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 25×25, 50×50, 100×100, 150×150 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 топливобензин 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 15×15 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 50×50 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/сдавление 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.
