Газодинамика горения в открытом потоке и каналах переменной геометрии тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

1825Я

и

Забайкин Василий Алексеевич

ГАЗОДИНАМИКА ГОРЕНИЯ В ОТКРЫТОМ ПОТОКЕ И КАНАЛАХ ПЕРЕМЕННОЙ ГЕОМЕТРИИ

01.02.05 - Механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

7 ФЕВ 2013 005049251

Новосибирск 2012

005049251

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждении науки Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения РАН

Научный консультант - Третьяков Павел Константинович, д.т.н., профессор, рук. НИС21 ИТПМ СО РАН

Официальные оппоненты:

Васильев Анатолий Александрович - д.ф.-м.н., профессор, директор ИГиЛ СО

Красильников Артур Владимирович - д.т.н., г.н.с. ФГУП ЦНИИмаш

Левин Вадим Михайлович - д.т.н., руководитель Научного центра «Аэроспейс-МАИ»

Ведущая организация: Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского»

Защита состоится 22 марта 2013 года в 1400 часов на заседании Совета по защите диссертаций на соискание ученой степени кандидата наук, на соискание ученой степени доктора наук Д 003.035.02 на базе Федерального государственного бюджетного учреждения науки Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения РАН, 630090, г. Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

Отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенных печатью учреждения, просьба направлять на имя ученого секретаря диссертационного совета Д 003.035.02.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Автореферат разослан « »Щ^^грЯ- 20 к? г.

РАН

Ученый секретарь диссертационного совета, д.т.н.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы

Работа посвящена экспериментальному исследованию физических принципов организации горения в условиях сверхзвуковых высокотемпературных потоков.

Необходимость изучения процессов горения при сверхзвуковых скоростях потока вызвана освоением авиацией гиперзвуковых скоростей полёта с использованием в качестве силовой установки двигателей прямоточных схем. К настоящему времени выполнен большой объём исследований, как экспериментальных (в аэродинамических наземных установках и при некотором количестве летных испытаний), так и расчётно-теоретических, достаточный для создания работоспособных летательных аппаратов на числа Маха полета М=5-8. В то же время эффективность двигательных установок для таких аппаратов, а также вопросы надежности воспламенения, устойчивости и режимов горения (диффузионный, псевдоскачковый) и особенно управления всеми этими процессами, то есть вопросы по совершенствованию организации процесса горения в сверхзвуковом потоке, сохраняют свою актуальность. Это связано и с недостаточной изученностью внутренней структуры пламен в условиях высокотемпературных потоков.

При переходе к параметрам, соответствующим перспективному полетному диапазону М=8-12 (то есть при температурах торможения, значительно превышающих 2000 К), когда подводимого к потоку тепла от сгорания топлива недостаточно для перевода течения из сверхзвукового в дозвуковое, возникает проблема потери тяги двигателя из-за ухудшения процесса горения. Организация горения при высоких начальных температурах, давлениях и скоростях потока (соответствующих М>8) является актуальной и самостоятельной научно-технической задачей, требующей проведение фундаментальных исследований.

Решение всех этих проблем невозможно без постановки исследований, направленных на изучение детальных физико-химических процессов, происходящих при горении, выявление роли газодинамических и кинетических аспектов с целью построения физико-математических моделей, адекватно описывающих наблюдаемые явления. При этом необходимо обоснование и применение экспериментальных методов изучения тонкой структуры реагирующих течений, обеспечивающих получение информации о развитии процесса горения водорода в высокотемпературном воздушном потоке.

Таким образом, актуальными остаются задачи:

- изучения взаимовлияния газодинамики потока и процессов горения в условиях сложной пространственной структуры высокотемпературных сверхзвуковых течений;

- изучения способов управления процессами смешения, воспламенения и стабилизации пламени с учётом тонкой структуры пламени и динамики физико-химического взаимодействия на микромасштабном уровне;

- поиска эффективных способов управления режимами горения в свободном и ограниченном пространстве, включая газодинамическое и кинетическое воздействие;

- постановки исследований влияния малоизученного диапазона высоких (2000 - 3000 К) температур на структуру пламени водорода и характер его выгорания.

Целью диссертационной работы является решение задачи выяснения физических особенностей и механизма горения в сверхзвуковом высокотемпературном воздушном потоке, имеющей существенное значение для механики газа, жидкости и плазмы, а также технических приложений, связанных с организацией эффективного горения в сверхзвуковом потоке.

При этом основные задачи диссертации заключались:

1. В изучении тонкой структуры водородных пламён с высоким временным и пространственным разрешением в условиях сверхзвукового высокотемпературного воздушного потока, включая исследования масштабов зон горения и динамики их развития.

2. В изучении и разработке перспективных, в первую очередь газодинамических и кинетических, способов управления процессом выгорания топлива в свободном пространстве и в каналах различной геометрии.

3. В получении новых научных данных по особенностям процесса горения водорода при температурах торможения сверхзвукового воздушного потока в диапазоне от 2000 до 3000 К.

Данная работа по исследованию процессов горения в условиях сложной газодинамической структуры непосредственно связана с выяснением физической стороны явлений, происходящих в камерах сгорания (КС) гиперзвуковых летательных аппаратов, и направлена на изучение физики процессов, повышение эффективности тепловыделения и развитие способов управления процессами горения в сверхзвуковых высокотемпературных потоках.

Научная новизна работы заключается в том, что впервые:

1. Выяснена объемная структура водородо-воздушного пламени в сверхзвуковом потоке, включая микроструктуру и динамику развития зон горения. Показано, что в стационарных условиях выгорание происходит неравномерно -определяющее влияние на интенсивность горения оказывает газодинамика течения и вихревые структуры, образующиеся в области смешения топлива и окислителя.

2. Обнаружен и объяснен эффект «перескока» пламени, реализующийся только в сверхзвуковых течениях вследствие газодинамического воздействия воздушной струи на пламя.

3. Подробно изучены особенности и обобщен характер выгорания водорода по длине пламени при различных способах его подачи в сверхзвуковой высокотемпературный поток. При этом показано, что интенсификация только смешения может приводить к обратному результату - ухудшению выгорания вследствие появления задержки воспламенения.

4. Предложен газодинамический способ стабилизации пламени и повышения эффективности процесса горения в расширяющихся каналах, заключающийся в создании структуры течения подобной существующей в нерасчетных струях.

5. Экспериментально при длительном режиме работы установки показаны особенности процесса горения в высокоэнтальпийном потоке при температурах торможения свыше 2000 К, связанные с диссоциацией продуктов реакции.

Научная к практическая значимость работы состоит в разработке методов и средств исследования процесса горения водорода в приложении к сверхзвуковым высокотемпературным реагирующим потокам, получении экспериментальных данных по структуре и динамике развития реагирующих струй, на основании которых выяснена объемная структура пламён, показаны и объяснены особенности развития процесса горения в условиях сложной газодинамической структуры.

Практическая ценность полученных результатов подтверждена тем, что:

- показаны возможности использования волновой структуры сверхзвуковых течений для управления процессами горения, обнаружен, изучен и предложен в нескольких вариантах практической реализации газодинамический способ изменения мест воспламенения водородного пламени;

- выяснен и сопоставлен характер тепловыделения при различных способах подачи водорода, что дает возможность управлять процессом горения в зависимости от требуемого распределения интенсивности тепловыделения по длине пламени;

- предложен и проверен способ организации горения в канале с большими углами расширения (до 10°), при создании газодинамической структуры течения, близкой к структуре нерасчетных струй, истекающих в затопленное пространство; выяснена эффективность и особенность управления тепловыделением газодинамическим и кинетическим воздействиями;

- изучены особенности процесса выгорания водорода в сверхзвуковом воздушном потоке при температурах торможения до 3000 К. В этом малоизученном диапазоне температур (2000—3000 К) экспериментально обнаружены и исследованы эффекты снижения скорости смешения, изменения длины пламени и положения зон основного тепловыделения, что необходимо учитывать при организации горения в условиях высоких скоростей полёта.

Полученные результаты могут быть использованы в научно-исследовательских институтах и конструкторских бюро при создании камер сгорания воздушно-реактивных двигателей для режимов работы с самовоспламенением.

Результаты, полученные в диссертации, были использованы при выполнении ряда хоздоговорных и совместных работ с ЦАГИ, ЦИАМ, ИХФ РАН и др., использовались в российских и международных научных исследовательских проектах, включая РФФИ (№ 00-01-00834, 06-08-00735, 09-08-00998), которые выполнялись под научным руководством автора диссертации или в которых он был ответственным исполнителем.

Личный вклад автора состоит также в том, что под его руководством осуществлена модернизация «Стенда сверхзвукового горения», с превращением его в уникальный (в России и Европе) комплекс для аэрофизических исследований течений с энергоподводом и горением. Постановка задач и выбор направления исследований производились вместе с научным консультантом; экспериментальные исследования, обработка, анализ и обобщение полученных результатов проведены непосредственно соискателем, либо коллективом сотрудников под его руководством.

Обоснованность и достоверность результатов основана на комплексном применении различных методов исследований и сопоставлении полученных данных, многократном проведении и повторении тестовых испытаний, одновременной регистрацией процесса в различных диапазонах длин волн и вариацией времен экспозиций, сравнением результатов, получаемых различными способами, а также сопоставлением с имеющимися экспериментальными и расчетными результатами других исследователей. В целом полученные экспериментальные данные дополняют друг друга и создают единую картину исследуемых процессов.

Основные положения, выносимые на защиту.

- Результаты экспериментальных исследований газодинамической структуры водородного пламени и динамики его развития при горении в спутной сверхзвуковой воздушной струе, что позволило показать определяющее влияние на процесс выгорания волновой структуры в начальной части пламени и обнаружить нестационарность процесса вследствие существования вихревых зон горения в области смешения топлива с окислителем.

- Газодинамический метод стабилизации и управления пламенем в свободном и ограниченном пространстве.

- Обобщение результатов исследований характера выгорания газообразного водорода при различных способах его подачи в сверхзвуковой высокотемпературный воздушный поток, показавшие необходимость одновременного учета взаимовлияния процессов смешения и газодинамического воздействия для управления интенсивностью горения.

- Принципы организации эффективного и управляемого теплоподвода при кинетическом воздействии, включая введение химически активных добавок, а также в условиях высоких температур, что позволяет изменять величину задержки воспламенения, режимы горения и длину пламени.

