Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Обзор литературы по исследованию ГПВРД 10
Глава 2. Оборудование и методика испытаний 30
2.1. Модель ГПВРД 30
2.2. Экспериментальные установки 33
2.3. Методы исследования 36
Глава 3. Газодинамика течения в тракте модели без горения 43
3.1. Распределение давления в канале воздухозаборника 43
3.2. Интегральные характеристики воздухозаборника 44
3.3. Распределения давления и течение в канале полного двигателя 46
Глава 4. Характеристики прямоточного двигателя в режиме сверхзвукового горения 50
4.1. Распределения давления в канале двигателя при горении топлива 50
4.2. Распределения чисел Маха на выходе из камеры сгорания и сопла ..52
4.3. Тепловые потоки в канале при горении топлива 54
4.4. Влияние коэффициента избытка топлива 56
4.5. Весовые испытания полной модели двигателя 58
4.6. Определение полноты сгорания углеводородных топлив и термодинамический анализ процесса 65
4.7. Испытания двигателя на водороде 70
Заключение 74
Литература 76
Иллюстрации 88
- Интегральные характеристики воздухозаборника
- Распределения чисел Маха на выходе из камеры сгорания и сопла
- Влияние коэффициента избытка топлива
- Определение полноты сгорания углеводородных топлив и термодинамический анализ процесса
Введение к работе
Разработка и исследование гиперзвукового прямоточного воздушно- . реактивного двигателя (ГПВРД) различных типов проводятся уже более 40 лет [1,2]. За это время достигнут большой прогресс в этой области и накоплено большое количество теоретических и экспериментальных данных, которые относятся к различным аспектам работы двигателя и его элементов [3-5]. Сформировались теоретические методы оценки эффективности ГПВРД и летательного аппарата в целом [6-7]. Последние достижения в разработке ГПВРД показали техническую возможность создания и экономическую эффективность его применения для гиперзвукового транспортного самолета, включая транспортные системы с ГПВРД для доставки груза на орбиту [8] . Вместе с этим достигнуто понимание, что разработка и испытание силовой установки гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) является ключевой проблемой при реализации гиперзвуковых полетов [9-10]. Актуальность исследований ГПВРД подтверждают национальные и международные программы, которые реализуются в США [11-12], Европе [13-14], России [15-16], Японии [17-18].
Развитие современной вычислительной техники и методов вычислений позволяет проектировать ГПВРД различной конфигурации и назначения, понять и объяснить многие физико-химические процессы и газодинамические процессы в ГПВРД, определить его эффективность и предсказать влияние двигателя на характеристики летательного аппарата (ЛА) [19,20]. Но сложная трехмерная структура внешнего и внутреннего течения, наличие химических процессов, отрыва и присоединения пограничного слоя на внешних и внутренних поверхностях и т.п. не позволяют определить и достаточно надежно предсказать характеристики двигателя и аппарата. Практически во всех случаях существуют трудности при расчете камеры сгорания даже для двигателя с водородным топливом. Применение углеводородных топлив сильно усложняет задачу ввиду существенно более сложной схемы химических реакций. Это приводит к необходимости использования приближенных методов и моделей. Во всех случаях расчетные методы требуют экспериментальной проверки [21].
Не меньшие трудности возникают при экспериментальных исследованиях процессов в элементах ГПВРД в наземных условиях. Прежде всего, эти трудности связаны с необходимостью проведения испытаний в аэродинамических трубах и установках с высоким уровнем параметров торможения (чисел Маха и Рейнольдса, температуры или энтальпии). Испытания в наземных условиях не могут обеспечить достоверность результатов по ряду вопросов вследствие отличия экспериментальных условий и моделей от летных. Основные причины неопределенности состоят во влиянии индуцированной начальной турбулентности, наличия загрязнения в виде NO2, НгО, пыли и других добавок, влияние неадекватного пограничного слоя на входе в воздухозаборник и т.п.. Поэтому особое внимание приобретает правильный выбор типа экспериментальной установки и сопоставление результатов, полученных в различных трубах с данными летных испытаний [21-23].
В настоящее время решены многие принципиальные проблемы создания гиперзвуковых аппаратов. Однако в этой области существует ряд проблем, решение которых позволит более рационально определить конфигурацию аппарата и его силовой установки. Среди этих проблем основной является создание прямоточного двигателя со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания (ГПВРД).
