «Двигатели летательных аппаратов» МАИ // Двигатель, 2009, №6, С. 1618.

2. Митрохов Н.В. Экспериментально-расчетное исследование характеристик коаксиального теплообменника для нагрева газообразного и жидкого топлива при проведении испытаний высокотемпературных композиционных материалов // 10-я Международная конференция "Авиация и космонавтика — 2011", Москва, 8-10 ноября 2011, С.186-187.

3. Митрохов Н. В. Экспериментально-расчетное исследование характеристик коаксиального теплообменника для нагрева топлива при исследованиях горения // Вестник Московского авиационного института, 2011, Т.18, №6, С.47-52.

4. Митрохов Н. В., Грисхаммер С. Численное моделирование трехмерного течения в канале стенда для исследования прямоточных воздушно-реактивных двигателей // Научно-технический вестник Поволжья, 2012, №5.

Множительный центр МАИ (НИУ) Заказ от 24.10.2012г. Тираж 70 экз.

Введение.

Обзор литературы.

Глава 1 Разработка методики расчета коаксиального теплообменника для наземных испытаний камер сгорания ГТВРД.

1.1 Общие сведения о теплообмене.

1.2 Особенности теплообмена и гидродинамики при течении теплоносителя в канале.

1.3 Общий вид критериальных уравнений для конвективного теплообмена в каналах.

1.4 Описание методики расчета теплообменного процесса.

1.5 Описание программы для расчета коаксиальных теплообменников.

1.6 Расчет теплового потока в элементе.

1.7 Описание конструкции теплообменника.

1.8 Описание проведенных экспериментов.

1.9 Сравнение результатов экспериментов и расчетов.

1.10 Применение коаксиальных теплообменников для испытания камер сгорания ПВРД.

Глава 2 Физические механизмы стабилизация горения на плоских струях.

2.1 Взаимодействие поперечных струй со сносящим дозвуковым потоком.

2.2 Начальный участок плоской турбулентной струи в поперечном потоке.

2.3 Влияние начальной температуры на горение в потоке однородной смеси.

2.4 Стабилизация пламени в потоке системами струй.

2.5 Моделирование горения углеводородного топлива в сверхзвуковых потоках в каналах сложной формы.

2.6 Стабилизация пламени на струях двухфазной горючей смеси.

2.7 Интенсификация горения смесей в потоке.

Глава 3 Экспериментальное исследование стабилизации горения на плоских струях.

3.1 Описание теплообменника.

3.2 Описание подогревателя.

3.3 Описание модельной камеры сгорания.

3.4 Методика экспериментального исследования глубины проникновения испаренного керосина в основной поток.

3.5 Результаты экспериментального исследования глубины проникновения испаренного керосина в основной поток.

3.6 Подтверждение адекватности численного расчета течения внутри камеры сгорания.

3.7 Определение параметров модельной камеры сгорания.

3.8 Выбор размеров топливоподающей щели.

3.9 Проведение экспериментов.

3.10 Результаты проведенных экспериментов.

Основной тенденцией развития авиационной и ракетной техники является наращивание скорости полета летательных аппаратов. В соответствии с этим идет процесс исследований и разработок силовых установок - двигателей.

Для атмосферных летательных аппаратов наилучшими удельными характеристиками, в диапазоне чисел Маха полета от 5-6 до 15-18, обладает гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель - ГПВРД [78].

Подход к выбору топлива и схеме организации рабочего процесса в ГПВРД зависит от принимаемой концепции гиперзвукового летательного аппарата. Принципиальные различия возникают в зависимости от требований к условиям старта летательного аппарата. Так, для летательных аппаратов ограниченного стартового веса, характерными габаритными размерами до 100 и более метров, к которым относятся многоразовые воздушно-космические самолеты, наиболее перспективными являются высокоэффективные криогенные топлива, такие как водород.

Применение ГПВРД в ракетных системах обусловлено жесткими ограничениями объема, в котором должны быть размещены все агрегаты JIA с двигательной установкой. Размеры ДА и ДУ в таких системах определяются габаритами стартовых контейнеров, что приводит к необходимости организации рабочего процесса ГПВРД с габаритами, соответствующими объему, который на старте занимал двигатель другого типа (РДТТ или ЖРД). Поэтому в ГПВРД, предназначенных для летательных аппаратов ограниченного объема (JTAOO), используются, в основном, жидкие углеводородные топлива или борводородные топлива, имеющие существенно более высокую объемную теплотворную способность.

Так ракета с ГПВРД, работающем на керосине, имеет дальность полета почти в три раза большую, чем на водороде, а для топлива повышенной плотности, типа «шеллдайн» - почти в четыре раза.

