Экспериментальное исследование детонации в сверхзвуковом потоке реагирующей смеси тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

III

003166542

Наливайченко Денис Геннадьевич

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ДЕТОНАЦИИ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ РЕАГИРУЮЩЕЙ СМЕСИ

01 02 05 - механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Новосибирск - 2007

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им С А Христиановича Сибирского отделения РАН

Научный руководитель кандидат технических наук, доцент

Звегинцев Валерий Иванович

Официальные оппоненты доктор физико-математических наук, профессор

Крайко Александр Николаевич

кандидат физико-математических наук Троцюк Анатолий Владиславович

Ведущая организация

Институт гидродинамики им М А Лаврентьева СО РАН, г Новосибирск

Защита состоится «

9 »шТей

2007г в

Л*?

часов на заседании

диссертационного совета ДООЗ 035 02 по присуждению ученой степени доктора наук в Институте теоретической и прикладной механики им С А Христиановича Сибирского отделения РАН по адресу 630090, Новосибирск 90, ул Институтская, 4/1

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН Ваш отзыв на автореферат в 2-х экземплярах, заверенный печатью, просим высылать по адресу 630090, г Новосибирск, ул Институтская, 4/1, ИТПМ СО РАН, ученому секретарю диссертационного совета ДООЗ 035 02

Автореферат разослан «3 ьРкл^Ьа^ 2007г

Ученый секретарь диссертационного совета, д т н

Засыпкин И М

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы Режим детонации обеспечивает максимально быстрое сгорание горючей смеси с огромной мощностью энерговыделения и потому может быть эффективно использован в силовых установках перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), где традиционные низкоскоростные способы сжигания оказываются неэффективными Попытки реализации детонационного горения в практических схемах силовых установок указали на необходимость проведения широкого круга физических исследований и решения целого ряда научных и технических задач, таких как

- проблема эффективного смешения топлива и окислителя с целью обеспечения гомогенности горючей смеси в зоне детонационного сжигания,

- экспериментальное исследование характеристик детонационного горения в сверхзвуковом потоке горючей смеси - предмет диссертации,

- решение проблемы инициирования горения в местах инжектирования топлива и в пограничном слое,

- получение реалистичных оценок КПД силовой установки с детонационным горением

Обычно в экспериментальных исследованиях рассматривается случай, когда детонационная волна распространяется по неподвижной смеси Работы, в которых детонация реализуется в высокоскоростном потоке, единичны и очень редки Однако, в рамках решения задачи создания силовых установок с детонационным сжиганием топлива, такая постановка вызывает наибольший интерес Каких-либо проблем при переносе результатов из неподвижной системы отсчета в движущуюся (инерциальную) в соответствии с классическим принципом относительности не должно возникать Однако, немногочисленные исследования формирования и распространения детонации в движущейся горючей смеси свидетельствуют о заметном отличии поведения детонационной волны в потоке по сравнению с распространением ее по неподвижной смеси Одна из основных причин различия заключается в геометрическом ограничении любого реального потока и обусловленного таким ограничением развитого турбулентного пограничного слоя на границах потока Это приводит к неоднородности параметров потока в произвольном его сечении и, в первую очередь, к неоднородности скорости В свою очередь подобная неоднородность делает неоднозначным выбор базовой системы отсчета для движущегося потока (в ядре потока или в пограничном слое) и указывает на отсутствие полной эквивалентности детонации в неподвижных и движущихся смесях

Недостоверность простого переноса явления из неподвижной смеси в движущуюся заставляет практически заново исследовать весь комплекс вопросов, связанных с инициированием и распространением детонации в движущихся горючих смесях

Прогресс в развитии вычислительной техники и методов расчета стимулировал появление большого количества теоретических работ, вычислительных экспериментов Однако, сложная газодинамическая картина течения, большое количество влияющих факторов вызывают определенные трудности при создании эффективных методов расчета процессов детонационного

горения в высокоскоростных потоках На фоне растущего числа вычислительных работ, необходимость экспериментальных результатов очевидна

Цели работы

- разработка и тестирование экспериментальной установки для исследования детонационного горения в сверхзвуковом потоке гомогенной реагирующей смеси,

- реализация детонационного горения в сверхзвуковом потоке водородо-воздушной смеси,

- исследование параметров и основных особенностей распространения детонации в условиях сверхзвукового потока, ограниченного стенками канала,

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

Научная новизна

- впервые выполнено систематическое исследование формирования и распространения детонационного горения в сверхзвуковом потоке водородо-воздушной смеси в канале, характерные размеры которого сопоставимы с реальными размерами камеры сгорания перспективных силовых установок,

- впервые выполнены эксперименты с инициированием и распространением детонационной волны по сверхзвуковому потоку горючей смеси, в которых обнаружен эффект занижения скорости детонации в сравнении с прогнозируемой скоростью классической детонации Чепмена-Жуге

Научная и практическая ценность Результаты экспериментальных исследований детонации в сверхзвуковом потоке, полученные в данной работе, носят базовый, фундаментальный характер Подтвержден известный ранее, эффект повышения скорости при распространении детонации навстречу сверхзвуковому потоку горючей смеси В тоже время впервые, выполнены исследования распространения детонации по сверхзвуковому потоку горючей смеси и обнаружен эффект уменьшения скорости детонации Полученные результаты необходимы для понимания физики происходящих процессов и верификации результатов численных экспериментов