Апробация работы. Результаты работы докладывались на семинарах по Структуре пламён (Новосибирск, 1983, 1986, 2005, 2011 гг., Брюссель, 2008 г.), III Всесоюзном семинаре "Экспериментальные и теоретические исследования тепломассопереноса при химически неравновесных течениях в каналах" (Минск, 1984 г.), Международной школе-семинаре "Процессы турбулентного переноса в реагирующих системах" (Минск, 1985 г.), VIII Всесоюзном симпозиуме по горению и взрыву (Ташкент, 1986 г.), Всесоюзной школе по кинетической теории разреженных и плотных газовых смесей и механике неоднородных сред (Ленинград, 1987 г.), Всесоюзном семинаре "Механика реагирующих

сред" (Томск, 1987 г.), международных конференциях "Методы аэрофизических исследований" - ICMAR (Новосибирск, 1992, 1996, 1998, 2000, 2002, 2004, 2007, 2008,2012 гг.), Втором Всероссийском семинаре по динамике пространственных и неравновесных течений жидкости и газа (Миасс, 1993 г.), Международной конференции "Аэрогазодинамика силовых установок летательных аппаратов" (Жуковский, 1993, 1999 г.), XVI Всероссийском семинаре "Струйные и нестационарные течения в газовой динамике" (Новосибирск, 1995 г.), 4 Азиатском симпозиуме по визуализации (Пекин, 1996 г.), Международном симпозиуме "Actual Problem of Physical Hydroaerodynamics" (Новосибирск, 1999 г.), VI и X Международных научно-технических конференциях "Оптические методы исследования потоков" (Москва, 2001, 2009 г.), Всероссийской конференции "Аэродинамика и газовая динамика в XXI веке" (Москва, 2003 г.), Международной конференции по микросмешению в турбулентных потоках с химическими реакциями (Москва, 2004 г.), Международной научно-технической конференции "Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений" (Жуковский, 2004 г.), 2 Международной научно-технической конференции "Авиадвигатели XXI века" (Москва, 2005 г.), XIV школе-семинаре "Современные проблемы аэрогидродинамики" (Сочи, «Буревестник» МГУ, 2006 г.), V-VII Международных Аэрокосмических Конгрессах (Москва, 2006, 2009, 2012 г.), VIII и IX Всероссийских съездах по теоретической и прикладной механике (Пермь, 2001 г.; Нижний Новгород, 2006 г.), Международной конференции WEHSFF (Москва, 2007 г.), Международной конференции «Новые рубежи авиационной науки» ASTEC07 (Москва, 2007 г.), Международной конференции «Современные проблемы прикладной математики и механики», посвященной 90-летию со дня рождения академика H.H. Яненко (Новосибирск, 2011 г.), IX Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (Алушта, 2012г.), XXVII, XXX-XXXVI Академических чтениях по космонавтике (Москва, 2003, 2006-2012 гг.), семинарах в ИТПМ СО РАН и НИИ механики МГУ.

Публикации. Содержание диссертации изложено более чем в 30 печатных работах, перечисленных в диссертации. Основные научные результаты представлены в 16 печатных работах, опубликованных в рецензируемых журналах, и приведены в конце автореферата. Из совместных публикаций в диссертацию включены результаты, полученные лично автором или при его непосредственном участии. Текст автореферата согласован с соавторами.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы и приложения. Общий объем диссертации составляет 256 страниц, в том числе 150 рисунков. Список литературы состоит из 277 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертации, практическая значимость работы, приводится обзор современного состояния исследуемых проблем и сформулированы основные задачи исследования.

В Главе 1 описывается экспериментальная база и изложены методы экспериментальных исследований, использовавшиеся в процессе работы.

В первом разделе показано устройство и приведены параметры «Стенда сверхзвукового горения», обеспечившего проведение экспериментальных исследований. Обосновано место установок с электродуговым подогревом среди других типов аэродинамических труб в применении к исследованиям процессов горения в скоростных потоках. Показано расширение возможностей стенда после проведенной модернизации плазмотрона и системы подмешивания воздуха.

На рис. 1 представлена схема установки с основными блоками, в целом (кроме подогревателя) идентичными аналогичным по назначению установкам ЦАГИ, ЦИАМ, МАИ. Важной особенностью стенда является применение для подогрева воздуха электродугового подогревателя (ЭДП) — плазмотрона, разработанного в Институте теплофизики СО РАН, причем базовая конструкция ЭДП была переработана и впоследствии прошла ряд модернизаций. Применение ЭДП, после использовавшегося ранее огневого подогревателя, резко расширило диапазон реализуемых температур - на уровень выше 2000 К (до 3000 К). Этот уровень, практически недоступный для установок с огневым (и тем более с омическим, кауперным и др. типами подогрева), увеличил пределы достижимых параметров, захватывая частично диапазон, ранее доступный только в установках кратковременного действия.

Из системы высокого давления воздух на установке подается частично в ЭДП (См - Сз), где происходит его нагрев, и частично (С4) в форкамеру (рис. 1 -И), где смешивается с горячим воздухом из ЭДП и доводится до требуемой в экспериментах температуры. После форкамеры воздух проходит через охлаждаемые переходник, сопло и поступает в исследуемый канал, либо истекает в затопленное пространство. Применяются осесимметричные профилированные или плоские сопла на числа Маха от 1 до 3 (наиболее часто использовалось осесимметричные сопла с М=1,4 и 2,2 и плоское с М=2,0).

Рис. 1. Схема установки 2-1 ИТПМ "Стенд сверхзвукового горения". I - электродуговой подогреватель; II - форкамера; III - переходник; IV - сопловой блок; V - исследуемый канал или свободное пространство; VI - выхлопная система. I - сброс газа из катодной полости; 2 - отверстия в "жаровой трубе" для подачи воздуха на подмешивание (Сі); 3 - шайба; 4 - топливный инжектор; 5 - подача воздуха в эжектор; 6,7-места дополнительного ввода различных компонент до и после форкамеры. Сп_з - подача воздуха в ЭДП.

I

П Ш IV

-1—I-

V

VI

Наиболее сложным и ответственным элементом системы подогрева воздуха является ЭДП. Для работы в качестве подогревателя к нему были предъявлены новые высокие требования по обеспечению следующих параметров:

1) подогрева газа в непрерывном режиме (~1 мин) в диапазоне температур 1300-2500 К при давлении 0,5-1 МПа (впоследствии диапазон был

расширен до 1200 - 3000 К, а время работы - до 110 секунд);

2) времени установления режима после запуска ? < 1 с;

3) минимума посторонних примесей, выделяемых в процессе нагрева;

4) обеспечения высокой повторяемости режимов работы;

5) большого ресурса работы, а также экономичности пусков.

Для реализации данных требований был применен ЭДП постоянного тока общей мощностью до 2 МВт, созданный на основе трехкамерного плазмотрона ЭДП-143 с цилиндрическим катодом и анодом с уступом на выходе. Катодное и анодное пятна дуги перемещаются по окружностям соответственно катодной и анодной камер. Вращение и стабилизация катодного пятна осуществляются за счет тангенциальной подачи воздуха (С] и С2), а анодного - как газодинамически, за счет тангенциальной подачи воздуха (Сз) и его срыва за уступом, так и за счет наложения соленоидального магнитного поля. При этом непрерывное перемещение дуги обеспечивает «размывание» тепловых потоков по большей поверхности, снижая уровень эрозии и повышая ресурс электродов.

Существенными вопросами при любом способе подогрева являются получение равномерных профилей температур на входе в рабочую часть и внесение минимальных изменений в состав воздуха, что включает в себя как сохранение процентного состава основных компонент (02, N2), так и снижение уровня загрязнения посторонними примесями. Для ЭДП отпадают такие элементы загрязнения, как оксиды углерода, пары воды, а также необходимость производить накислораживание потока. В то же время обращается внимание на оксиды азота и высокотемпературную эрозию электродов, что особенно актуально при давлениях выше 1 атм (105 Па), т.к. в основном плазмотроны рассчитаны на работу в условиях атмосферного давления. При повышении давления резко снижается устойчивость их работы, стабильность дуги и возрастает эрозия электродов. В процессе адаптации ЭДП к стенду данные вопросы были внимательно исследованы и решены. Работа плазмотрона данной схемы при атмосферном давлении позволяет реально поддерживать уровень удельной эрозии на уровне 10~9 кг/Кл при диаметре катодной камеры ¿/(>0,06 м, но с повышением давления до 0,4-0,5 МПа эрозия быстро растет. В процессе совершенствования плазмотрона (путем подбора геометрических параметров: диаметра катодной камеры с/| (0,07 м), пусковой вставки г/4 (0,02 м), анодной проставки с/2 (0,039 м) и анода <1Ъ (0,06 м), а также соотношений и величин расходов воздуха С\, С2 и О^) удалось в широком диапазоне токов (то есть фактически мощности ЭДП) обеспечить уровень удельной эрозии на рабочих режимах не более 109 - 1(Г7 кг/Кл во всем требуемом диапазоне рабочих параметров установки.

Важным пунктом модернизации стала организация сброса наиболее загрязнённой части газа из катодной камеры в атмосферу. Во-первых, это позво-

ляет повысить суммарный расход воздуха G\ + G2 в катод и тем самым как понизить эрозию, так и увеличить токовую нагрузку. Во-вторых, большая часть продуктов эрозии из-за сепарации частиц к стенке электрода выносится из катода, не попадая в форкамеру, что повышает чистоту воздуха.

Последний важный элемент улучшения качества потока - это форкамера (камера смешения), установленная сразу за плазмотроном. Она состоит из внешней силовой цилиндрической оболочки и внутренней перфорированной вставки - «жаровой трубы». Холодный воздух (G4) подается ближе к концу форкамеры и проходит сначала между силовой оболочкой и жаровой трубой, охлаждая ее, а затем через ряд отверстий (рис. 1, поз. 2) поступает внутрь форкамеры. Здесь он смешивается с горячим воздухом, выходящим из плазмотрона. Расположение отверстий выбрано из условия создания равномерного профиля температур. При прохождении газа через форкамеру (длина 1 метр, скорость воздуха 50-70 м/с) происходит рекомбинация либо окисление химически неустойчивых соединений, которые могут образовываться в плазмотроне.

Газовый и спектральный анализ истекающего из сопла потока показали, что после проведенной отработки примененный плазмотрон с газовихревой стабилизацией дуги в штатных режимах работы обеспечил уровень удельной эрозии менее 10~7 (вплоть до 10~9 кг/Кл) и концентрацию окиси азота менее 0,06 %, что практически не влияет на точность проводимых экспериментов по горению. Это позволило уверенно проводить экспериментальные исследования физики процессов горения в высокотемпературном сверхзвуковом потоке, а расширение диапазона температур и времени пуска почти до 2 минут - использовать стенд также для проведения ресурсных испытаний термостойкости материалов и конструкций при совместном аэротермодинамическом воздействии.

Во втором разделе главы 1 описаны применявшиеся методы измерений, определены требования к ним, а также показаны трудности и особенности их использования в высокотемпературных сверхзвуковых реагирующих потоках. Обосновано применение в данных условиях оптических методов, основанных на собственном излучении пламени. Показаны области применения различных спектральных диапазонов и необходимость в отдельных случаях проводить регистрацию процессов при отличающихся на несколько порядков временах экспозиции, что значительно повышает временное и пространственное разрешение объектов и позволяет изучать тонкую структуру пламён в скоростных высокотемпературных реагирующих потоках. Наиболее полную информацию о процессах горения в условиях изучаемых сверхзвуковых высокотемпературных реагирующих течений удалось получить, применяя методы, основанные не на просвечивании (т.е. с использованием внешнего источника освещения), а используя собственное излучение пламени на различных длинах волн.