Проведенные оценки, а также компактность J1A с ГПВРД на УВТ и простота хранения, обслуживания и транспортировки не криогенного топлива привели к исследованиям возможных областей применения такого рода аппаратов. В результате этого, в настоящее время ГПВРД на углеводородном топливе рассматривается в качестве наиболее вероятного кандидата на роль основной двигательной установки для следующих летательных аппаратов: стратегическая и тактическая крылатые ракеты Мп = 6,5; противотанковый снаряд Мп = 6,0 . высокоманевренная зенитная ракета для перехвата гиперзвуковых ЛА Мп = 4,0 - 8,0;

Результаты работ в области деструкции УВТ позволяют надеяться на то, что использование жидких топлив в перегретом состоянии существенно приблизит свойства этих топлив, по располагаемому хладоресурсу, к водороду. Таким образом, углеводородные топлива могут найти применение и в силовой установке воздушно-космических самолетов, на некотором участке траектории.

Ключевой проблемой, решение которой открывает путь к использованию ГПВРД в ракетно-космической и авиационной технике, является реализация эффективного рабочего процесса в камере сгорания, сверхзвуковая скорость воздуха, в которой, существенно осложняет организацию смесеобразования и горения топлива.

Развитие работ по изучению процессов в камерах сгорания ГПВРД, работающих на жидком УВТ, шло по пути экспериментальных исследований. В нашей стране наиболее интересные результаты были получены в ОКБ « Красная звезда», ЦАГИ, ЦИАМ и ИТПМ СО АН СССР. Из зарубежных работ можно выделить результаты, полученные в организациях ONERA и Cranfield Tech. Была показана принципиальная возможность осуществления горения углеводородного топлива, инжектируемого в жидком состоянии в камеру сгорания со сверхзвуковым потоком. Однако, была получена явно низкая эффективность рабочего процесса в сравнении с необходимой для создания натурного двигателя. Основной причиной этого, по-видимому, явилось недостаточное понимание и недооценка механизма смесеобразования, а также деталей газодинамической картины течения на процесс горения в сверхзвуковом потоке.

Поэтому, требуется более глубокое исследование процессов смесеобразования и горения, с привлечением новых средств измерений, в том числе лазерно-оптических, в комплексе с испытаниями и доводкой камер сгорания, а также разработка на этой основе инженерных методик расчета последовательных стадий процессов.

Обзор литературы

Вопросам взаимодействия газовых струй со сносящим потоком в применении к двигателям летательных аппаратов в настоящее время посвящено достаточно большое количество работ. В них рассматривается физическая картина взаимодействия потоков (струй и основного) с целью определения глубины проникновения струи, влияния струй на основные характеристики течения, определения профилей скорости, температуры, концентрации и других параметров в каналах. Это весьма важно для правильной организации оптимальных процессов смесеобразования в тракте двигательной установки и реализации рабочего процесса с оптимальными параметрами.

Рассматривая вопросы смесеобразования применительно к высокоскоростным двигателям, таким как, например, ГПВРД, следует отметить, что в настоящее время накоплен обширный материал по взаимодействию высокоскоростных струй (как спутных, так и поперечных) со сверхзвуковым потоком.

С другой стороны менее освещены вопросы по исследованию взаимодействия разогретых высоконапорных струй с дозвуковым потоком, что может быть использовано при организации смесеобразования и стабилизации горения в камере сгорания ГПВРД, работающей в дозвуковом режиме. Настоящая работа посвящена обзору некоторых исследований, проводимых именно в этом направлении.

В настоящее время в ТМКБ "Союз" принята опробованная на многих конкретных конструкциях (например, на изделии Х-31) методика расчета передней границы факела распыла жидкого углеводородного топлива, истекающего из струйной форсунки на фронтовом устройстве перпендикулярно сносящему дозвуковому потоку.

Также представляют определенный интерес работы, проводимые в ЦАГИ Пензиным В.Н. Хотя все эти работы относятся к изучению взаимодействия струй со сносящим сверхзвуковым потоком, однако исследователем получены интересные результаты о влиянии вдуваемых струй и их параметров на пределы запирания основного потока, когда в области вдува реализуется дозвуковое течение. Этот режим интересен тем, что в реальности он может быть распространен на случай работы газовоздушного тракта двигателя, когда торможение сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей при разгоне летательного аппарата осуществляется уже не в горле воздухозаборного устройства, а на газогенераторных струях камеры сгорания. В этом случае как раз и необходимо знание процессов взаимодействия вдуваемых струй газа с основным потоком камеры сгорания.