Рассматривая практическую ценность результатов работы, следует отметить, что исследования проводились в экспериментальной установке, характерные размеры которой сопоставимы с размерами реальных силовых установок, в сверхзвуковом потоке водородо-воздушной смеси, как наиболее вероятном случае для прямоточных схем силовых установок, поэтому их можно перенести на натуру В ходе работы над диссертацией создана установка для исследования сверхзвукового горения и процессов распространения детонации в сверхзвуковом потоке гомогенной реагирующей смеси Установка обеспечивает проведение экспериментов в широком диапазоне параметров рабочих режимов В настоящее время установка, благодаря удобству работы и многофункциональности, используется для решения различных научных задач

Достоверность результатов диссертационной работы подтверждается подробным анализом точности измерений, 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 газодинамической структуры и химической однородности потока реализуемого в тестовом канале экспериментальной установки,

— результаты экспериментальных исследований формирования и распространения детонационного горения в сверхзвуковом потоке однородной горючей смеси при различных способах инициирования (по потоку и против потока)

Апробация работы и публикации Основные результаты работы докладывались на международном семинаре "Течения газа и плазмы в соплах, струях и следах" (Санкт-Петербург, 2000г ), международной конференции "Третьи Окуневские чтения" (Санкт-Петербург, 2002г), на IV Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (№ВД-2002)/Х1Х Международный семинар по струйным, отрывным и нестационарным течениям (Санкт-Петербург, 2002г), на международном коллоквиуме по применению детонации в силовых установках (Санкт-Петербург, 2004г), на международном коллоквиуме по динамике взрыва и реактивным системам (ГСБЕКБ) (Монреаль, США, 2005г), на пятом международном семинаре по структуре пламени (Новосибирск, 2005г), на семинарах ИТПМ СО РАН (2003г - 2007г)

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

Публикации Результаты, представленные в диссертации, опубликованы в 8 работах, список которых приведен в конце автореферата

Структура и объем диссертации Диссертация состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы из 49 наименований Общий объем диссертационной работы составляет 104 страницы, включая 67 рисунков

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении кратко изложена актуальность работы, её практическая ценность, сформулированы основные положения, которые выносятся на защиту Кратко представлено содержание работы по главам

В первой главе проведен обзор литературы по экспериментальному исследованию детонационного горения в движущемся газе и перспективах практического применения такого вида сжигания топлива в силовых установках летательных аппаратов Обозначены основные научные и технические проблемы,

требующие ответа и детального рассмотрения. На основе обзора сформулированы основные цели диссертационной работы.

Вторая глава посвящена технике эксперимента. Здесь приведено описание экспериментальной установки и ей основных систем, применяемых методов исследования и измерительной техники. Представлены методики и результаты исследований газодинамической структуры и химической однородности реализуемого в экспериментальной установке течения. Приводятся результаты предварительных испытаний с горением направленных на выяснение влияния энергии инициирования на характер и параметры распространения детонации.

Экспериментальная установка (Рис.1) для исследования детонационного горения в сверхзвуковом потоке гомогенной горючей смеси выполнена на основе импульсной аэродинамической трубы «Транзит-М» [4].

Установка состоит из следующих основных элементов: Источник рабочего газа (воздуха) — форкамерный блок импульсной аэродинамической трубы «Транзит-М» обеспечивает высокие параметры рабочего потока (давление торможения до 200 атм., температура торможения до 650 К, время режима до 2 е.).

Система подачи топлива включает в себя емкость для водорода (объем 2 дм3, давление до 200 атм.), быстродействующие электроклапаны и камеру смешения (объем 2 дм''), где через пилоны осуществляется впрыск водорода (до 200 г/с) в поток рабочего газа. Камера смешения располагается сразу за источником рабочего газа перед сверхзвуковым соплом, что позволяет осуществлять впрыск горючего в зоне малых дозвуковых скоростей.

Осесимметричное профилированное сверхзвуковое сопло (с1= 100мм) обеспечивает равномерный поток с числом Маха М=4.

Тестовый канал выполнен по схеме присоединенного трубопровода и представляет собой канал круглого сечения диаметром 100мм и длиной 2.2 м, состоящий из четырех взаимозаменяемых измерительных секций. Каждая секция оборудована девятью портами для установки измерительных элементов и оптических окон. В одной из четырех секций возможна установка гребенки полного давления. Система воспламенения включает в себя четыре детонационных трубки расположенных диаметрально друг другу и направленных под углом 45 градусов к оси потока. В эксперименте трубки заполнялись стехиометрической смесью ацетилен + кислород которая легко воспламеняется, детонирует и дает высокую температуру горения (до 3500 К).

Вакуумная емкость обеспечивает безопасность в экспериментах с горением, а также существенно увеличивает время существования режима работы установки.

Установка оборудована системой синхронизации эксперимента, задача которой — своевременный запуск всех систем (измерительной системы, системы подачи топлива, системы инициирования).

Все системы установки оборудованы измерительными элементами с целью регистрации текущих параметров на всем протяжении режима работы.

Созданная установка, со всеми составляющими её элементами, представляет новый экспериментальный комплекс. Использование его для исследования задач детонации и сверхзвукового горения было возможно только после проведения тщательных исследований реализуемых в установке условий.