Известно большое число работ, в которых подтверждена возможность реализации сверхзвукового горения водорода в камере сгорания ГПВРД. Обзор этих исследований можно найти, например, в [7,24]. Было показано, что самовоспламенение и стабилизация горения водорода могут быть достигнуты относительно простыми средствами даже при спутной подаче водорода [24]. Подача водорода под небольшими углами или по нормали к стенке позволяет обеспечить устойчивое горение с высоким уровнем полноты сгорания вплоть до значений 0.95 и обеспечивает низкое сопротивление при гиперзвуковых скоростях полета [25,26,27].
Вместе с этим известно, что при низких гиперзвуковых скоростях более эффективным будет использование углеводородного топлива [2], включая режим работы двигателя при сверхзвуковой скорости в камере сгорания (М=4-6). Несмотря на низкую по
сравнению с водородом теплотворную способность, углеводородные топлива дешевы и удобны в использовании, а их объемная теплотворная способность выше, чем у водорода. Основная сложность использования углеводородов состоит в более сложной схеме. смешения, воспламенения и стабилизации горения в камере сгорания ГПВРД. Задача особенно усложняется при использовании жидкого керосина, поскольку процесс подготовки рабочей смеси должен включать распыление и испарение жидкого керосина. Другая трудноразрешимая проблема состоит в большой задержке воспламенения углеводородных топлив, которая определяется структурой их молекул. Решение этой проблемы может быть в искусственном поджиге и/или увеличении температуры потока в камере сгорания. Стремление к обеспечению самовоспламенения углеводородного топлива может привести к неоправданному увеличению длины камеры сгорания [28].
В этих условиях особое значение приобретает необходимость комплексных исследований двигателя для того, чтобы понять реализуемость сверхзвукового течения в канале двигателя и взаимное влияние его элементов. Только на таких моделях появляется возможность получить интегральные характеристики двигателя (тягу, сопротивление), если удается обеспечить условия испытаний, близкие к условиям полета. С этой точки зрения наиболее привлекательными являются установки кратковременного действия -ударные и импульсные [29-31]. Такие установки позволяют получить высокие параметры потока при относительно невысокой стоимости испытаний.
Таким образом, исследование силовой установки гиперзвукового летательного аппарата является актуальной и сложной задачей и представляет интерес с теоретической и практической точек зрения. Особенно важны исследования полной модели двигателя в условиях, близких к условиям реального полета. Особый интерес представляет изучение возможности использования углеводородных топлив, в частности керосина, при полетах с большими скоростями, а также испытания двигателя в наземных условиях.
Цели настоящей работы состояли в исследовании воспламенения и стабилизации горения жидкого керосина в короткой камере сгорания полной модели ГПВРД и получение эффективной тяги на
модели двухрежимного двигателя в установках импульсного типа, а также сравнение результатов испытания модели полного двигателя на керосине и водороде в различных импульсных трубах.
Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения.
В главе I приведен обзор по исследованию двухрежимных ГПВРД. В него вошли основные результаты по экспериментальным исследованиям как камер сгорания, так и полных моделей двигателя. На основе анализа экспериментальных результатов сформулированы задачи и цели исследований работы.
В главе II приведены описание модели двигателя, установок, в которых проводились испытания модели двигателя, методики проведения экспериментов и обработки экспериментальных данных.
В главе III обсуждается газодинамика течения при отсутствии горения в тракте модели двигателя по данным, полученным в аэродинамических трубах ИТПМ СО РАН Т-313 и ИТ-302М. Приведены интегральные характеристики воздухозаборника, определены условия его запуска. По визуализации течения и измеренным распределениям давления выполнен анализ характера течения в канале модели.
В главе IV обсуждается газодинамика течения в тракте модели полного двигателя при реализации горения керосина в условиях сверхзвукового потока по данным, полученным в ИТ-302М. Сравниваются параметры течения при горении и силовые характеристики при числах Маха набегающего потока 5 и 6. Проанализированы влияние соотношения количества водорода и керосина при числе Маха 6 на интенсивность горения и силовые характеристики модели. Исследовано влияние способов подачи водорода при числе Маха 6 на его самовоспламенение, интенсивность горения в камере сгорания и на тяговые характеристики при горении керосина и водорода.
В заключении сформулированы основные выводы работы. Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики СО РАН и в Китайском аэродинамическом научно-исследовательском центре (CARDC) в 1999-2002г.