Результаты экспериментального изучения зависимостей скорости турбулентного распространения пламени и протяженности зоны горения от размеров системы представлены в статье Янковского В. М. и Талантова А. В. «Влияние размера системы на основные характеристики процесса горения в турбулентном потоке однородной смеси» [70].

Исследование проводилось на четырех геометрически подобных У камерах сечением 25x25, 50x50, 100x100, 150x150 мм для условий потока, ограниченного стенками в диапазоне изменения состава смеси а=0,6 - 1,6 и скорости на входе в камеру W-30 - 115 м/с. Давление атмосферное, температура - 495К.

Объектом исследования был плоский турбулентный факел, стабилизация которого осуществлялась с помощью двух симметрично расположенных ниш в гладких каналах квадратного сечения. Подогрев воздуха осуществлялся в теплообменнике трубчатого типа. На расстоянии 35 -40 калибров от входа в экспериментальную камеру в воздушный поток впрыскивалось топливо -бензин Б-70. Подача топлива осуществлялась насосами плунжерного типа через коллектор центробежных форсунок. Для каждой модели участок перед стабилизаторами имел сечение, равное сечению горячей части камеры, и составлял не менее десяти калибров по длине.

По материалам работы можно сделать следующие выводы:

1. Размер системы в технически гладких каналах оказывает влияние на основные характеристики горения в турбулентном потоке однородной смеси. Это следует учитывать при использовании зависимостей, полученных на моделях, в расчетах реальных камер.

2. Протяженность зоны горения прямо пропорциональна коэффициенту турбулентной диффузии, а следовательно, и размеру системы.

3. Скорость распространения пламени несколько увеличивается с ростом размеров системы. Эта зависимость более сильная при малых размерах системы, ослабевает при <1>50 (100) мм. Значит, при моделировании процессов горения в модельной камере сгорания, следует учитывать влияние размеров системы при малых (ё<50.100 мм) физических размерах камеры.

4. Выражения для характерного размера зоны горения и характерной толщины фронта ламинарного пламени имеют единую структуру.

5. Для технически гладких каналов скорость распространения пламени, определяемая с учетом эффекта расширения, по передней границе факела, по поверхности максимальной светимости по задней границе описывается единой зависимостью.

Влияние затенения камеры сгорания стабилизаторами исследовалось в статье Мусина Л. Р., Янковского В. М. и Талантова А. В. «Влияние затенения камеры сгорания стабилизаторами на скорость распространения пламени в турбулентном потоке однородной смеси» [71].

В работе исследовалась скорость распространения пламени за коническими стабилизаторами различных размеров. Эксперименты проводились при атмосферном давлении и постоянной начальной температуре Т=473К в условиях закрытого потока в цилиндрической камере 0150 мм во всем диапазоне устойчивой работы камеры сгорания по составу смеси (а=0,45 - 1,9). Использовались конические стабилизаторы с углом при вершине 60° и диаметрами 15, 30, 60, 100 и 120 мм, что соответствовало затенению поперечного сечения камеры сгорания соответственно: 1, 4, 16,

44.4, 64%. Скорость набегающего потока смеси на входе в камеру изменялась от 30 до 75 м/с. В качестве горючего использовался керосин марки ТС-1. Эксперименты проводились как в гладком канале с трубным уровнем турбулентности, так и в канале с ортогональной турбулизирующей решеткой с диаметром прутков 15 мм (ячейка 15x15 мм ), устанавливаемой на расстоянии одного калибра перед стабилизатором.

Результаты проведенных экспериментов позволяют сделать следующие выводы:

1. Размер стабилизатора оказывает существенное влияние на такие показатели работы камеры сгорания прямоточного типа, как пределы устойчивого горения и величины гидравлических потерь.

2. В значительном диапазоне изменений параметров набегающего потока размер стабилизатора выбранной формы не оказывает существенного влияния на скорость распространения пламени.

3. Так как газодинамический стабилизатор вносит значительно меньшие гидравлические потери и способен расширить пределы устойчивого горения, возможно значительное улучшение характеристик камеры сгорания путем замены механических стабилизаторов на газодинамические.

В статье Семенова В. Г., Талантова А. В., Дятлова И. Н. и Мингазова Б. Г. «Исследование механизма стабилизации пламени на встречных закрученных струях двухфазной смеси» [72] исследовалась аэродинамическая структура следа струи на холодных режимах и при горении, температурное состояние и химический состав газов в зоне обратных токов у границы «бедного» срыва и динамика выгорания топлива в факеле. В случае холодных течений обследовались аэродинамические структуры следа «сухой» (воздушной) и двухфазной (керосино-воздушной) струй. Структура течений в следе «сухой» струи исследовалась общепринятыми методами с помощью пневмометрических насадков.