Первая обширная серия экспериментов была направлена на получение информации о структуре течения и газодинамических параметрах потока в проточном тракте установки, которые имеют первостепенное значение при постановке экспериментов и расшифровке результатов. С помощью гребенки датчиков полного давления получены поля распределения давлений в четырех сечениях по длине тестового канала. Распределение статического давления по длине получено с помощью датчиков статического давления, расположенных на стенке канала. Используя полученные данные, построены профили скорости потока в различных сечениях проточного тракта установки (Рис.2) и распределение

среднего числа Маха по длине канала (Рис.3).

___Ö. Ъ1М

500 600 700 800 600 700 800 ООО 700 800

Х=0.15м Х=0.69м Х=1.23м Рис, 2. Профили скорости.

\

М

-V

800 700 8

Х=1.77м

-

О.О 0.5 1 о * 5 го

Рис. 3. Распределение числа Маха.

Эксперименты с впрыском водорода в камере смешения, и увеличением температуры торможения потока до 550 К указывают на несущественное влияние этих факторов на газодинамическую структуру потока.

С целю выяснения эффективности работы камеры смешения и соответствия реализуемого течения постановке задачи (гомогенность потока горючей смеси) были выполнены исследования химической однородности потока. Отбор газа из потока осуществлялся при помощи гребёнки специальных пробоотборников. Для обеспечения безопасности экспериментов вместо водорода в камере смешения впрыскивался гелий. Захваченные из потока пробы газа исследовались на объемное содержание кислорода с помощью датчика концентрации. По показаниям датчика вычислялась объемная концентрация гелия в каждой пробе газа. Так как отбор газа производился из холодного потока, то никаких дополнительных условий и требований к системе анализа не предъявлялось. Предполагалось, что химический состав пробы газа во времени не претерпевает каких-либо изменений.

По результатам измерений построены профили концентрации гелия в поперечных сечениях канала (Рис.4)

1

4 \ ш

(И _ V..............

4

» \

0 а 6

х : 5 м

Х=0.6 (

Рис. 4. Типичные профили концентрации гелия

Отбор газа осуществлялся только в двух сечениях проточного тракта установки Х=150 мм и Х=600 мм. Результаты газоанализа, полученные во втором сечении показали, что профиль близок к равномерному (неравномерность < 5 %) и позволили не проводить исследования концентрации в следующих по потоку сечениях (X > 600 мм), где, очевидно, смесь можно уже считать гомогенной.

С целью тестирования и наладки системы воспламенения выполнена серия экспериментов по инициированию детонации в потоке горючей смеси и исследовано влияние энергии инициирования на характер и параметры распространения детонационной волны. Для выяснения необходимой и достаточной энергии инициирования детонации проведены эксперименты при одинаковых физико-химических условиях течения в тестовом канале и с различными давлениями (0,5 атм.(Е=4.3 кДж), 1 атм.( Е=8.6 кДж), 2 атм.( Е=17.2 кДж)) стехиометрической смеси ацетилен + кислород в поджигающей трубке. Воспламенение осуществлялось при помощи одной детонационной трубки. На рис. 5 представлены графики скорости фронта детонации по длине тестового канала для трех различных случаев подвода энергии инициирования навстречу сверхзвуковому потоку с одинаковыми физико-химическими параметрами. Видно, что величина энергии инициирования детонации в основном потоке горючей смеси влияет только на продолжительность участка формирования детонационного фронта и, соответственно, на время выхода на стационарный режим. При удалении от стехиометрического соотношения горючее-окислитель в сторону концентрационных пределов это влияние существенно возрастает. При малых энергоподводах отмечаются режимы с неустойчивой детонацией и продолжительным участком формирования детонационного фронта. Опыты показали, что для инициирования детонации в потоке достаточно мощности одной детонационной трубки.

Результаты экспериментов с инициированием детонации по сверхзвуковому потоку качественно подтверждают установленные зависимости для инициирования против потока. Однако отмечена необходимость повышения энергии инициирования для получения уверенного режима детонационного горения в основном канале с непродолжительным участком формирования детонационного горения (Рис. 6).

Основные результаты главы 2:

- разработана установка для исследования горения и детонации в сверхзвуковом потоке гомогенной реагирующей смеси. Исследованы работоспособность и диапазоны рабочих параметров всех систем установки;

- выполнены экспериментальные исследования газодинамической структуры и химической однородности реализуемого в установке течения горючей смеси. Получена картина распределения полей основных газодинамических параметров потока в проточном тракте установки. Результаты газового анализа позволяют сделать вывод о достаточной эффективности используемой системы смешения и химической однородности создаваемого сверхзвукового потока, пригодного для проведения исследований гомогенного горения;

- определено влияние энергии инициирования на характер формирования детонационной волны. Выявлено, что величина энергии инициирования детонации в основном потоке горючей смеси влияет на продолжительность участка формирования детонационного фронта и, соответственно, на время выхода на стационарный режим. При удалении от стехиометрического соотношения горючее-окислитель в сторону концентрационных пределов это влияние существенно возрастает.

Третья глава посвящена результатам экспериментального исследования детонации в сверхзвуковом потоке гомогенной реагирующей смеси.