В проведенных исследованиях значительное внимание уделено сравнению структуры реагирующих потоков, получаемых при регистрации излучения водородо-воздушного пламени в ультрафиолетовом, видимом и инфракрасном диапазонах длин волн, что показало рамки применимости и информативности использованных методов в условиях высоких скоростей и температур. Сопос-

тавление картин течения во всех спектральных диапазонах позволило наиболее точно получать и интерпретировать структуру течения и зон горения.

Для водородо-воздушного пламени наиболее информативным оказался ультрафиолетовый (УФ) диапазон излучения, связанный с излучением возбужденного короткоживущего (время жизни отвечающего за излучение электронного перехода т ~1(Г8с) радикала ОН* (переход 2Е+ —> 2П; X = 280-350 нм), которое пропорционально скорости объемного тепловыделения водородного пламени [Воронцов С.С., Константиновскнй В.А., Третьяков П.К. Определение полноты сгорания водорода в сверхзвуковом потоке оптическим методом // Физическая газодинамика. Новосибирск, ИТПМ СО АН СССР, 1976. С. 69-72]. Экспериментально подтверждена работоспособность данного метода при регистрации двумерного поля излучения от пламени в сверхзвуковом потоке, уточнено пространственное разрешение данного метода, что позволило изучить объемную структуру пламён, включая проведение трехмерной реконструкции факела и выделение внешних и внутренних областей горения.

Глава 2 посвящена исследованию горения в свободном пространстве и вопросам управления пламенем. Особое внимание уделено изучению тонкой структуры пламён и динамике их развития.

В § 1 исследовано влияние волновой структуры нерасчетной воздушной струи на горение водорода, включая вопросы "газодинамического" управления процессом воспламенения и горения. Показано, что хорошей «моделью», с точки зрения подробного экспериментального изучения процессов, является исследование горения в затопленной сверхзвуковой струе. Преимущества заключаются в отсутствии внешних помех (стенок каналов, пилонов и.т.п.) и возможность широкого применения оптических методов исследования, что дает возможность всесторонне изучить структуру воздушной струи и пламени в высокотемпературном реагирующем потоке. Это позволяет оценить взаимовлияние факела и струи, в том числе динамику их развития, уточнить различные модели процесса, с целью последующего перенесения результатов исследований в более сложные условия (каналы различной конфигурации, системы струй и т.п.).

Эксперименты с регистрацией интенсивности излучения пламени в ультрафиолетовой и инфракрасной областях спектра показали значительную неравномерность процесса горения по длине пламени. Было установлено, в сверхзвуковом потоке выгорание водорода происходит не монотонно, а с периодическим увеличением и уменьшением интенсивности тепловыделения. Сопоставления зон интенсификации горения с газодинамической структурой сверхзвуковой нерасчётной воздушной струи показали их прямую связь. На рис. 2,а видна зарегистрированная в УФ диапазоне периодическая неравномерность интенсивности излучения по длине пламени. Анализ экспериментов показал, что повышения и понижения интенсивности горения совпадают с областями воздушной струи соответственно за скачками уплотнения и волнами разрежения. На рис. 2,6 представлена пространственная реконструкция водородного пламени, где выделяются центральные области интенсивного горения, которые соответствуют зонам повышенных давлений и температур.

а

он

О

X

б

Рис. 2. Экспериментально зафиксированное распределение интенсивности излучения ОН* по длине факела (а) и восстановленная внутренняя структура пламени (б).

Упрощенная схема расположения зон горения различной интенсивности, при совмещении с газодинамической структурой, показана на рисунке-схеме 3. Прямые исследования с регистрацией в ультрафиолетовой области спектра показали очень сильное влияние волновой структуры, при этом на зону скачков в некоторых режимах приходилось до 80 % всего сгоревшего водорода.

Рис. 3. Упрощенная схема зон горения различной интенсивности, совмещенных с газодинамической структурой, демонстрирующая причину неравномерности выгорания водорода в сверхзвуковой нерасчетной воздушной струе.

Фотографии визуализации влияния этой сложной структуры видны на рис. 4. Здесь зафиксирован процесс выгорания трех струй водорода, место подачи которых смещено от оси воздушной струи. Хорошо заметно распространение пламени вдоль линий тока, с интенсификацией в "узлах" за косыми скачками уплотнения и последующим ослаблением в волнах разрежения.

Рис. 4. Фотография горения трех струй водорода, инжектируемых на расстоянии 12 мм от края сопла. Стрелки показывают области интенсификации горения.

"Перескоки" пламени (эффекты, связанные с "газодинамическим" воспламенением). Влияние волновой структуры на изменение задержки воспламенения было использовано для "газодинамического" управления процессом горения. Известно, что одиночным скачком уплотнения можно добиться воспла-

менения горючей смеси как в свободном пространстве, так и в каналах. В данной работе были использованы периодические изменения параметров потока в нерасчетных струях, что открыло возможность более разнообразного "многократного" воздействий на пламя. В экспериментах было обнаружено, что место воспламенения будет дискретно отодвигаться от сопла и приближаться к нему при плавном изменении температуры воздушного потока. Промежуток «перескока» равен расстоянию между падающими скачками уплотнения, т.е. каждый раз пламя передвигается на расстояние одной периодической структуры -«бочки» - сверхзвуковой нерасчетной воздушной струи. На рис. 5 показано получение того же эффекта при изменении расхода вдуваемого водорода.

Рис. 5. Устойчивые положения факела при изменении расхода водорода.

Мвозд = 2,2; Го = 1800 К = const; G, > G2 > G3.

При увеличении расхода (G) холодного Н2 сначала место воспламенения не меняет своего положения, затем в какой-то момент происходит "перескок" пламени от одной области с повышенным давлением к другой, в следующей "бочке" сверхзвуковой воздушной струи и так далее. С понижением расхода (как на рис. 5 - сверху вниз) наблюдается обратный процесс - скачкообразное перенесение места воспламенения ближе к инжектору. Изменяя расход водорода, удавалось наблюдать от 3 до 5 устойчивых положений пламени.

Фактором, приводящим к изменению положения зоны воспламенения, является увеличение задержки процесса из-за снижения температуры топливной смеси с уменьшением температуры воздуха (или в другом случае - из-за роста расхода холодного водорода). С другой стороны, изменение давления и температуры, влияющее на кинетику горения, приводит к изменению характерного времени горения в различных областях струи, вследствие чего в зонах за скачками уплотнения создаются наиболее благоприятные условия для воспламенения. Направленное изменение температуры смеси приводит к изменению времени, необходимого для прогрева ее до температуры самовоспламенения. Но если в дозвуковом потоке плавное изменение времени задержки означает и плавное изменение расстояния, на котором происходит воспламенение, то

б данном случае, если водород не успел воспламениться за скачком, до следующей зоны, находясь в веере волн разрежения, он уже не воспламенится,

что и приводит к дискретному изменению начала горения факела. (Длина, на которой может произойти воспламенение, становится больше расстояния между соседними газодинамическими структурами: Ь > и-тинд ). Такое «газодинамическое» управление процессом горения принципиально возможно только в сверхзвуковых течениях вследствие наличия в них волновой структуры со значительными периодическими изменениями параметров. Т.о. использование волновой структуры, неразрывно связанной со сверхзвуковыми течениями, позволяет получать эффекты, которые применимы для управления горением.

Во втором § исследована эффективность горения водорода в сверхзвуковом потоке при различных способах инжекции. Актуальность таких работ связана с тем, что знание закономерностей и характера выгорания водородных факелов в высокоскоростных потоках необходимо для повышения эффективности работы высоконапряжённых КС. Использование значительно различающихся способов подачи топлива может существенно изменить интенсивность смешения и, как результат, длину пламени, полноту сгорания, место воспламенения и т.п.; однако прямого сравнения различных типов инжекторов при близких условиях испытаний проведено недостаточно.

Конструкции инжекторов. Основные схемы и места подачи горючего показаны на рис. 6 и 1. Исследованы и проведено сравнение следующих видов подачи: спутной, сверхзвуковой, закрученной, крестообразной, эллиптической, перпендикулярной, встречной и др., а также при комбинации осевой и периферийной. Осевая подача водорода производилась через инжекторы в виде цилиндрической трубки, пропускавшиеся через критическое сечение сопла. Подвод водорода производился через секцию, устанавливавшуюся между переходником из форкамеры и сопловым блоком (поз. I на рис. 6 и 4 на рис. 1). В основном отличались выходные участки инжекторов, поэтому в ряде случаев применялись только сменные насадки. Использовалась также схема с пилонами, которые могли монтироваться в отдельной секции (д и поз. II на рис. 6). н,

Ч

нг

I

Рис. 6. Конструкции наконечников инжекторов для подачи Н2. Спутная (а), сверхзвуковая (бі, бг), эллиптическая (в), перпендикулярная (г) и закрученная (е) подачи, секция для встречной подачи с 3-х пилонов - вид спереди (<3); места установки в сопловой блок: I - секция с осевым инжектором, II - секция на выходе из сопла. Справа от бг, в и е - вид данных инжекторов с торца.

Исследования проводились при истечении струй в затопленное пространство, при этом регистрировалось излучение пламени в различных областях спектра. Это позволяло (в зависимости от решаемой задачи) фиксировать задержку воспламенения и длину пламени, определять и сопоставлять полноту сгорания, изучать внутреннюю и внешнюю структуру пламени и исследовать динамику развития процесса горения.

Серии экспериментов позволили определить для различных типов подачи топлива следующие особенности тепловыделения по длине факела.

Спутная прямоточная подача и сверхзвуковой спутный вдув дают слабое монотонное увеличение интенсивности горения, связанное с плохим перемешиванием струй со сверхзвуковым воздушным потоком. Возможен также отрыв пламени от инжектора. Такой способ подачи целесообразно применять при необходимости слабого теплоподвода, например, чтобы не вызвать теплового запирания в каналах постоянного сечения. Достоинство прямоточного инжектора заключается также в простоте конструкции.

Встречный способ подачи сходен с прямоточным, но горение всегда начинается от места подачи и начальный диаметр факела из-за лучшего смешения в точке вдува превышает диаметр отверстий подачи.

Закрученная подача отличается более быстрым нарастанием интенсивности горения на начальном участке, после чего следует такой же плавный спад, как у прямоточной подачи.

Неосесимметричные типы подач - с эллиптических и крестообразных инжекторов — позволяют в некоторых пределах усиливать интенсивность смешения и горения на начальном участке при последующей схожести с прямоточными инжекторами.