Эта работа позволяет сделать следующие основные выводы:

1. Температурное поле, как и поле скоростей в следе струй ТВФ, схожи с теми же полями в следе за плохообтекаемым телом.

2. Интенсивность горения на струях ТВФ является достаточно высокой, поэтому газодинамический стабилизатор может служить эффективной заменой механическому.

Стабилизация пламени на струях двухфазной смеси исследовалась в работе Мингазова Б. Г., Талантова А. В., Щукина В. А., Дятлова И. Н., Ичанкина Г. С. «Исследование стабилизации пламени на струях двухфазной горючей смеси» [73].

В ней приводятся результаты исследования стабилизации пламени на струях двухфазной горючей смеси, истекающей из топливо-воздушной форсунки (ТВФ). Опыты проводились на экспериментальной установке, используемой обычно в подобных исследованиях. Стабилизатор пламени (ТВФ) устанавливался в ядре набегающего потока на срезе канала 0150 мм. Топливо и стабилизирующий воздух подавались через ТВФ.

При постановке ТВФ против набегающего потока воздуха высокоскоростная закрученная струя смеси образует топливо-воздушный экран, обеспечивающий стабилизацию пламени. Выводы, полученные в результате работы: 1. Увеличение скорости набегающего потока при прочих равных условиях приводит к росту степени испарения топлива, что приводит к уменьшению различий между срывными характеристиками для неоднородных и однородных по фазе смесей. Характер протекания "бедных" срывных кривых для двухфазных и однофазных смесей существенно отличается при малых скоростях потока и практически совпадает при больших скоростях. Отсюда следует, что при больших скоростях набегающего потока топливо в камеру сгорания можно подавать как в жидком, так и в газообразном виде без сужения пределов устойчивой работы камеры.

2. Полнота сгорания топлива в ЗОТ на предсрывных режимах падает с уменьшением скорости набегающего потока.

3. Расчетный анализ показывает, что срыв пламени для двухфазных смесей обобщается по составу смеси в ЗОТ, рассчитанному по испарившемуся и перемешанному с воздухом топливу за характерное время пребывания в зоне рециркуляции.

Стабилизация пламени на струях воздуха исследовалась в статье Костерина В. А., Дудина Л. А., Мотылинского И. П., Ржевского Е. В., Рогожина Б. А. и Хисматуллина А. Я. «Стабилизация пламени на струях и некоторые вопросы интенсификации горения смесей в потоке» [74].

В работе изложены некоторые результаты комплексного исследования на моделях газодинамики взаимодействия струй с потоком на холодных режимах и при горении, механизма и пределов стабилизации пламени на струях, динамики выгорания, турбулентных характеристик зоны, особенностей пламени в неоднородных потоках.

Исследовались струи, при вдуве которых в поток образуются зоны циркуляции. В первую очередь это веерные и парные плоские струи с различными углами вдува, являющиеся по существу осесимметричными и плоскими газовыми завесами, а также встречные струи. Из этой работы можно сделать выводы:

1. Веерные струи как стабилизаторы пламени выгоднее встречных т.к. практически нечувствительны к скосу набегающего потока.

2. Обогащение струй существенно расширяет пределы стабилизации пламени.

3. Увеличение температуры потока и струи расширяет пределы стабилизации пламени.

4. Энергия, подводимая со струей, расходуется на образование циркуляционного течения и на генерацию турбулентности. На это же расходуется часть энергии основного потока, но меньшая, чем при стабилизации пламени на плохообтекаемых телах.

5. Струйный стабилизатор пламени создает повышенную турбулентность по сравнению с механическим. Это приводит к более интенсивному горению.

6. Оптимальный угол вдува стабилизирующей струи близок к 135°, при этом размер ЗОТ максимален. Для расширения пределов устойчивой работы камеры сгорания возможно обогащение стабилизирующей струи топливом или стабилизация горения на струях испаренного топлива.

Влияние начальной температуры на процесс горения исследовалось в статье Кузина А. Ф., Янковского В. М., Аполлонова В. Л. и Талантова А. В. «Влияние начальной температуры на основные характеристики горения в турбулентном потоке однородной смеси» [75].