В ходе тестовых и предварительных экспериментов показана возможность реализации на установке режимов устойчивого самоподдерживающегося детонационного горения в сверхзвуковом потоке водородо-воздушной смеси в широком диапазоне концентраций горючей смеси (а=0.5-^2.5) с распространением

волны, как против потока, так и по потоку. Типичные экспериментальные осциллограммы двух произвольных пъезодатчиков давления, установленных вдоль тестовой секции, представлены на рис. 7

Рис.7.

Все эксперименты проводились при одинаковых физических условиях. Параметры сверхзвуковой водородо-воздушной смеси на входе в тестовую секцию: число Маха М=3.95, статическая температура смеси Т=800 К.

Основные результаты были получены в трех сериях экспериментов:

Серия № 1) с инициированием смеси на выходе тестовой секции и распространением детонационной волны навстречу сверхзвуковому потоку водородо-воздушной смеси;

Из литературы известны экспериментальные работы с инициированием и распространением детонации навстречу сверхзвуковому потоку горючей смеси ограниченному стенками канала, однако, практически все они проводились со смесями водорода с кислородом на установках небольших размеров. В данной работе исследования проводятся в горючей смеси водород+воздух на установке, характерные размеры которой сопоставимы с размерами реальных силовых установок.

Схема эксперимента первой серии представлена на рис. 8.

Рис. 8.

1,75 1.50

К

вакуумной 1'25 емкости 1,оо

0,75 0.50 0,25 0,00

0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0

Рис. 9.

В эксперименте смесь водород+воздух, подготовленная в камере смешения, поступает через сверхзвуковое сопло в тестовый канал. На выходе из канала смесь воспламеняется с помощью детонационной трубки. Горение в основном потоке

быстро переходит в детонацию, которая распространяется вверх по сверхзвуковому потоку в сторону сопла.

По показаниям пьезодатчиков, расположенных на стенке вдоль тестового канала, фиксируются моменты прохождения фронта детонации и выстраиваются (х-1;) - диаграммы распространения детонационной волны (Рис. 9). Используя эти данные, определяется скорость движения детонационной волны относительно стенок тестового канала (V/) для каждого отдельного случая.

Полученная ранее информация о параметрах основного потока по сечению и по длине канала позволяет пересчитать эту скорость в системе координат, связанной с движущимся газом и определить скорость распространения детонационной волны относительно смеси (О0).

а — кгбытка еОЗЯ^кЗ

Рис. 10.

На результирующем графике (Рис.Ю)представлены две кривые:

- полученная из эксперимента скорость распространения детонационной волны по отношению к набегающему газу (D0) в зависимости от коэффициента избытка воздуха а (концентрации горючей смеси);

- расчетная зависимость скорости стационарной детонационной волны (Чепмена-Жуге) в неподвижной горючей смеси от концентрации а (расчет выполнен A.A. Васильевым).

График наглядно иллюстрирует превышение экспериментальной скорости фронта детонации над вычисленной величиной - эффект превышения скорости. Отличие составляет 10-15%.

Эффект увеличения скорости распространения детонации над скоростью Чепмена-Жуге, при движении её навстречу сверхзвуковому потоку ограниченному стенками, был отмечен впервые в 1967 году в работе американского исследователя МакКенна для смеси водород+кислород в цилиндрическом канале диаметром 38 мм. В данной работе впервые этот эффект получен для смеси водород+воздух в широком диапазоне концентраций горючей смеси и в канале большого размера (диаметр 100 мм).

Серия №2) с инициированием смеси сразу за сверхзвуковым соплом на входе в тестовую секцию и распространением детонационной волны вниз по потоку;

В данной работе впервые был предложен и экспериментально реализован случай инициирования и распространения детонационной волны по сверхзвуковому потоку горючей смеси.

Схема эксперимента второй серии представлена на рис. 11.

Готовая смесь водород+воздух через сверхзвуковое сопло поступает в тестовый канал длинной 2.2 м. После установления режима, сразу за соплом, на входе в канал, смесь воспламеняется с помощью детонационной трубки. Горение в основном потоке быстро переходит в детонацию, которая распространяется вниз по сверхзвуковому потоку в сторону вакуумной емкости.

По показаниям пъезодатчиков, расположенных на стенке вдоль тестового канала, выстраивались (х-\) - диаграммы распространения детонации (см. Рис. 12) Используя эти результаты, определялась скорость распространения детонационной волны относительно стенок тестового канала для каждого отдельного случая.

Обобщенный график серии экспериментов представлен на рис. 13.

СХ — тзффициеит избытез воздуха

Рис. 13.

Здесь представлены два графика экспериментально полученная скорость распространения детонационной волны по отношению к движущемуся газу в зависимости от коэффициента избытка воздуха а и расчетная зависимость скорости стационарной детонации (Чепмена-Жуге) в неподвижной горючей смеси Рисунок наглядно иллюстрирует уменьшение экспериментальной скорости фронта детонации по сравнению с расчетной величиной - эффект понижения скорости Отличие составляет 7-12%

Таким образом, обнаружен эффект понижения скорости детонации в сравнении с классической скоростью Чепмена-Жуге при распространении детонационной волны вниз по сверхзвуковому потоку горючей смеси