Подача с осевого инжектора перпендикулярно потоку воздуха дает наибольшую скорость возрастания интенсивности горения и, соответственно, наименьшую длину полного выгорания топлива. Такая подача рекомендуется для получения особо интенсивного горения на малой длине. Модернизация последнего способа вращением секции инжектора (сегнерово колесо) позволяет отодвинуть от торца инжектора начало зоны интенсивного горения топлива.

Комбинация встречной подачи с осевой, при расположении инжекторов в одном сечении, приводит к снижению интенсивности горения по сравнению с одиночным вдувом. Это необходимо учитывать при многоточечной (многопи-лонной) подаче топлива, даже если факелы не сливаются друг с другом.

Таким образом, используя особенности различных способов подачи, либо комбинируя инжектора, можно получить необходимый закон тепловыделения.

Обобщая данные о характере выгорания по длине пламени, его можно свести к трем основным "базовым" типам, показанным на рис. 7. Фактически это зависимость от начальной интенсивности смешения топлива с окислителем.

В первом случае на всем протяжении зоны горения происходит слабое "равномерное" диффузионное смешение топлива с окислителем; наблюдается постепенная интенсификация горения с последующим плавным спадом. (Характерные типы подач: спутная до- и сверхзвуковая, встречная.)

О Л-

Рис. 7. Характерные распределения интенсивности горения для различных способов

подачи (1-3), приведенные к одному месту воспламенения (Х=0). I - слабое монотонное возрастание интенсивности горения, определяемое диффузионным смешением по всей длине пламени; 2 - локальная интенсификация смешения на начальном участке с последующим диффузионным смешением, 3 - интенсивное смешение основной массы топлива на начальном участке. 2' - выгорание при наличии задержки воспламенения.

Во втором случае на начальном участке происходит локальная интенсификация смешения и горения с последующим плавным спадом, подобным первому случаю. Такое наблюдается при применении способа подачи, дающего хорошее смешение первой порции топлива. (Характерные типы подач: закрученная, "эллиптическая".)

В третьем случае способ подачи изначально обеспечивает: 1) быстрое смешение основной массы топлива с окислителем; 2) надёжную стабилизацию пламени на этом же участке. Тогда наблюдается интенсивное горение сразу от места подачи с выгоранием топлива на коротком расстоянии. (Характерные типы подач: перпендикулярная.)

Приведенные на рис. 7 характерные типы распределений интенсивности горения по длине пламени для различных способов подачи являются несколько идеализированными, так как не учитывают влияния волновой структуры. Но при усреднении кривых данные зависимости чётко выдерживаются.

В то же время было получено, что для способов подачи, не образующих зон стабилизации, увеличение интенсивности смешения приводит к появлению задержки воспламенения и отрыву пламени от инжектора. При этом, несмотря на сокращение длины пламени, конец зоны тепловыделения может оказаться на большем расстоянии от места инжекции, чем в случае применения менее интенсивного способа подачи (рис. 7, 2—>2'). Это означает, что интенсификация только смешения в сверхзвуковом потоке топлива с окислителем не обязательно приводит к более быстрому завершению горения.

В § 3 описаны исследования динамики развития пламени.

На рис. 8 показан вид пламени при различных временах экспозиции: 0,1 с; 1 мс и 10 мкс, свидетельствующий о значительных отличиях (режим стационарный!). При ЭКСПОЗИЦИЯХ С Тэксп ~ 10°-10"2 с видно усредненное изображение пламени; таким оно фиксируется и визуально. При сокращении длительности выдержки до т ~10*3 с, и тем более при "мгновенной" (т~10~5 с) изображение значительно отличается от осредненного, причём в разном временном диапазоне проявляются и различные пространственные масштабы процессов.

Рис. 8. Видимая структура пламени при различных экспозициях.

Порядок времён: а- 10"' с, б- 1(Г3 с, е- 1(Г5 с.

Экспозиции т~10 3-10^с позволяют видеть расположение основных зон тепловыделения в струе топлива, связанных с газодинамикой потока, и по разрешению близких к получаемым в УФ-области спектра при выдержках Т-1СГ1 -1(Г3 с. При экспозициях 2,5-50 мкс (~10-5 с) заметно, что внешняя часть факела состоит из отдельных перемежающихся структур, имеющих определенную регулярность. Эксперименты с измерениями интенсивности показывают, что основное тепловыделение в первых 4-5 бочках сверхзвуковой воздушной струи происходит в центральной части пламени, однако ближе к концу факела интенсивность горения в вихрях может приблизиться к приосевой. Поэтому их влияние на процесс выгорания также является значительным.

Рис. 9. Развитие процесса горения с интенсификацией периферийной зоны. Мн2=1; Мвозд = 2,2; ?экс„ = 50 мкс (негативы).

Развитие зон горения. Для определения характерные временных и пространственных характеристик внешних зон горения была исследована динами-

ка их развития на дистанции до 10-12 калибров сверхзвукового воздушного сопла. Скоростная последовательная регистрация показала, что существуют как стационарные зоны горения (точнее, зоны с интенсификацией процесса горения - их положение определяется газодинамикой воздушной струи), так и отдельные, возникающие в области смешения периферийные зоны горения, которые могут перемещаться вдоль основного факела.

На рис. 9 показана типичная последовательность развития процесса горения на внешней границе факела — зарождение периферийной зоны горения (кадры 1, 2), ее развитие (3-5), интенсификация (6, 7) и догорание. После уноса возникшей на периферии зоны, можно заметить зарождение новой (кадр 10), причем примерно в том же месте, где появилась предыдущая. Как области интенсификации, так и зоны догорания в основном расположены в определенных, повторяющихся местах - областях взаимодействия скачков уплотнения внешней сверхзвуковой воздушной струи со слоем. Необходимо также отметить, что выявленные зоны горения (их размер колеблется от 5 до 15 мм) в свою очередь включают в себя «микровихри» меньшего размера (по экспериментальным данным Гаранина А.Ф. - порядка 1 мм), непосредственно в которых и происходит химическая реакция (на рис. 10 показаны разные масштабы вихрей, образующиеся при горении водорода в прямоугольном канапе, с с/ ~ 1 и 5 мм).

Рис. 10. Масштабы вихрей, образующиеся в слое смешения за уступом при горении. 1 - зарождение вихря и «пузырёк», с1= \ мм; 2 — зона смешения с «вихрем» с!~ 5 мм; 3 - зона

рециркуляции за уступом.

Поступление свежих порций окислителя и топлива осуществляется на периферии пламени, то есть в зонах турбулентного перемешивания струй. Макровихри (крупномасштабные вихри), регистрируемые в данных экспериментах, ускоряют процессы смешения и тем самым локально интенсифицируют процесс горения. При этом в начале процесса горения, когда в вихрь активно поступают свежие порции горючего и окислителя, размер его увеличивается, а затем, в процессе догорания и накопления продуктов реакции, фиксируется снижение размера области излучения с последующим распадом и исчезновением вихрей.

Глава 3 посвящена организации эффективного и управляемого процесса горения в каналах.

В § 1 показывается необходимость учета волновой структуры в каналах и проведены некоторые физические аналогии; сверхзвукового диффузионного факела и недосжатой детонационной волны, детонации и воспламенения, структуры псевдоскачка и сверхзвуковых нерасчетных струй. Показано, что влияние волновой структуры в зависимости от геометрических параметров и

в

режимов горения в канале может быть различно, но в любом случае его необходимо учитывать, по возможности подбирая аналогии, исходящие из единства наблюдаемых физико-химических процессов, т.к. детонация, воспламенение и горение могут реализовываться в виде единого взаимосвязанного процесса.

Организация горения в каналах со сверхзвуковой скоростью потока на входе неизбежно сталкивается с вопросами эффективности теплоподвода, которые связаны с режимами горения. В приложении к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД) горение в псевдоскачке является наиболее эффективным при числах Маха полёта в диапазоне Мп = 5-8. Необходимость изучения и применения псевдоскачкового режима горения связана с наблюдающимся в псевдоскачке интенсивным тепловыделением, приводящем к сокращению длины зоны горения. В этой связи для понятия физики протекания процессов полезна определенная аналогия псевдоскачкового течения с нерасчетным истечением струй в затопленное пространство.

В обоих случаях (как в нерасчетных струях, так и в псевдоскачке) образуется система скачков уплотнения, с постепенным уменьшением размера сверхзвуковой области и соответственно нарастанием зоны смешения в струе и по-гранслоя в канале. В осевой области присутствуют значительные, постепенно затухающие колебания статического давления, связанные с системой скачков уплотнения (поз. 3 на рис. 11, я, б). Отметим, что в каналах статическое давление, как правило, измеряют на стенке, поэтому распределение по длине обычно выглядит достаточно гладким (рис.11, поз. 4; схема - из [Matsuo К., Miyazato Y., Kim H.-D. Shock train and pseudo-shock phenomena in internal gas flows // Progress in Aerospace Sciences. 1999. No. 35. P. 33-100]). На рисунке приведены примеры газодинамических структур, наблюдаемых в свободной воздушной струе при переходе от сверхзвукового к дозвуковому течению, показывающие сходство такого перехода.

а б

о х

Рис. 11. Переход от сверхзвукового течения к дозвуковому в канале при наличии псевдоскачка (о) и в нерасчетных струях (б). 1,2- примеры наблюдаемых газодинамических структур, 3 - распределение давления по оси течения и при измерении на стенке канала (4).

В то же время есть важные отличия, заключающееся в характере изменения уровня давлений, периодичности газодинамических структур и наличия «обратной связи» по погранслою. Если в псевдоскачке давление всегда растёт (в среднем), особенно активно на участке с наличием скачков уплотнения, достигая максимума к концу псевдоскачка, то в свободном пространстве средний уровень давления на значительном протяжении остается практически постоянным, и зависит от давления в окружающем пространстве. Поэтому интенсификация горения в канале происходит, во-первых, вследствие общего повышения давления, приводящего к увеличению скорости химических реакций. Во-вторых, в обоих случаях ускорению смешения способствует система скачков уплотнения, но в нерасчетных струях длина «бочек» почти одинакова, а в псевдоскачке происходит сближение газодинамических структур, т.е. процесс смешения идет быстрее. В-третьих, процесс горения в псевдоскачке отличается от процесса в открытом пространстве возможностью передачи давления вверх по пограничному слою, что дополнительно усиливает систему скачков (и может приводить к их перемещению вверх по потоку). Тем самым интенсивность горения в псевдоскачке нарастает лавинообразно и заведомо превышает интенсивность в нерасчетных струях, при прочих равных начальных условиях.

В § 2 описаны результаты экспериментов в цилиндрической камере сгорания постоянного сечения и проведен их анализ. Канал набирался из отдельных секций диаметром 50 мм и Ь от 100 до 200 мм, общей длиной до 450 мм.