В работе проведено экспериментальное исследование влияния начальной температуры на скорость распространения, протяженность зоны и время горения однородных бензино-воздушных смесей в закрытом турбулентном потоке во всем диапазоне устойчивой стабилизации пламени по составу смеси. Объектом исследования был плоский факел в технически гладком канале сечением 50x50 мм . В качестве стабилизаторов пламени использовали две симметрично расположенные ниши, практически не вносящие никаких изменений в гидродинамику набегающего потока на входе в камеру сгорания. Начальные параметры смеси изменялись в диапазоне: температура Т=393.793К (чистый подогрев); состав смеси а=0,45. 1,9; скорость потока \¥0=30. .75 м/с; давление атмосферное.

Экспериментальная камера включала в себя стабилизаторную головку и набор охлаждаемых водой проставок различной длины.

Результаты проведенной работы позволяют сделать следующие выводы:

1. С ростом начальной температуры скорость распространения пламени возрастает, причем с увеличением скорости набегающего потока влияние температуры уменьшается.

2. Увеличение начальной температуры набегающего потока существенно сокращает протяженность зоны и уменьшает время горения.

3. Экспериментальные зависимости для бедных смесей, далеких от стехиометрии, показывают более сильное влияние температуры на скорость распространения пламени, чем это следует из теории. Сравнение различных способов стабилизации пламени проводилось в работе Янковского В. М., Щукина В. А., Кузина А. Ф., Голубева В. В и Талантова А. В. «Сравнительное исследование различных способов организации процесса горения» [76].

Представлены данные экспериментального исследования зависимостей скорости распространения, протяженности зоны горения турбулентного факела. Исследования проведены на модельных камерах 3 типов с различными вариантами стабилизирующих устройств: одна дежурная горелка, две дежурные горелки, две симметрично расположенные ниши в канале прямоугольного сечения.

Сравнительное исследование различных способов организации процесса горения позволяет сделать следующие выводы:

1. Основные характеристики горения, независимо от способа организации процесса, когда стабилизирующее устройство не оказывает существенных изменений параметров потока перед поверхностью пламени, описываются едиными зависимостями в функции параметров набегающего потока.

2. Закономерности горения в простейших камерах (с периферийным и с центральным поджиганием) и в сложной камере (с системой стабилизирующих устройств), структурными элементами которой являются простейшие камеры, описываются едиными зависимостями.

3. Результаты исследований, полученные при исследовании простых моделей камер сгорания, могут быть применены к сложным камерам, состоящим из системы простых.

В статье Крыжановского В. Н. «Совершенствование сжигания газа и жидкого топлива (обзор)» [77] рассмотрены основные направления развития прикладной теории горения и совершенствования технологии сжигания газообразного и жидкого топлив. Дано сопоставление способов описания процесса горения через длину факела и с помощью объемной теплонапряженности. Приведено сравнение основных способов сжигания газа и жидкого топлива. Показано, что важнейшим фактором, определяющим совершенствование факельного сжигания, является улучшение начального распределения топлива в воздушном потоке. Приведены методы расчета начального распределения топлив и сравнение характеристик горелок и камер сгорания различной конструкции.

Вот основные выводы, которые позволяет сделать эта работа:

1. Длина турбулентного факела не является самостоятельной характеристикой процесса горения. Она определяется прежде всего объемом факела как функцией объемной интенсивности горения, и затем уже формой факела, которая определяется аэродинамическими характеристиками.

2. Наиболее равномерное распределение газа достигается в плоских, щелевых горелках при однорядных газораздаточных устройствах. Переход к двум, а тем более к трем рядам газораздаточных отверстий ухудшает начальное распределение газа и замедляет его выгорание.

3. В основе организации рабочего процесса в камерах сгорания ГТД лежит интенсификация процессов смешения топлива и воздуха с помощью регистровых и многорегистровых фронтовых устройств и рационализация распределения подвода воздуха по длине жаровой трубы.

4. Необходимо рассредоточено подводить воздух и топливо по длине жаровой трубы.

5. Закрутка воздуха не дает каких-либо преимуществ при сжигании не только газа, но и других видов топлив.

6. В реальных топках и камерах сгорания, особенно при повышении температурного уровня процесса и улучшении качества распыливания, процесс в основном протекает в межкапельном пространстве и режим горения распыленного топлива приближается к режиму горения газовых смесей.

7. Камеры сгорания с равномерным начальным распыливанием топлива, несмотря на сравнительно грубое распыливание, значительно более эффективны.

8. Для наиболее эффективного сжигания топлива в камере сгорания необходимо как можно более равномерное и качественное начальное распыливание топлива, а также рациональное распределение подвода воздуха по длине жаровой трубы.