Серия № 3) исследование профиля фронта детонационной волны

При пересчете скорости детонационной волны в систему отсчета, связанную с потоком, было принято существенное предположение, что фронт детонации плоский, т е скорость каждой точки фронта относительно стенок канала одинакова Следовательно, предполагалась тождественность скорости движения фронта в ядре канала и скорости волны, измеренной с помощью датчиков, расположенных на стенке канала (в пограничном слое) Кроме того, скорость потока принималась равной скорости газа в ядре канала Однако важной особенностью распространения детонации в сверхзвуковом потоке, ограниченном стенками канала, является наличие пограничного слоя, а, следовательно, различие скоростей смеси в ядре потока и на его периферии (а также вдоль тракта)

При анализе картины распространения детонационной волны в сверхзвуковом потоке в канале были сформулированы две причины, способные привести к существенной неравномерности скорости детонации (а, следовательно, кривизне фронта волны) в поперечном сечении

Причина 1) В канале, по мере удаления от среза сопла, происходит существенное искривление профиля скорости основного потока за счет торможения в пограничном слое (см Рис 2) Поэтому, фронт детонационной волны, распространяясь по потоку с сильным градиентом скорости по сечению, вероятно должен сам претерпевать существенную деформацию

По приведенным в работе оценкам, на длине тестовой секции установки, по этой причине волна может приобрести «прогиб» фронта Дтах = 0 3 м

Причина 2) Второй причиной способной привести к неравномерности скорости детонационной волны в поперечном сечении может быть отличие локальных физических параметров потока на оси и в пограничном слое и, соответственно, влияние их на локальную скорость детонации

По приведенным в работе оценкам, на длине тестовой секции установки, по этой причине волна может приобрести «прогиб» фронта Дтах = 0 04 м

Для выяснения действительной формы фронта детонационной волны в сверхзвуковом потоке смеси были проведены исследования с помощью гребенки пъезодатчиков (14 штук), которые фиксировали момент прихода фронта волны в одном сечении

Схема эксперимента и результаты измерений для случая распространения детонации навстречу потоку смеси в виде профилей «прогиба» Д фронта волны представлены на Рис.14. Видно, что фронт волны не плоский, каким он бывает при распространении детонации вдоль трубы с неподвижной смесью, а имеет форму тарелки, края которой в области погранслоя несколько опережают центральную часть. Экспериментально зафиксированное максимальное удаление друг от друга точек профиля в погранслое и ядре достигает 13 мм, что на длине 2 м соответствует разнице скоростей около 1 %.

Х=0.15 м Х=0.б9 м Х=1,23 м Х=1-77м

Пъезогребенка А,мм

X - расстояние от входа в тестовую секцию Рис. 14.

Для случая распространения детонационной волны по потоку получены качественно схожие профили фронта. Максимальный «прогиб», зафиксированный в этом случае, наблюдается в сечении Х=2.07 м и равен 15мм.

Полученные результаты наглядно указывают на незначительные изменения формы фронта детонации при движении вдоль канала. Таким образом, на длине тестового канала установки (Ь=2 м) можно считать, что фронт волны распространяется как единое целое, а скорость, измеренная датчиками на стенке канала, совпадает со скоростью волны в ядре потока.

На основе выполненных в рамках данной работы экспериментов, а также результатов опытов, известных из литературы, сформулированы основные особенности процессов связанных с инициированием и распространением детонации в сверхзвуковом потоке горючей смеси.

Основные результаты главы 3:

впервые экспериментально показана возможность формирования самоподдерживающегося детонационного горения в сверхзвуковом потоке водородо-воздушной смеси в диапазоне концентраций а = 0.5 2.5;

- установлено, что скорость распространения детонационной волны против потока горючей смеси на 10-15% превышает рассчитанную скорость Чепмена-Жуге для неподвижной смеси с теми же условиями;

- установлено, что скорость распространения детонационной волны по потоку горючей смеси на 7-12% меньше рассчитанной скорости Чепмена-Жуге для неподвижной смеси с теми же условиями.

В заключении приведены основные выводы по работе

1 Создана экспериментальная установка для исследования горения и детонации в сверхзвуковом потоке однородной горючей смеси

2 Проведены исследования газодинамической и химической структуры реализуемого установкой течения смеси (число Маха М=4), позволившие получить детальную информацию о газодинамических параметрах и степени однородности горючей смеси в различных точках потока

3 Для водородо-воздушной смеси впервые экспериментально показана возможность формирования самоподдерживающегося детонационного горения в сверхзвуковом потоке горючей смеси в диапазоне концентраций а = 05 - 25 с инициированием и распространением волны как по направлению, так и против направления потока

4 Установлено, что дистанция, на котором горение переходит в детонацию, составляет несколько диаметров канала и, в случае распространения волны вверх по потоку, примерно вдвое меньше, чем при распространении вниз по потоку При удалении от стехиометрического соотношения топливо-окислитель в сторону концентрационного предела отмечаются режимы с неустойчивой детонацией и продолжительным участком формирования детонационного фронта

5 Выполнены эксперименты с распространением детонации навстречу сверхзвуковому потоку горючей смеси, подтвердившие наличие эффекта превышения скорости детонационной волны по сравнению с расчетной скоростью Чепмена-Жуге, отмеченного ранее в экспериментальных работах других авторов

6 Впервые выполнены исследования с распространением детонации по сверхзвуковому потоку горючей смеси Обнаружен эффект понижения скорости детонационной волны в сравнении с расчетной скоростью Чепмена-Жуге