Показана сложность организации горения и управления им в «гладком» канале. При М = 2,2 и а < 7 полностью устойчивыми режимами горения являются только 2 крайних случая - горение на выходе из канала, либо тепловое запирание. Устойчивый псевдоскачковый режим горения в канале постоянного сечения был реализован только при относительно невысоком теплоподводе (а > 9), причем для фиксации положения псевдоскачка потребовалось введение ниши. Поэтому, хотя организация горения в псевдоскачке, по сравнению с диффузионным горением, позволяет существенно сократить длину камеры, однако управление псевдоскачковым режимом горения в гладком канале постоянного сечения очень сложно, так как промежуточные положения между тепловым запиранием и режимом диффузионного горения неустойчивы. Для предотвращения теплового запирания в канал необходимо подавать количество водорода, не превышающее критического значения т.е. достаточное (при полном сгорании) для торможения потока до М=1 за счет тепловыделения.

Организация горения в каналах переменного сечения позволяет избежать теплового запирания и расширить диапазон существования псевдоскачка. Однако в расширяющихся каналах при сверхзвуковых скоростях потока сразу уменьшается интенсивность горения вследствие резкого падения статического давления и температуры. В свою очередь это снижает интенсивность смешения топлива с окислителем, а также увеличивает времена реакции. Поэтому -в § 3 рассмотрены вопросы организация горения в расширяющихся каналах.

Для этого были проанализированы существующие результаты по горению в каналах с расширением, определены наиболее целесообразные направле-

ния исследований и проверен ряд предположений для выработки рекомендаций по организации горения. Затем проведены эксперименты с набором конфигураций каналов, которые подходили под выдвинутые требования, после чего окончательно предложены принципы построения геометрических форм, в которых используется газодинамическое воздействие для организации горения.

Как крайние варианты были рассмотрены и проанализированы 2 «противоположные» схемы организации горения - с подачей топлива сразу в коническую секцию, и в канал с участком постоянного сечения, переходящий в коническое расширение. Для повышения достоверности результатов сразу был выбран очень большой угол расширения - 10°, в котором гарантированно должны проявляться все отрицательные стороны влияния расширения. В первом случае никакого горения в канале не наблюдалось в широком диапазоне а и температур. Водород воспламенялся только в самом конце канала - при торможении потока на выходе в свободное пространство (рис. 12,а), причем пламя занимало меньшую часть выходного сечения, и только потом увеличивалось в диаметре.

Рис. 12. Вид пламени после расширяющихся каналов «противоположных» схем организации горения. Ро = 4,3-105 Па, Г0 = 1900 К, а = 7,1. 1 - выхлоп в эжектор.

Во втором («противоположном» - рис. 12,5) случае — наблюдалось интенсивное горение на всем протяжении канала и по всему сечению, но оно происходило после полного торможения потока до дозвуковой скорости. Поэтому искомая схема организации горения должна по степени воздействия на течение находиться между этими конфигурациями, т.е. должна создать условия для а) интенсивного смешения, б) воспламенения горючей смеси и в) последующего поддержания горения в расширяющейся части. В этом случае влияние расширения будет в значительной мере компенсировано.

Предложен способ выполнения данных требований: сохранение на начальном участке волновой структуры потока, близкой к структуре струй в открытом пространстве. Практическая реализации - применение канала определенной конфигурации, с небольшим уступом, позволяющим создать волновую структуру, близкую к структуре нерасчетных струй, истекающих в затопленное пространство - рис. 13,а. Измерения профилей давления и чисел Маха на выходе из такого канала, и без насадка, показали близость структуры течения, как в холодном потоке (но с подачей Н2), так и в горячем потоке при горении Н2.

Далее к цилиндрической секции был присоединен участок с расширением (длина - 130 мм, угол расширения 10°) - рис. 13,6. Результаты измерения полноты сгорания в каналах такой конфигурации показали, что интенсивность горения в них снижается незначительно - рис. 13,в.

в

Рис. 13. Организация горения в канале с уступом и расширением.

Вид пламени после насадки с уступом (а) и последующего расширения с углом 10° (б). в - полнота сгорания в свободном пространстве (1), на выходе из канала с уступом «а» (2) и канала с расширением «б» (3). Т0 = 1500 К; а = 10.

Таким образом, в данных исследованиях был впервые проверен и практически реализован принцип организации горения в каналах с большим углом расширения. Для этого выбором конфигурации канала создана структура воздушного потока, близкая к образующейся при нерасчетном истечении струй в свободном пространстве. Такая волновая структура способна поддерживать горение водорода в канале с углом расширения до 10°. Предложенная геометрия работает как в случае перерасширенного, так и недорасширенного течения, а также в каналах большой длины (свыше 10 калибров). Отметим, что независимо подобная конфигурация (типа рис. 13,а) была применена в ЦАГИ для реализации горения в «висячих» зонах рециркуляции.

Полученные результаты были перенесены на каналы «реальной» длины, геометрия одного из которых и распределение давления по длине показаны на рис. 14. В таком канале при значительном изменении параметров (а = 1,4-7; Го=1400-2500 К) реализовывалось устойчивое горение на участке с уступом, в области расширения и в последующем канале диаметром 90 мм. Все кривые распределения давления располагались в заштрихованной области, показанной на рис. 14,6. В канале такой же длины с чисто коническим расширением устойчивый псевдоскачковый режим горения не реализовывался.

250 мм

о 100 200 300 400 500 600 700 300 900 1000

Рис. 14. Геометрия канала длиной 20 калибров (а) и распределение статического давления по длине (б). 1 - уровень давления без горения.

В последнем разделе главы 3 рассмотрена реализация различных режимов горения при одинаковых начальных параметрах. Показано, что в каналах с начальной сверхзвуковой скоростью потока возможно активное управление процессом горения. Для этого реализовывался диффузионный режим, а переход к псевдоскачковому осуществлялся кратковременной подачей дополнительного Н2 перед соплом (в количестве менее 10% от основного расхода, схема на рис. 16). При таком (кинетическом) воздействии чётко фиксировался переход к псевдоскачковому режиму горения, что было определено по распределению статического давления при экспериментах как в осесимметричном, так и в прямоугольном каналах. Для прямоугольного канала (с начальным сечением 30x40 мм, М=2) определение режимов горения дополнительно проводилось оптическим методом и независимо подтвердило полученный результат - рис. 15.

а

б

в

Рис. 15. Реализация диффузионного и псевдоскачкового режимов горения в канале. а — комбинированный канал с кварцевыми окнами в боковых стенках; б, в — излучение ОН*, зарегистрированное при диффузионном (постепенное увеличение интенсивности по длине) и псевдоскачковом (интенсификация на начальном участке) режимах горения.

На основе полученных в главе 3 экспериментальных результатов и физических представлений об организации горения в каналах, в Приложении представлен разработанный инженерный одномерный метод расчета камеры сгорания ГПВРД, при организации горения с псевдоскачком. Для расчёта принято, что камера сгорания состоит из участка постоянного сечения и участка с расширением. На участке постоянного сечения подводится и сгорает часть топлива, необходимая для торможения потока до М=1; при этом определяется длина участка постоянного сечения, соответствующая длине сверхзвукового участка псевдоскачка. Далее на участке расширения поддерживается скорость потока, равная скорости звука, причем параметры в конце участка постоянного сечения становятся начальными для расчета участка с расширением. Здесь происходит теплоподвод из расчета количества водорода, оставшегося от общего расхода (например, а=1), при сохранении числа М=1 и скорости тепловыделения; определяется длина участка постоянного сечения, затем длина и угол раскрытия расширяющейся части.

В главе 4 рассмотрено кинетическое воздействие на процесс горения и особенности горения при высоких температурах.

В первой части главы освещены вопросы управления кинетикой горения.

В условиях больших абсолютных скоростей потоков (как окислителя, так и горючего) и конечного времени протекания химических реакций определяющую роль могут играть либо процессы смешения топлива с окислителем, либо химическая кинетика, причём их соотношение может быть различно при различных начальных условиях. Вследствие этого, кроме газодинамического, возможен и кинетический способ управления процессом горения. Его можно осуществить, в частности, применением промотирующих (и ингибирующих) добавок. При этом важное значение имеет место и способ ввода примесей.

Известно, что многие применяемые добавки являются агрессивными и ядовитыми веществами. В частности, это относится к силану, использовавшемуся в программе Х-43, а также фторсодержащим и другим эффективным, но опасным веществам. Однако во многих случаях возможно применение менее агрессивных, но широко распространенных добавок. Расчеты Головичева В.И., Бруно К. показывали, что добавление перекиси водорода в количестве менее 10% (по объему) в метановоздушную смесь либо в смесь СЩ/Ог/воздух с начальным уровнем температур 1200-2025 К значительно уменьшает время задержки воспламенения. Также расчетно было показано, что добиться воспламенения Н2 в спутном сверхзвуковом воздушном потоке (М=2; Т < 1400 К) можно сжиганием части водорода в предкамере или подмешиванием 10% Н202 к топливу. Чистый водород в этих условиях не воспламенялся. Это указывает на важное влияние радикалов Н и ОН на ускорение химических реакций.

Проведенная экспериментальная проверка возможности использования Н202 и продуктов ее разложения (Н2, Н20) для улучшения воспламенения водорода и управления процессом горения в сверхзвуковом потоке горячего воздуха показала, что эффект изменения задержки воспламенения при подмешивании

Н202 непосредственно в топливо находится в пределах точности регистрации и стабильности поддержания режима. Более существенный эффект наблюдался при подаче Н202 в форкамеру. В этом случае при подаче Н202 задержка воспламенения сразу исчезала. Такой же эффект наблюдался и при подаче в форкамеру чистого водорода, причем в количествах всего 5-10% от основного расхода водорода. Схема эксперимента показана на рис. 16. Примеси, как активные (типа Н2, Н202), так и пассивные (С02, Н20) вводились в основном в форкамеру, на расстояние 220-230 мм до места поступления в поток горячего воздуха основного водорода из инжектора.

ч

Горячі

Л ___

г"

і і

Рис. 16. Схема подач топлива и добавок.

1 - сверхзвуковое воздушное сопло М=2,2; 2 - место ввода добавок; 3 - пламя.

При подаче в форкамеру (водорода, перекиси водорода, и.т.п.) там образуются активные радикалы, которые сохраняют свою активность на выходе из сопла и облегчают воспламенение основного топлива. Фактически здесь имеет место процесс лавинной активации горения, а механизм воздействия химически активных добавок осуществляется через свободные радикалы.

На рис. 17 показан базовый режим и результат применения как промоти-рующего воздействия, так и пассивной примеси. Этот режим (GH2 = 3 г/с, Го = 2000 К, прямоточный инжектор) удобен тем, что на нем существует устойчивая задержка воспламенения на скачках уплотнения сверхзвуковой воздушной струи. Вследствие этого какое-либо воздействие на факел сразу заметно по смещению точки воспламенения. Кривая 1 на рис. 17 отражает выгорание Н2 на базовом режиме. Воспламенение в этом случае происходило в 150 мм от среза сопла, а длина пламени достигала L = 310—325 мм. 1.0 Л

0 100 200 300 400 X, ми

Рис. 17. Поведение полноты сгорания при введении активных и пассивных добавок.