Выводы:

1. Стабилизация горения на струях выгодно отличается от механической так как способствует более интенсивному сгоранию топлива, а значит и уменьшению потребной длины камеры сгорания.

2. Изменением состава и температуры смеси в стабилизирующей струе можно значительно расширять пределы устойчивого горения топлива в камере сгорания.

3. Изменением соотношения расходов между основным потоком и стабилизирующей струей можно в широких пределах регулировать размеры зоны обратных токов для более эффективной стабилизации пламени.

4. Стабилизация горения на струях не вызывает потерь тяги по сравнению с механическим стабилизатором, хотя требует дополнительных затрат энергии на создание струи.

5. Отсутствие в струйных стабилизаторах охлаждаемых элементов дает возможность повысить температуру в камере сгорания.

В связи с вышесказанным, представляет интерес дальнейшее исследование стабилизации горения на плоских струях. Необходимо определить оптимальное соотношение расходов компонентов в основном потоке и в стабилизирующей струе для наиболее эффективной стабилизации. Также представляет интерес стабилизация горения на струях испаренного топлива, которое участвовало в охлаждении конструкции летательного аппарата. А возможность регулировки скорости и состава стабилизирующей струи дает возможность оптимизировать горение в камере сгорания или полностью отключать стабилизатор в форсажных камерах.

выводы:

1. разработана методика расчета коаксиального теплообменника для наземных испытаний камер сгорания ПВРД, позволяющая выполнять проектировочные расчеты, необходимые для определения конструктивных размеров теплообменника;

2. разработана методика оценки глубины проникновения струй топлива в поток и длины начального участка, позволяющая оценить параметры газодинамического стабилизатора и длину камеры сгорания;

3. спроектирован и внедрен коаксиальный теплообменник для подогрева топлива перед подачей в модельную камеру сгорания, моделирующий тем самым охлаждение конструкции камеры сгорания летательного аппарата топливом. Написана программа, позволяющая рассчитывать такие теплообменники;

4. спроектирован экспериментальный стенд для исследования стабилизации горения на струях, позволяющий проводить эксперименты в широком диапазоне параметров;

5. накоплен экспериментальный материал для расширения представления о механизмах стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего и верификации численных методов;

6. показана возможность стабилизации горения на струях нагретого газообразного горючего втекающих в поток под углом 135°, что дает основание считать стабилизацию пламени на струях одним из возможных и эффективных способов стабилизации пламени и интенсификации горения смесей в потоке;

7. показана эффективная работа струйного стабилизатора в широком диапазоне режимных параметров.

Заключение

По результатам проделанной работы можно сделать следующие

1. Дрейцер Г. А. Конвективный теплообмен в каналах: Учебное пособие. -М.: МАИ, 1984.

2. Варгафтик Н. Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. Издание второе, дополненное и переработанное. Издательство «Наука», 1972.

3. Варгафтик Н. Б. и др. Справочник по теплопроводности жидкостей и газов. Энергоатомиздат, 1990.

4. Киммел П. (Paul Kimmel) Borland С++ 5 Пер. с англ. СПб. Издательство «BHV - Санкт-Петербург», 2001.

5. Финогенов К. Г. Win32. Основы программирования. Издательство «ДИАЛОГ-МИФИ», 2002.

6. Бондаренко Р. М., Михайлов В. Н., Харитонов В. Т. Исследование предельных режимов течения газа в рабочей части сверх- и гиперзвуковой аэродинамической трубы при выдуве из моделей сильно недорасширенных газовых струй. Труды ЦАГИ, выпуск 2095, 1981.

7. Жданов В. Т., Борн J1. Е. Экспериментальное исследование взаимодействия струй инертного газа, вытекающих по нормали к боковой поверхности, и течения в зонной области осесимметричного тела. Труды ЦАГИ, выпуск 1584, 1974.

8. Пензин В. И. Сверхзвуковое течение в канале при вдуве поперечных струй газа. Отчет НИО-1 №4445, ЦАГИ, 1983.

9. Богомолов Е. Н. Рабочие процессы в охлаждаемых турбинах ГТД с перфорированными лопатками. М., Машиностроение, 1987.

10. Онищик И. И. Исследование процесса смешения в модели смесителя кольцевой камеры сгорания. Теплоэнергетика, №1, 1973.

11. Колосков А. С., Онищик И. И. О распределении температур в однородной системе подачи поперечных струй. Межвузовский сборник "Горение в потоке", Казань, КАИ, 1982.

12. Абрамович Г. H. Теория турбулентных струй. М., Физматгиз, 1960.