Основные результаты диссертации опубликованы в работах

1 Petrov А Р , Nalivaichenko D G Spark tracer method for supersonic flow velocity measurement// Proceedings of 10th International Conference on Methods of Aerophysical Research (ICMAR'2000), 9-16 July 2000, Novosibirsk, Russia, P 149152

2 Nalivaichenko D G Theoretical investigation of the ram-accelerator possibilities foi projectiles accelerating to ultrahigh velocities // Proceedings of International Workshop "Unsteady combustion and interior ballistics" Samt Petersburg, 2000 P 255-257

3 Наливайченко Д Г Анализ возможности разгона тел до больших гиперзвуковых скоростей в трубном прямоточном ускорителе// Журнал Вестник молодых ученых (технические науки) № 3, 2001 С 72-79

4 Наливайченко Д Г Экспериментальная установка для исследования формирования и распространения детонации в сверхзвуковом потоке гомогенной реагирующей смеси // Всероссийская конференция молодых ученых "Проблемы механики теория, эксперимент и новые технологии", Новосибирск, 29-31 октября 2001 С 23-24

5 Афонин Ю В , Петров А П, Наливайченко Д Г Многоканальный генератор высоковольтных импульсов и условия его применения для визуализации и измерения скорости течения газа с помощью искрового разряда// Журнал Теплофизика и аэромеханика Том 9, № 1, 2002 С 143-149

6 Vasil'ev А А, Zvegintsev VI, Nalivaichenko D G Study of a detonation wave in the supersonic flow of homogeneous mixture // Proceedings of International Colloquium on Application of Detonation for Propulsion July 6-9,2004, St Petersburg, Russia

7 Vasil'ev A A , Zvegmtsev V I, Nalivaichenko D G Detonation waves m supersonic stream of homogeneous reacting mixture // Extended abstracts of the 20th International Colloquium on the Dynamics of Explosions and Reactive Systems (ICDERS), Montreal, Canada, 31 July to 5 August 2005

8 Васильев A A, Звегинцев В И, Наливайченко Д Г Детонационные волны в сверхзвуковом потоке реагирующей смеси // Физика горения и взрыва, 2006 Т 42, №5, С 85-100

Ответственный за выпуск Д Г Наливайченко Подписано к печати 07 09 07

Формат бумаги 60x84/16, Уел печ л 1 0, Уч изд л 1 0, Тираж 100 экз , Заказ № 4

Отпечатано на ризографе ОАО «ДОКСЕРВИС» 630090, Новосибирск-90, Институтская, 4/1

Основные обозначения.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. Обзор работ по применению детонационного горения в силовых установках.

ГЛАВА 2. Экспериментальное оборудование и методы исследования

2.1. Экспериментальная установка. Основные системы. Принцип действия и возможности.

2.1.1. Источник рабочего газа. (AT «Транзит-М»).

2.1.2. Топливная система.

2.1.3. Камера сгорания.

2.1.4. Система воспламенения.

2.1.5. Вакуумная емкость.

2.1.6. Система автоматизации эксперимента.

2.2. Методы исследования и измерительная техника.

2.3. Исследование параметров течений.

2.3.1. Газодинамическая структура реализуемого течения.

2.3.2. Химическая однородность потока горючей смеси.

2.4. Методика определения концентрации горючей смеси.

2.5. Исследование влияния энергии инициирования на характер и параметры распространения детонационной волны.

ГЛАВА 3. Экспериментальное исследование детонации в сверхзвуковом потоке гомогенной реагирующей смеси.

3.1. Инициирование детонации навстречу сверхзвуковому потоку горючей смеси.

3.2. Инициирование детонации по сверхзвуковому потоку горючей смеси.

3.3. Исследование формы фронта детонационной волны.

3.4 Особенности детонационного горения в движущихся потоках горючей смеси, ограниченных стенками канала.

Факторы влияния и физический механизм.

Более 120 лет назад, после разрушительных взрывов в шахтах и газопроводах, учёные обратили своё внимание на явление ставшее тому причиной и получившее название «детонация». Изначально это явление рассматривалось как вредный, губительный и неуправляемый процесс. Борьба с детонацией дала первоначальный импульс и стала основным стимулом интенсивного развития теории детонационного горения, проведению обширных экспериментальных исследований. По мере накопления знаний, негативное отношение сменилось на практический интерес и желание использовать потенциал этого физического явления. Особый интерес к детонационному горению возник со стороны авиации, когда в конце 50-х годов возникла идея создания летательных аппаратов для скоростей полета с числами Маха больше 5. Тогда было предложено использовать в качестве топлива жидкий водород, и начали появляться всевозможные схемы прямоточных двигателей со сверхзвуковым и детонационным горением. Попытки реализации на практике таких видов горения указали на необходимость проведения широкого круга физических исследований, направленных на организацию горения, выявление факторов влияния и способов управления процессом.

Последние два десятилетия наблюдается повышенный интерес к исследованиям, направленным на практическое применение газовой детонации в технологических, энергетических и силовых установках. В этот же период времени произошел большой прогресс в развитии вычислительной техники и методов расчета, что стимулировало появление большого количества теоретических работ, вычислительных экспериментов. Однако, сложная газодинамическая картина течения, большое количество влияющих факторов (пограничный слой, химическая неоднородность, химические реакции) вызывают определенные трудности при создании эффективных методов расчета процессов со сверхзвуковым и детонационным горением.