I - основной режим; 2 - +Н2 в форкамеру; 3-+С02 в форкамеру 15 г/с).

Кривая 2 показывает выгорание топлива при подаче небольшого количества Н2 в форкамеру (перекись водорода действует аналогично). Задержка воспламенения здесь практически отсутствует, начиная с добавки Н2> 0,1 г/с. Однако длина факела возрастает (на АЬ = 100-120 мм), т.е. скорость тепловыделе-

ния в этом случае ниже. Это объясняется влиянием фактора смешения Н2 с воздухом, которое происходит достаточно слабо при спутной подаче. Активные добавки влияют на кинетическую сторону процесса, но не интенсифицируют смешение. Впрыск же пассивных примесей не приводил к изменению характера тепловыделения. Из рис. 17-3 видно, что добавка С02 только смещала пламя, почти не меняя его длину (.Ь = 300-320 мм). Воздействие от ввода С02 (или НгО) было аналогично снижению уровня температуры воздушного потока.

Таким образом, используя малый объем химически активных добавок, можно резко сократить период задержки воспламенения, улучшить устойчивость пламени и изменить интенсивность тепловыделения по длине. Влияние химически активных добавок можно использовать и для простого управления горением, так как даже минимальное количество водорода (0,1 г/с) уменьшало задержку воспламенения основного топлива так же эффективно, как и при больших расходах. Фактически, это известный, открытый Л.А. Гуссаком, но пока недостаточно применяемый эффект лавинной активации горения. В то же время попытка интенсифицировать процесс тепловыделения путём только ускорения смешения топлива с окислителем, либо за счет применения промоти-рующих добавок, не всегда приводит к нужным результатам. В зависимости от уровня подготовки топливовоздушной смеси может произойти либо увеличение задержки воспламенения (при снижении температуры смеси ниже параметров самовоспламенения в данной точке), либо увеличение длины пламени (когда темп смешения недостаточен, а условия для воспламенения достигнуты).

Во второй части главы 4 рассмотрены особенности горения при высоких температурах, характерных для больших скоростей полета (М > 8-10).

В высокоскоростных потоках возникает проблема потери тяги двигателя из-за ухудшения процесса горения при числах Маха полета более 8-10. В этом случае температура торможения значительно превышает 2000 К и подводимого к потоку тепла от сгорания топлива недостаточно для достижения М=1, т.е. возможна реализация только малоинтенсивного диффузионного горения. Другим фактором является уменьшение периода задержки воспламенения и времени протекания химической реакции, что ухудшает процесс перемешивания водорода с воздухом на начальном участке инжекции и также приводит к снижению интенсивности тепловыделения. Кроме того, при превышении температуры 2000 К начинают играть заметную роль процессы диссоциации, что даёт значительные энергетические потери. Важность учета влияния диссоциации на протекающие физико-химические процессы в камерах сгорания подчеркивалась во многих исследованиях, в основном теоретических и расчетных, однако прямых экспериментов по изучению влияния диссоциации на эффективность процесса горения практически нет. Здесь впервые предложено, посредством регистрации излучения радикала ОН* - одного из компонентов, участвующего как в прямой реакции окисления Н2, так и в реакциях диссоциации и рекомбинации - экспериментально зарегистрировать наличие диссоциации и оценить степень её влияния на процесс горения. Эксперименты показали, что в области высоких температур можно выделить две области - до 2000 К (1200-2000 К) и

свыше 2000 К (2000-3000 К). Это примерно соответствует параметрам в камерах сгорания при числах Маха полёта М1 = 5-7 и М2 > 8. Если первый диапазон широко исследован и моделируется наземными экспериментальными стендами, то установок с параметрами второго диапазона немного и количество экспериментов ограничено. До недавнего времени систематически данным вопросом не занимались и немногочисленные эксперименты проводились только в установках кратковременного действия.

Первое направление исследований было связано со структурой пламени, задержкой воспламенения и длиной зоны горения. Эксперименты показали, что с возрастанием температуры потока (Т > 2000-2200 К) структура начальной части факела меняется. Места воспламенения, а также зоны повышенной интенсивности горения смещаются во внешнюю область слоя смешения (рис. 18), что приводит к «кольцевому» характеру горения. По сравнению с уровнем температур ниже 2000 К, когда воспламенение происходит в приосевой части за скачками уплотнения, при высоких температурах водород воспламеняется у кромки инжектора независимо от величины расхода. Отсутствие задержки воспламенения препятствует развитию процесса смешения, и интенсивное горение наблюдается только на периферии струи, что хорошо прослеживается при объемной реконструкции пламени, выполненной В.В. Пикаловым (рис. 18,5). Вследствие этого длина пламени увеличивается, так как горение в данном случае лимитируется в первую очередь процессом смешения, который затруднен из-за «экранирующего эффекта» продуктами сгорания.

а б

Рис. 18. Зоны горения при Т0 = 2500-2600° К. а - прямая фотография, б - трехмерная реконструкция.

Второе направление исследований было непосредственно направлено на связь процесса диссоциации с интенсивностью излучения ОН*. На рис. 19 приведено типичное двумерное распределение интенсивности излучения пламени в ультрафиолетовой области спектра для двух уровней температур, а на рис. 20 показаны графики интегрального распределения /он по длине факела.

Видно значительное увеличение интенсивности излучения водородного факела в ультрафиолетовом диапазоне длин волн при повышении температуры торможения воздушного потока. Необходимо заметить, что повышение интенсивности излучения на втором режиме произошло даже на фоне некоторого снижения расхода водорода. Такое изменение уровня излучения показывает, что при высоких начальных температурах воздуха необходимо учитывать процессы диссоциации. Появляются дополнительные возбужденные радикалы ОН*, возникающие после теплового распада молекул Н20 - конечного продук-

та химической реакции. Было зафиксировано изменение суммарной величины интенсивности излучения ОН* на величину до 40 % при увеличении температуры воздуха от уровня 1200-2000 до 2800 К.

Рис. 19. Двумерное распределение излучения радикала ОН* в пламени. а - Т0=1900 К, Он2=2,9 г/с, Р0= 6,3-105 Па. б-Т0=2800 К, Он2=2,6 г/с, Р0= 6,7105 Па.

Рис. 20. Излучение радикала ОН* по длине пламени. Параметры соответствуют рис. 19.

Полученные результаты были экспериментально проверены при различных степенях нерасчетности п воздушной и водородной струй, уровнях давления, скоростях и способах подачи (от дозвуковой перпендикулярно потоку до спутной сверхзвуковой с М до 2,7); при этом могло изменяться распределение интенсивности излучения по длине, положение локальных максимумов, но суммарный уровень излучения пламени в ультрафиолетовом диапазоне не изменялся и зависел только от температуры (при Сн,=соп81;). Отметим, что для повышения достоверности результатов все представленные данные усреднены по значительному количеству измерений.

На рис. 21 представлены экспериментальные данные зависимости интегрального излучения пламени (нормированного на расход Н2), от температуры торможения воздушного потока. Видно значительное влияние диссоциации, влияющее на суммарную интенсивность излучения радикалов ОН*. Дополнительное количество радикалов ОН* увеличивает интенсивность излучения в УФ-области спектра, хорошо заметное при повышении температуры свыше 2000 К. Ниже уровня 2000 К влияние температурного фактора малозаметно.

Таким образом, при переходе на скорости полёта свыше М = 8-10 происходит изменение характера протекания процессов горения и необходимо так организовывать теплоподвод, чтобы минимизировать потери на диссоциацию (расширять канал на начальном участке камеры сгорания, производить ступенчато е расширение КС и соответствующий распределенный теплоподвод и т.п.), т.е. фактически вести процесс при Т= const, а не М = const.

ей I/G

8 6 4 •

□

®.

п

т,

и 5С 0 1000 1500 2000 2500 30

Рис. 21. Влияние температуры на суммарную интенсивность излучения ОН*.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

1. Создан комплекс для аэрофизических исследований течений с энергоподводом и горением, оснащенный современными методами диагностики, позволяющий решать широкий круг научных и практических задач по исследованию физики процессов в высокотемпературных сверхзвуковых потоках.

2. Детально изучена объемная структура водородо-воздушного пламени, включая внутренние и периферийные области горения. Обнаружена значительная нестационарность процесса выгорания (на стационарных режимах течения), связанная с внешними зонами горения различных масштабов, образующимися в слое смешения топлива с окислителем. Впервые исследована динамика развития периферийных зон горения и показаны особенности их существования при зарождении, развитии и догорании.

3. Экспериментально выяснен и обобщен характер выгорания водорода при различных способах его подачи в высокотемпературный поток воздуха. Сопоставление различных способов инжекции топлива позволило выделить основные типы кривых выгорания, зависящих от интенсивности смешения на начальном участке. Показана взаимосвязь и взаимовлияние смешения, горения и волновой структуры на процесс выгорания водорода в сверхзвуковом потоке воздуха.

4. Исследованы вопросы газодинамического управления процессами воспламенения и горения. Впервые обнаружен, исследован и применен газодинамический эффект «перескока» пламени, реализующийся только в условиях сверхзвуковых течений. Показано, что использование волновой структуры, не-

разрывно связанной со сверхзвуковыми течениями и оказывающей определяющее влияние на процесс выгорания в начальной части пламени, позволяет эффективно воздействовать на процессы смешения, воспламенения и горения.

5. Предложена схема взаимодействия газодинамической структуры псевдоскачка с пламенем. Волновая структура псевдоскачка имеет сходство со структурой сверхзвуковых нерасчетных струй, но обеспечивает одновременное воздействие кинетического фактора и улучшение смешения топлива с окислителем, что объясняет высокую интенсивность горения в псевдоскачке.

6. Показана возможность организации горения в канале с большим углом расширения при сверхзвуковой скорости, при выборе конфигурации канала, обеспечивающей внутреннюю структуру потока аналогичную нерасчетным струям. Предложенная геометрия, создающая волновую структуру с наличием периодических областей сжатия за скачками уплотнения, позволяет управлять воспламенением и поддерживать эффективное горение в широком диапазоне режимных параметров, в каналах длиной 10-20 калибров от начального сечения и углами расширения до 10°.

7. Исследованы способы управления процессом горения водорода в сверхзвуковом воздушном потоке при кинетическом воздействии, что позволяет в канале с одинаковыми начальными условиями на входе реализовывать различные режимы горения. Показано, что влияние как кинетического, так и высокотемпературного воздействия на процесс горения в сверхзвуковом потоке проявляется похожим образом: уменьшается время задержки воспламенения и зоны реакции смещаются к поверхности пламени. Это влечёт за собой снижение интенсивности перемешивания топлива с окислителем и приводит к увеличению длины пламени. Поэтому для эффективной организации и управления процессом горения необходимо соблюдать баланс между кинетическим (тепловым) воздействием и интенсивностью смешения.