13. Пензин В. И. Экспериментальное исследование поперечного вдува в сверхзвуковой поток в канале. "Ученые записки ЦАГИ", том 4, №6, 1973.

14. Пензин В. И. О влиянии места вдува поперечных струй газа в сверхзвуковой поток в трубе на силу трения. Отчет НИО-1 № 2653, ЦАГИ, 1974.

15. Пензин В. И. О запирании сверхзвукового течения и возникновении псевдоскачка в канале при вдуве поперечных струй газа. Отчет НИО-1 № 3662, ЦАГИ, 1977.

16. Гиршович Т. А. Теоретическое и экспериментальное исследование плоской турбулентной струи в сносящем потоке. Изв. АН СССР, МЖГ, №5, с. 121-126, 1966.

17. Федяевский К. К., Гиневский А. С., Колесников А. В. Расчет турбулентного пограничного слоя несжимаемой жидкости. JL: Судостроение, с. 256, 1973.

18. Morton В. R. On momentum mass flux diagram for turbulent jets, plumes and wakes. J. Fluid Mech., vol. 10, pt. 1, p. 101-112, 1967.

19. Гиршович Т. А. К расчету параметров полоской турбулентной струи в сносящем потоке. ИФЖ, т. 25, №5, с. 907-912, 1973.

20. Бруяцкий Е. В. Интегральный метод расчета начального участка плоской турбулентной струи в сносящем потоке. Прикладная механика, т. 14, №3, с. 114-120, 1978.

21. Гиршович Е. В. О турбулентной струе в сносящем потоке. Изв. АН СССР, МЖГ, №1, с. 151-153, 1966.

22. Костерин В. А., Хисматуллин А. Я. Исследование механизма стабилизации пламени на газодинамических экранах. Изв. ВУЗов "Авиационная техника", Юбилейный, 1967.

23. Костерин В. А., Хисматуллин А. Я., Невский Е. В. Некоторые вопросы газодинамики струй в поперечном потоке при горении. Изв. ВУЗов "Авиационная техника", №1, 1966.

24. Костерин В. А. и др. Обобщение экспериментальных данных по пределам стабилизации пламени на струях. Изв. Вузов "Авиационная техника", п. 3, с. 59-60, 1968.

25. Костерин В. А. и др. Стабилизация пламени в потоке системами струй. Труды КАИ, вып. 167, 1974.

26. Костерин В. А. и др. Парные плоские струи и следы в поперечном потоке. Труды КАИ, вып. 151, 1972.

27. Иванов Ю. В. Эффективное сжигание надслойных горючих газов в топках паровых котлов. Таллин, Эстгосиздат, 1959.

28. Злобин В. В. Исследование системы струй в поперечном потоке в канале. ИАН ЭСССР, "Физика, математика", т. 20, №1, 1971.

29. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочник, Под ред. акад. В.П. Глушко. М.: Наука, 1978 1982.

30. Белое Г. В., Иориш В. С. Об аппроксимации термодинамических функций газообразных веществ. Физико-химическая кинетика в газовой динамике, т. 1, 2003.

31. Горение в потоке. Труды КАИ, вып. 124, Казань, 1970.

32. Янковский В. М., Талантов А. В. Изв. Вузов "Авиационная техника", №3, 1969.

33. Талантов А. В. Изв. Вузов "Авиационная техника", №3, 1963.

34. Ильяшенко С. M., Талантов А. В. Теория и расчет прямоточных камер сгорания. М., "Машиностроение", 1964.

35. Иноземцев И. Н. Изв. Вузов "Авиационная техника", №4, 1958.

36. Семенов В. Г. и др. Труды КАИ, вып. 167, 1974.

37. Витман J1. А. и др. Распыливание жидкости форсунками. Госэнергоиздат, 1962.

38. Раушенбах Б. В. и др. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. "Машиностроение", 1964.

39. Костерин В. А., Ржевский Е. В. Изв. Вузов, AT, №1,2, 1964.

40. Костерин В. А., Мотылинский И. П. Труды КАИ, вып. 98, 1968.

41. Костерин В. А., Ржевский Е. В. Труды КАИ, вып. 86, 1964.

42. Костерин В. А., Ржевский Е. В., Хисматуллин А. Я. Изв. Вузов, AT, №1, 1966.

43. Костерин В. А., Хисматуллин А. Я. Труды КАИ, вып. 101, 1968.

44. Костерин В. А., Хисматуллин А. Я. Материалы VI межвузовской конференции, Одесса, 1966.