На фоне обилия численных работ ощущается существенный недостаток экспериментальных исследований. Более того, известные на сегодняшний день многочисленные исследования детонационных волн, как правило, выполнены в традиционной постановке, когда детонация распространяются по неподвижной горючей смеси. Казалось бы, каких-либо проблем при переносе результатов из неподвижной системы отсчета в движущуюся (инерциальную) в соответствии с классическим принципом относительности не должно было бы возникать. Однако немногочисленные исследования формирования и распространения детонационных волн в движущейся горючей смеси (например, [11,13,14]) свидетельствуют о заметном отличии поведения детонации в потоке по сравнению с распространением детонации в неподвижной смеси. Одна из основных причин различия заключается в геометрическом ограничении любого реального потока и обусловленного таким ограничением развитого турбулентного пограничного слоя на границах потока. Это приводит к неоднородности параметров потока в произвольном его сечении и, в первую очередь, к неоднородности поперечного профиля скорости. В свою очередь подобная неоднородность делает неоднозначным выбор базовой системы отсчета для движущегося потока (в ядре потока или в пограничном слое) и указывает на отсутствие полной эквивалентности детонации в неподвижных и движущихся смесях.

Недостоверность простого переноса явления из неподвижной смеси в движущуюся заставляет практически заново исследовать весь комплекс вопросов, связанных с возбуждением и распространением детонационных волн в движущихся горючих смесях. В данной работе процесс возбуждения и распространения детонации в сверхзвуковом потоке реагирующей смеси, ограниченном стенками канала, рассматривается комплексно с учетом газодинамических аспектов течения. Более того, практически все предыдущие исследования по распространению детонации в потоках выполнены на смесях водорода с кислородом, потому дополнительной отличительной особенностью данного исследования является использование в качестве окислителя воздуха, что имеет важнейшее значение для прикладных разработок.

С целью выяснения общей картины происходящих процессов и получения количественных характеристик о каждой точке потока, исследование было разбито на несколько последовательно анализируемых этапов:

1. выяснение газодинамической структуры сверхзвукового потока вдоль и поперек канала (рабочий газ - только воздух);

2. выявление характеристик смешения и степени гомогенности потока (воздушный поток с инжекцией гелия);

3. инициирование и распространение детонации в контролируемом сверхзвуковом потоке водородовоздушной смеси.

Диссертационная работа состоит из введения, трех глав и заключения. В первой главе проведен детальный обзор имеющейся литературы по исследованию детонационного горения в движущемся газе и перспективах практического применения такого вида горения в силовых установках летательных аппаратов. Обозначены основные научные и технические проблемы, требующие ответа и детального рассмотрения. На основе обзора сформулированы основные цели диссертационной работы.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Создана экспериментальная установка для исследования горения и детонации в сверхзвуковом потоке однородной горючей смеси.

2. Проведены исследования газодинамической и химической структуры реализуемого установкой течения (число Маха М=4), позволившие получить детальную информацию о газодинамических параметрах и степени однородности горючей смеси в различных точках потока;

3. Для водородо-воздушной смеси экспериментально показана возможность формирования самоподдерживающегося детонационного горения в сверхзвуковом потоке горючей смеси в диапазоне концентраций а = 0.5 2.5 с инициированием и распространением волны как по направлению, так и против направления потока;

4. Установлено, что дистанция, на котором горение переходит в детонацию, составляет несколько диаметров канала и, в случае распространения волны вверх по потоку, примерно вдвое меньше чем при распространении вниз по потоку. При удалении от стехиометрического соотношения топливо-окислитель в сторону концентрационного предела отмечаются режимы с неустойчивой детонацией и продолжительным участком формирования детонационного фронта;

5. Выполнены эксперименты с распространением детонации навстречу сверхзвуковому потоку горючей смеси, подтвердившие наличие эффекта превышения скорости детонационной волны расчетной скорости Чепмена-Жуге, отмеченного ранее в экспериментальных работах других авторов;

1. Зельдович Я.Б. К вопросу об энергетическом использовании детонационного горения.// ЖТФ 1940, Т 10, в 17, Стр. 1453-1461.

2. Васильев А.А., Митрофанов В.В., Топчиян М.Е. Детонационные волны в газах.// Физика горения и взрыва, 1987, Т.23, № 5, С. 109-131.

3. Bussing Т., Pappas G. "Pulse Detonation Engine", AIAA-95-2577, July 1995.

4. Kailasanath K. Review of Propulsion Applications of Detonation Waves, AIAA Jornal Vol.38, No. 9, September, 2000.

5. Войцеховский Б.В. Стационарная детонация.// ДАН, 1959, Т. 129, № 6, С. 1254-1256.

6. Быковский Ф.А., Ждан С.А., Ведерников Е.Ф. Непрерывная спиновая детонация топливно-воздушных смесей.// Физика горения и взрыва, 2006, т.42, №4. С. 107-115.

7. Dunlap R., Brehm R.L. and Nicholls J.A. A Preliminary Study of the Application of Steady-State Detonative Combustion to a Reaction Engine, Jet Propulsion, Vol. 28, No. 7, pp. 451-456, July, 1958.