8. Эксперименты по горению водорода, поставленные в диапазоне температур торможения воздушного потока свыше 2000 К, показали, что на процесс горения водорода в сверхзвуковом потоке при высоких температурах начинают оказывать значительное влияние процессы диссоциации и рекомбинации. Это проявляется как в изменении интегральной интенсивности излучения промежуточного радикала ОН*, так и в изменении режимов горения и эффективности теплоподвода в камерах сгорания. Ухудшение процесса горения вследствие диссоциации является одной из основных проблем, требующих решения при скоростях полёта ЛА М>8-10.

СПИСОК ОСНОВНЫХ ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Забайкин В.А., ПерковЕ.В., Третьяков П.К. Влияние примеси Н2О2 на воспламенение и горение водорода в сверхзвуковом потоке воздуха // Физика горения и взрыва. - 1997. -Т. 33, №3.- С. 70-75.

2. Забайкин В.А. Эффективность горения водорода в высокотемпературном сверхзвуковом потоке воздуха при различных способах инжекции // Физика горения и взрыва. - 1999. -Т. 35, №2. -С. 3-8.

3. Воронцов С.С., Забайкин В.А., Пикалов В.В., Третьяков П.К., Чугунова Н.В. Исследование структуры диффузионного факела водорода в сверхзвуковой высокоэнтальпийной струе воздуха // Физика горения и взрыва. - 1999. - Т. 35, № 5. - С. 3-5.

4. Александров В.Ю., Воронцов С.С., Забайкин В.А., Мнацаканян Ю.С., Прохоров А.Н., Смоголев A.A., Третьяков П.К. Экспериментальные исследования характера горения водорода в сверхзвуковом потоке при использовании эллиптических инжекторов // Аэромеханика и газовая динамика. - 2002. - № 2. - С. 67-74.

5. Забайкин В.А. Качество высокоэнтальпийного потока при электродуговом подогреве воздуха в установке для исследования сверхзвукового горения // Физика горения и взрыва. -2003. - Т. 39, № 1. - С. 28-36.

6. Воронцов С.С., Забайкин В.А., Смоголев A.A., Третьяков П.К. Вихревые структуры при горении водорода в сверхзвуковой спутной воздушной струе // Физика горения и взрыва. - 2003. - Т. 39, № 2. - С. 3-8.

7. Воронцов С.С., Забайкин В.А., Смоголев A.A. Сравнительные исследования факела водорода в спутном сверхзвуковом потоке воздуха при регистрации излучения в различных спектральных диапазонах // Теплофизика высоких температур. - 2003. - Т. 41, №2. -С. 310-313.

8. Забайкин В.А. Газодинамический способ организации горения в расширяющихся каналах // Аэромеханика и газовая динамика. - 2003. - № 4. - С. 39^5.

9. Забайкин В.А., Третьяков П.К. Исследование процессов горения применительно к ГПВРД // Химическая физика. - 2004. - Т. 23, № 4. - С. 47-51.

10. Воронцов С.С., Забайкин В.А., Мишунин A.A., Смоголев A.A. Экспериментальное исследование динамики развития зон горения водорода в сверхзвуковых нерасчетных струях // Теплофизика и Аэромеханика. - 2004. - Т. 11, № 3. - С. 463^171.

11. Забайкин В.А., Третьяков П.К., Воронцов С.С., Смоголев A.A. Динамика смешения и горения водорода в сверхзвуковом потоке воздуха // Химическая физика. - 2005. - Т. 24, №5. -С. 81-86.

12. Забайкин В.А., Смоголев A.A. Особенности взаимного влияния струй водорода при организации горения в сверхзвуковом высокотемпературном потоке // Химическая физика. -2007. - Т. 26, № 6. - С. 68-72.

13. Забайкин В.А., Смоголев A.A. Горение водорода в осесимметричном канале при сверхзвуковой скорости воздушного потока // Физика горения и взрыва. - 2007. - Т. 43, № 3. -С. 3-8.

14. Забайкин В.А., Смоголев A.A. Влияние высоких температур на горение водорода в сверхзвуковом воздушном потоке // Химическая физика. - 2008. - Т. 27, № 10. - С. 22-25.

15. Забайкин В.А., Смоголев A.A. Масштаб вихревых зон водородного пламени в сверхзвуковом воздушном потоке // Физика горения и взрыва. - 2009. - Т. 45, № 6. С. 15-19.

16. Забайкин В.А. Управление псевдоскачком нестационарным воздействием // Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2011. Т. 12. URL: http://wvAV.chemphys.edu.ru/pdf/2011-09-01 -001 .pdf.

Ответственный за выпуск В.А. Забайкин

Подписано в печать 05.12.2012 Формат бумаги 60 х 84/16, Усл. печ. л. 2.0, Уч.-изд. л. 1.8, Тираж 150 экз., Заказ № 14

Отпечатано в типографии ООО «Параллель» 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

РОССИЙСКАЯ АКАДЕМИЯ НАУК СИБИРСКОЕ ОТДЕЛЕНИЕ Федеральное государственное бюджетное учреждение науки ИНСТИТУТ ТЕОРЕТИЧЕСКОЙ И ПРИКЛАДНОЙ МЕХАНИКИ им. С.А. Христиановича СО РАН

На правах рукописи

Забайкин Василий Алексеевич

05201350918

Газодинамика горения в открытом потоке и каналах переменной геометрии

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

/

Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук

Научный консультант: д.т.н., профессор Третьяков Павел Константинович

Новосибирск - 2012

Содержание

ВВЕДЕНИЕ ................................................ 4 стр.

Глава 1.

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ СТЕНД И МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЙ 23 стр. § 1. Параметры и особенности экспериментальной установки - стенда

сверхзвукового горения ............................................................................23 стр.

§ 2. Методы измерений в сверхзвуковых реагирующих потоках .... 46 стр.

Выводы по главе 1 ....................................................................................62 стр.

Глава 2.

ГОРЕНИЕ В СВОБОДНОМ ПРОСТРАНСТВЕ И ВОПРОСЫ УПРАВЛЕНИЯ

ПЛАМЕНЕМ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ .................. 64 стр.

§ 1. Влияние волновой структуры на горение водорода ........... 64 стр.

§ 1 -1. "Перескоки" пламени (эффекты, связанные с "газодинамическим"

воспламенением и стабилизацией) ........................... 72 стр.

§ 1-2. Влияние газодинамики потока на смешение.............. 76 стр.

§ 2. Эффективность горения водорода в сверхзвуковом потоке воздуха при

различных способах инжекции ................................ 79 стр.

§ 2-1. Конструкции инжекторов ............................. 79 стр.

§ 3. Динамика развития пламени .............................. 99 стр.

§ 3-1. Структура зон горения ............................... 99 стр.

§ 3-2. Развитие зон горения ................................ 110 стр.

§ 3-3. Связь времени экспозиции с наблюдаемой структурой .... 115 стр.

§ 3-4. Скорость движения вихрей ........................... 116 стр.

Выводы по главе 2 ......................................... 121стр.

Глава 3.

ОРГАНИЗАЦИЯ ЭФФЕКТИВНОГО И УПРАВЛЯЕМОГО ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ В КАНАЛЕ

Проблемы организации горения в канале ...................... 123 стр.

§ 1. Необходимость учета волновой структуры в каналах и некоторые

физические аналогии ....................................... 124 стр.

§ 1-1. Сверхзвуковой диффузионный факел и недосжатая детонационная волна .................................................. 125 стр.

§ 1-2. Детонация и воспламенение .......................... 127 стр.

§ 1-3. Структура сверхзвуковых нерасчетных струй и псевдоскачок 130 стр.

Газодинамическая структура - в каналах .................... 133 стр.

Газодинамическая структура - в открытом пространстве ....... 133 стр.

Аналогия и различия ..................................... 133 стр.

§ 2. Эксперименты в цилиндрической камере сгорания постоянного сечения

и анализ результатов экспериментов .......................... 136 стр.

§ 2-1. Одномерный анализ и сравнение различных режимов горения ..

..................................................... 151 стр.

§ 3. Организация горения в расширяющихся каналах ............ 157 стр.

§ 3-1. Предварительный анализ............................. 158 стр.

§ 3-2. Газодинамическое воздействие на процесс горения в канале 162 стр.

§ 3-3. Промежуточные выводы............................. 168 стр.

§ 3-4. Каналы реальных конфигураций и масштабов........... 170 стр.

§ 3-5. Полуоткрытые каналы............................... 174 стр.

§ 3-6. Реализация различных режимов горения при одинаковых начальных

параметрах потока ....................................... 178 стр.

Выводы по главе 3 ......................................... 186 стр.

Глава 4.

КИНЕТИЧЕСКОЕ ВОЗДЕЙСТВИЕ НА РЕАГИРУЮЩИЙ ПОТОК И ОСОБЕННОСТИ ГОРЕНИЯ ПРИ ВЫСОКИХ ТЕМПЕРАТУРАХ ..187 стр. § 1. Управление процессом горения при кинетическом воздействии . 188 стр. § 1-1. Необходимые уточнения по кинетическому воздействию на процесс

горения ................................................ 199 стр.

§ 2. Особенности горения в области высоких начальных температур 203 стр. Выводы по главе 4 ......................................... 224 стр.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ ........................................... 226 стр.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ ................................... 229 стр.

ПРИЛОЖЕНИЕ Одномерная (инженерная) методика расчета геометрии и параметров камеры сгорания ГПВРД ......................... 250 стр.

ВВЕДЕНИЕ

Горение в сверхзвуковом потоке, как самостоятельное направление исследований, впервые наиболее отчетливо проявилось со стороны авиации в конце 50-х годов и пережило первый всплеск значительного интереса в последующее десятилетие. Хронологически это совпадает с периодом после изучения и началом практического применения прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Вершиной данных работ на то время можно считать проект крылатой ракеты "Буря" - фотография справа, воплощенный в реальную конструкцию -стратегическую крылатую ракету, имевшую скорость горизонтального полета М=3,1 при реально достигнутой в испытаниях дальности 6500 км. На второй (маршевой) ступени использовался ПВРД РД-012У тягой 7,75 т конструкции М.М. Бондарюка. В наземных испытаниях двигатель непрерывно работал в течение 6 ч, его тяга доводилась до 12,9 т. После данного этапа закономерно возник вопрос об увеличении скорости полета свыше 3-4 скоростей звука при использовании двигателей прямоточной схемы. При этом из-за термодинамических проблем потребовался качественный скачок. Принципиальные ограничения ПВРД связаны со слишком большим увеличением температуры при росте полетного числа Мп. В самом деле, из-за торможения потока воздуха до дозвуковой скорости температура в камере сгорания (КС) достигает температуры сгорания топлива, т.е. тепловыделение не приведет к увеличению тяги. Начинают проявляться эффекты диссоциации; велики потери полного давления (при торможении потока от Мп до М<1). В дополнение к этому очень значительной становится проблема охлаждения двигателя.