45. Shaffer A., Cambel A. Jet Prop., 25, 1955; 26, 1956.

46. Bertin S., Salmon В. Combustion and Propulsion. 3 AGARD, Colloq., Palermo, 1958.

47. Agoston, Nonn, Witherly. Combustion and Flame, 2, 4, 1958.

48. Гольденберг С. А., Соловьева JI. С. Теория и практика сжигания газа, "Недра", 1964.

49. Гольденберг С. А., Соловьева Л. С. Изв. АН СССР, Энергетика и транспорт, 1, 1964.

50. Вопросы сжигания и стабилизации пламени. Перевод с английского, Под редакцией Гольденберга С. А., ИЛ, 1963.

51. Костерин В. А., Дудин Л. А. Труды КАИ, вып. 101, 1968.

52. Костерин В. А., Дудин Л. А. и др. Известия Вузов, AT, №3, 1968.

53. Mullins В. P. Combustion Researches and Reviews, Ld., 1955.

54. Бовина Т. А. Сб. "Горение при пониженных давлениях и некоторые вопросы стабилизации пламени в однофазных и двухфазных системах". M., Издательство АН СССР, 1960.

55. Winterfeld G., Zeitschrift für Flugwissenschaften, August, 1960; April -May, 1962.

56. Костерин В. А., Хисматуллин А. Я. Известия Вузов, AT, №40, 1967.

57. Broman, Lukosky, 8-th Symposium on Combustion, 1960.

58. Nicholson H. M., Fields I. P. Third Symposium on Combustion, 1949.

59. Солохин Э. Л. Сборник "Стабилизация пламени и развитие процесса сгорания в турбулентном потоке". Оборонгиз, 1961.

60. Fuchs A. ARSJ., 3, 30, 1960.

61. Зимонт В. Л., Трушин Ю. М. ФГВ, 1, 3, 1967.

62. Zukosky F., Marble F. Combustion Researches and Reviews, 1955.

63. Щетинков E. С. Физика горения газов. M., "Наука", 1965.

64. Костерин В. А., Дудинидр Л. А. Труды КАИ, вып. 110, 1961.

65. Костерин В. А., Рогожин Б. А. Труды КАИ, вып. 98, 1968.

66. Miesse С. С. Combustion and Flame, №5, 1961.

67. Ильяшенко С. M., Талантов А. В. Теория и расчет прямоточных камер сгорания, Машиностроение, 1964.

68. Костерин В. А., Мотылинский И. П. Материалы VII межвузовской конференции, Одесса, 1967.

69. Янковский В. М., Талантов А. В., Влияние размера системы на основные характеристики процесса горения в турбулентном потоке однородной смеси, Известия Вузов, 1969.

70. Мусин Л. Р., Янковский В. М., Талантов А. В. Влияние затенения камеры сгорания стабилизаторами на скорость распространения пламени в турбулентном потоке однородной смеси, Труды КАИ, вып. 167, 1974.

71. Семенов В. Г., Талантов А. В., Дятлов И. Н., Мингазов Б. Г. Исследование механизма стабилизации пламени на встречных закрученных струях двухфазной смеси, Труды КАИ, вып. 167, 1974.

72. Мингазов Б. Г., Талантов А. В., Щукин В. А., Дятлов И. Н., Ичанкин Г. С. Исследование стабилизации пламени на струях двухфазной горючей смеси, Известия Вузов, №3, 1975.

73. Костерин В. А., Дудин Л. А., Мотылинский И. П., Ржевский Е. В., Рогожин Б. А., Хисматуллин А. Я. Стабилизация пламени на струях и некоторые вопросы интенсификации горения смесей в потоке, Труды КАИ, 1969.

74. Кузин А. Ф., Янковский В. М., Аполлонов В. Л., Талантов А. В. Влияние начальной температуры на основные характеристики горения в турбулентном потоке однородной смеси, "Горение и взрыв", 1974.

75. Янковский В. М., Щукин В. А., Кузин А. Ф., Голубев В. В., Талантов А. В. Сравнительное исследование различных способов организации процесса горения, Труды КАИ, вып. 124, 1970.

76. Крыжановский В. И. Совершенствование сжигания газа и жидкого топлива (обзор), Промышленная теплотехника, т. 12, №3, 1990.

77. Курзинер Р. И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, Машиностроение, 1989.

78. Нечаев Ю. Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов, Академия космонавтики, 1996.

79. Зуев В. С., Макарон В. С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей, Машиностроение, 1971.

80. Барановский С. И., Зикеева Ю. В., Козляков В. В., Степчков А. А., Тихонов А. Г. Газодинамический расчет прямоточных ВРД и их характеристик: Учебное пособие, Изд-во МАИ, 1988.