8. Николе, Дабора, Гиллер Исследования по стабилизации газовой детонации. Сб. Вопросы ракетной техники, ИИЛ, 1959, №11.

9. Robert A. Cross, Wallace Chinitz A Study of Supersonic Combustion. Journal of the Aero/Space Sciences, 27 c.517-523.

10. Ю.Солоухин Р.И. Пульсирующее горение газа за ударной волной в сверхзвуковом потоке, ПМТФ № 5, 59, 1961. С.57-60.

11. MacKenna W.W. Interaction between detonation waves and flowfilds, AIAA J, 5, P. 868-873, 1967.

12. Митрофанов B.B. Теория детонации. Учебное пособие, Новосибирск, НГУ, 1982.

13. Lewis Е. Curtis III, Leonard A. Hamilton, Harold E. Wright and William C. Elrod An Investigation of Shock Initiated Detonation Waves in a Flowing

14. Combustible Mixture of Hydrogen and Oxygen. Astronautica Acta, Vol 15, P 453-463, 1970.

15. Hertsberg A., Bruckner A.P., Bogdanoff D.W. Ram accelerator: a new chemical method for accelerating projectiles to ultra-high velocities. AIAA Journal, 1988, 26, P 195-203.

16. Adelman H.G., Cambier J.L., Menees G.P, and Ballbom J. A. "Analytical and Experimental Investigations of the Oblique Detonation Wave Engine Concept, AIAA Paper 88-0097, 1988.

17. Eidelman S., Grossmann W. and Lottali I. "A Review of Propulsion Applications of the Pulsed Detonation Engine Concept," AIAA Paper No. 89-2446, July 1989.

18. Nettleton M. A. Recent work on gaseous detonations. Shock Waves, 2002.

19. Jean P. Sislian Detonation-Wave Ramjets, 2000.

20. Burnham E.A., Kull A.E., Knowlen C., Bruckner A.P. and Hertzberg A. Operation of the Ram Accelerator in the Transdetonative Velocity Regime. AIAA Paper 90-1985,1990.

21. Кузнецов M.M. О сверхзвуковом ускорении тел, движущихся в горючей смеси.: Теория и конструкция двигателей летательных аппаратов. Труды XVIII Научных чтений по космонавтике, Москва, 1994, с. 8 10.

22. Наливайченко Д.Г. "Анализ возможности разгона тел до больших гиперзвуковых скоростей в трубном прямоточном ускорителе."// Вестник молодых учёных, (технические науки) + 3, 2001 г.

23. Michael A. Nettleton The applications of unsteady, multi-dimensional studies of detonation waves to ram accelerators.// Shock Waves, 10, 2000.

24. Li С., Kailsanath К., Oran E.S. Detonation structures generated by multiple shocks on ram-accelerator projectiles. Comb Flame: 1997, 108, P 173-186.

25. Александров В.Г., Крайко А.Н., Реент К.С. Математическая модель сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.// Химическая физика, 2001, Т. 20, № 6.

26. Александров В.Г., Крайко А.Н., Реент К.С. Интегральные и локальные характеристики сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного двигателя (СПДПД). // Математическое моделирование, 2003, Т. 15, №6, С. 17-26.

27. Топчиян М. Е. Экспериментальное исследование спиновой детонации датчиками давления. ПМТФ, 4, 104, 1962. С.94-99.

28. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. Москва: Наука, 1969. - с.824.

29. Беляев Н.М. Термодинамика переменного количества газа. -Днепропетровск: ДГУ, 1981. С. 110.

30. Нетлетон М. Детонация в газах. Москва: Мир, 1989 -с.279

31. Васильев А.А., Валишев А.И., Васильев В.А., Панфилова Л.В. Характеристики горения и детонации гидразина и его метилпроизводных.// Физика горения и взрыва, 2000, Т. 36, № 3, С. 8196.

32. Наливайченко Д.Г. Исследование детонации в сверхзвуковом потоке гомогенной реагирующей смеси. III Всероссийская конференция молодых ученых: "Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии", Новосибирск, 19-21 октября 2003 г.

33. Васильев А.А., Звегинцев В.И., Наливайченко Д.Г. Детонационные волны в сверхзвуковом потоке реагирующей смеси.// Физика горения и взрыва. 2006. Т. 42, № 5. С. 85-100.

34. Звегинцев В.И., Наливайченко Д.Г. Анализ возможности разгона тел до больших гиперзвуковых скоростей в трубном прямоточном ускорителе.// Отчёт 32/98, ИТПМ СО РАН, Новосибирск 1998 г.

35. Petrov А.Р., Nalivaichenko D.G. Spark tracer method for supersonic flow velocity measurement. // Proceedings of 10th International Conference on Methods of Aerophysical Research (ICMAR'2000), 9-16 July 2000, Novosibirsk, Russia, P. 149-152.

36. Наливайченко Д.Г., Петров А. П. Измерение скорости в импульсной трубе методом искрового трассирования.// XVIII Международный семинар "Течения газа и плазмы в соплах, струях и следах", С-Пб., 2123 июня 2000 г., с. 71-72.

37. Руководитель группы ВЭМ, к.т.н.1. Певченко Б.В.

38. Заведующий лаборатории № 5, к.ф.-м.н.1. Павленко А.А.

39. Старший научный сотрудник, к.т.н.1. Панченко Н.Ф.