Переход на другой уровень решения проблемы обеспечила идея умеренного торможения воздушного потока с сохранением сверхзвуковой

скорости на входе в КС. Далее в КС организуется подвод тепла в сверхзвуковой поток за счет химических реакций. Поскольку уровень статических температур получается ниже, чем в дозвуковом потоке, то снижаются требования к охлаждению конструкций, а происходящий рост температуры при горении позволяет получать тягу.

Приоритетом в данной области является авторское свидетельство Е.С. Щетинкова [1] (заявлено 16 апреля 1957 г.) на прямоточный двигатель со сверхзвуковым горением; за рубежом основной первоначальный вклад внес Антонио Ферри.

В России (СССР) основные работы по первым исследованиям и созданию ГПВРД связаны с именами В.Т. Жданова, Е.С. Щетинкова, И.Б. Леванова, В.С.Панкратова; организациями - НИИ-1 (называвшийся в разные годы РНИИ, НИИТП, теперь - "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша"), ЦИАМ, ЦАГИ, ОКБ 670 МАП, к которым в последующие годы присоединились МАИ, ИТПМ СО АН, НИИ Механики МГУ и др. Можно лишь поражаться, как глубоко и всесторонне уже в те годы были определены и начали изучаться ключевые проблемы, от решения которых до сих пор зависит реальность создания работоспособной двигательной установки. ОКБ-670, возглавлявшееся М.М. Бондарюком, уже с 1961 г. вело проектные разработки экспериментальной модели ГПВРД (совместно с НИИ-1). С 1962-1963 гг. начались стендовые исследования горения в модели плоской расширяющейся КС с числом Маха на входе М=2,8 в условиях присоединенного воздухопровода. Испытания шли на базе ОКБ в Тураево. Первые испытания показали, что процесс горения в сверхзвуковом потоке осуществим, но до полностью работоспособного изделия было еще далеко. В 1964 г. впервые при обтекании свободным потоком с М=6 была испытана крупномасштабная осесимметричная модель двухрежимного ПВРД с диаметром входа 220 мм и общей длиной почти 1,5 м. Это стало возможным в связи с созданием (под руководством Е.С. Щетинкова) первого крупномасштабного аэродинамического стенда БМГ с диаметром 400 мм и

огневым подогревом воздуха. В 1966 г рассматривались возможные тягово-экономические характеристики ДА, получившего обозначение "Эра", с гиперзвуковым режимом работы диффузора на М=6,0-10,0 и высотах 14-30 км. Диаметр ГПВРД (ведущий конструктор В.С.Панкратов) превышал 2500 мм. В рассекреченном сейчас отчете НИИ-1 [2] предложен проект и всесторонне рассмотрены необходимые научно-технические работы в обеспечение создания многоразового воздушно-космического аппарата, основной силовой установкой которого предлагался ГПВРД. Кратко, но достаточно всеобъемлюще этот первый этап исследований описан в [3].

В Америке много первых оригинальных исследований проведено, кроме А.Ферри, также Р.Вебером, Д.Маккеем, Ф.Биллигом, Г.Даггером и др. (см., например [4,5]). Значительные усилия в те годы были направлены непосредственно на создание ГПВРД. Как у нас, так и за рубежом (в первую очередь в Америке) работы привели к появлению и стендовому испытанию практически натурных камер сгорания и двигателей, после чего могли начаться летные испытания. К примеру, предполагалось испытание ГПВРД на гиперзвуковом ракетном самолёте Х-15, для чего второй экземпляр (из трех построенных) в 1963-64 гг. был значительно переоборудован. В частности, на него в хвостовой части под фюзеляжем вместо снятой поворотной части нижнего вертикального оперения мог устанавливаться ГПВРД (см. схему переоборудования и фотографию в полёте). Однако при рекордном скоростном полёте данного экземпляра (3.10.1967) с подвешенным макетом ГПВРД появился ранее неизвестный эффект наложения тепловых потоков от скачков уплотнения (возникших при обтекании макета двигателя), при этом в хвостовой части произошел значительный рост тепловых нагрузок. В полёте была развита наивысшая из всех испытаний Х-15 скорость 2020 м/с (7273 км/ч), соответствующая М=6,72, но температура на передней кромке пилона достигла 1650°С, вместо ожидавшихся 1040-1100°С. После скоротечного уноса абляционного покрытия и разрушения конструкции пилона макет двигателя был сорван, а в

подфюзеляжном киле образовался прогар размером 7,5x15,5 см. Пилот посадил повреждённый ракетоплан, но анализ состояния самолёта, а также последовавшая вскоре (15.11.1967) авария 3-го экземпляра самолета привела к отказу от дальнейших скоростных полётов и последующему сворачиванию всей программы Х-15, вследствие чего рабочего испытания ГПВРД так и не было произведено [6].

Внешний топливный бак

Удлиненная опора шасси

Фотография и схема некоторых изменений ракетного самолёта Х-15, переоборудованного для подвески ГПВРД.

В дальнейшем пришло понимание, что разработка практически применимого ГПВРД является более сложной задачей, чем представлялось первоначально. Стало ясно, что рабочий процесс в двигателе на стыке сверх-и дозвуковых скоростей трудноуправляем и может происходить с многократным изменением режима горения; на тепловыделение сильно влияют возникающие области дозвукового течения; воздействие волновой структуры на процесс горения оказалось более значительным и недостаточно изученным; применяемые одномерные методы расчёта давали недостоверные результаты (вроде полноты сгорания >1); оказались достаточно сложными вопросы воспламенения и стабилизации пламени, а также достижения

приемлемой полноты сгорания. Кроме того, выяснилось, что при гиперзвуковых скоростях полета невозможно разделить аэродинамику летательного аппарата и компоновку силового агрегата. Быстрое решение всех этих вопросов оказалось невозможным, и потребовалась длительная кропотливая работа по исследованию происходящих физических процессов и наземной доводке, для чего необходимо было также развивать экспериментальную базу. В последующем, хотя количество организаций и исследовательских групп увеличилось, но в связи с невысокой востребованностью правительствами данная гиперзвуковая тематика до уровня летных испытаний не поднималась.

Расширение интереса к данной проблеме приходится приблизительно на последнее десятилетие (90-е годы) XX века. Ближе к концу XX века значительно расширился и круг стран, вовлеченных в исследования по тематике гиперзвуковых двигателей. Кроме России и США, очень активно работы ведутся во Франции (в т.ч. в кооперации с другими Европейскими странами, особенно с ФРГ), в Австралии, Японии; в последнее время большие усилия предпринимает Китай, начинаются работы в Индии. В разных странах началась подготовка и были проведены первые летные испытания ГПВРД. Здесь необходимо отметить первенство России в проведении первых в истории летных испытаний ГПВРД (27.11.1991). Гиперзвуковая летающая лаборатория для летных испытаний ГПВРД - ГЛЛ «Холод» [7-9], разработанная в ЦИАМ им. П.И.Баранова (с участием большого количества других организаций), достигла числа Маха 5,6 (скорость 1653 м/с). Время работы ГПВРД в полете увеличивалось от одного испытания к другому и в последнем составило 77 с (рекорд, не превзойденный до сих пор). Максимальная достигнутая скорость полета ГЛЛ «Холод» составила 1855 м/с, что соответствует числу Маха М=6,49, причём установлено, что в данном полёте работоспособность камеры сгорания сохранилась после ее выключения.

а б

Гиперзвуковая летающая лаборатория «Холод», смонтированная на разгонщике (ракете-носителе) С-200 (а) и двигатель, работавший в последнем полёте (найденный после испытания) (б).

Лётные испытания проводились также в Австралии (программа Ну8Ьо1 [10,11], первое удачное испытание 30.06.2002 г. при Мп ~ 7,6), США: испытания Х-43 (27.03.2004 при Мп = 7 и 16.11.2004 при Мп = 9,65) [12]. Надо сказать, что пока ориентация большинства разрабатываемых двигателей идет на полетное число Маха порядка 6 (от М = 5 до М = 8). При таких скоростях полета течение в тракте двигателя носит, как правило, псевдоскачковый характер, который имеет ряд своих особенностей, требующих тщательного учета. При более высоком числе Маха (свыше 8-10) возникают новые проблемы, связанные с еще большими температурами и соответственно новыми эффектами. Это расширяет круг вопросов, требующих изучения, на такие направления, как влияние диссоциации и рекомбинации, сдвиг равновесия химических реакций и снижение их теплового эффекта, сложность диагностики высокотемпературных процессов, достоверность наземных испытаний и существующих моделей процессов для численных расчетов, повышение требований к теплозащите.

Для решения таких задач необходимо наличие мощной экспериментальной базы с возможностями всесторонней диагностики протекающих процессов. В Институте теоретической и прикладной механики, как академическом институте, ведутся в первую очередь исследования фундаментальных явлений, связанных с решениями задач аэрогазодинамики, математического моделирования и физико-химической

механики. Направление исследований, связанных с изучением процессов, происходящих при горении в сверхзвуковом потоке, стало наиболее активно развиваться при академике В.В. Струминском. В последующем значительное развитие получили современные, особенно оптические методы исследований. Экспериментальная база Института включает в себя комплекс аэродинамических труб, газодинамических, плазмохимических и лазерных установок. Такое соединение позволяет использовать передовые достижения из смежных областей науки и техники для всесторонних исследований протекающих физических процессов, характерных для высоких скоростей и температур. В данной работе значительное внимание уделено внутренним физическим процессам, понимание которых необходимо для организации и эффективного управления процессами горения при сверхзвуковых скоростях. Отметим некоторые моменты, на которые необходимо обратить внимание при проведении экспериментальных исследований.

Организация процесса горения в сверхзвуковых потоках имеет свои существенные особенности, связанные с высокими скоростями, широким диапазоном температур и наличием волновой структуры. При выборе способов управления горением, в отличие от дозвуковых потоков, необходимо обязательно учитывать воздействие скачков уплотнения и волн разрежения, органически присущих сверхзвуковым течениям, так как они оказывают значительное влияние на процесс горения. (Практический выход исследований по газодинамическому воспламенению топлив может быть связан с самыми различными приложениями, включая даже пожарную безопасность [13-16]). Необходимо отметить, что хотя первые исследования, где использовались скачки уплотнения для воспламенения топливной струи, появились достаточно давно [17], работ по исследованию взаимодействия волновой структуры и пламени известно немного (например [18-22]). В ряде экспериментальных и расчетных [23-26] работ принималось во внимание влияние степени нерасчетности на задержку воспламенения, или возможность смещения зоны тепловыделения под воздействием волновой

структуры [27], но механизм взаимодействия скачков уплотнения с пламенем не рассматривался. При исследованиях процесса горения в сверхзвуковом потоке обычно использовались усредненные параметры струи и, как правило, отмечался только факт воздействия скачков уплотнения на факел (отмечено влияние даже от слабых скачков, вызванных степенью обработки поверхностей водородного сопла [28]), либо спе