На защиту выносятся:
Результаты исследования газодинамических параметров
течения в тракте модели двигателя при числах Маха 3-6 без горения в
двух типах импульсных труб;
Результаты исследования воспламенения и развития процесса
горения керосина в условиях сверхзвукового обтекания модели при
числах Маха 5 и 6.
Результаты исследования газодинамических параметров
течения в тракте модели полного двигателя при реализации горения
керосина в условиях сверхзвукового потока при числах Маха 5 и 6;
Данные о влиянии соотношения керосина и водорода на
эффективность горения при числе Маха 6;
Данные о влиянии способов подачи водорода на интенсивность горение при числе Маха 6;
Силовые характеристики модели при горении керосина (при числах Маха 5 и 6) и водорода (при числе Маха 6).
Основные результаты работы опубликованы в [32-36] и докладывались на "International Millennium Symposium on Thermal and Fluid Sciences"(Xi'an, China, Sep. 19-23, 2000г.), на Международных конференциях по методам аэрофизических исследований (Новосибирск, июнь, 2002г.), на "The tenth scientific symposia on shock and shock tube of China" (Huang Shan, China, October, 2002г.), на семинарах по аэрогазодинамике в Китайском аэродинамическом научно-исследовательском центре (CARDC, 2000г., 2001г., 2002г.) и ИТПМ (2000г., 2002г.).
В ходе выполнения работ по теме диссертации соискатель принимала непосредственное участие в постановке задач, в исследованиях двигателя на керосине и водороде, самостоятельно проводила изучение двигателя на водороде в CARDC, в обработке полученных данных. Вместе с соавторами исследовала влияние способов подачи топлив на эффективность горения жидкого керосина и газообразного водорода в относительно короткой камере сгорания, проанализировала характеристики полной модели двигателя с горением и без горения.
Автор выражает искреннюю благодарность научному руководителю Лэ Д.Л. за общую постановку задачи, обсуждение результатов и советы. Автор считает своим долгом выразить искреннюю признательность
научному руководителю к.т.н. Гольдфельду М. А. за общую постановку задачи, обсуждение результатов, внимание и советы, и большую помощь по всем аспектам. Автор искренне благодарит Старова А.В., Нестулю Р.В., Мишунина А.А. за участие в экспериментах, обработке данных и большую помощь при проведении испытаний.
Интегральные характеристики воздухозаборника
Запуск воздухозаборника. При исследовании модели в трубе периодического действия во всех пусках проводилась теневая визуализация обтекания входа и течения в канале (рис.3.4). Проведенные измерения распределений полного давления потока и статического давления, а также визуализация течения позволили определить условия запуска воздухозаборника и выбрать размеры канала для проведения испытаний с горением топлива. Было установлено, что при числе Маха 3 воздухозаборник с большим горлом (п=16мм) был запущен (рис.3.4а). Положение ударной волны перед входом в канал показывает, что воздухозаборник с меньшим горлом (h=l2.5мм) был близок к состоянию незапуска, т.е. течение на входе в канал было близко к критическому (рис.3.46). Это подтверждает также уровень восстановления полного давления в воздухозаборнике при числе Маха 3. Поэтому измерения расхода на модели с горлом 12.5мм при числе Маха 3 не проводились. При числе Маха 4 испытания были проведены на модели воздухозаборника с высотой горла 16 и 12.5мм (рис.3.4в и г). Выяснилось, что воздухозаборник был запущен в обоих случаях и уменьшение площади горла воздухозаборника приводило к снижению неравномерности полного давления в горле. Полученные результаты при числах Маха 3 и 4 позволили сделать вывод, что воздухозаборник с высотой горла 12.5мм будет запущен при числах Маха 4 и более и, следовательно, будет обеспечен расчетный режим работы воздухозаборника. Этот вывод подтверждают визуализация течения при числах Маха 5 и 6 (рис. 3.4д, е) и данные измерения давления (рис. 3.1). Эти данные показывают также, что в горле воздухозаборника реализуется сложная сверхзвуковая структура течения с отрывом пограничного слоя. Одновременно видно, течение на входе камеры сгорания является сверхзвуковым (рис. 3.4.). Интегральные характеристики воздухозаборника.
Проведенные измерения полного давления потока и статического давления позволили определить число Маха в горле (рис.3.5). При определении числа Маха использовалось осредненное по расходу полное давление за прямым скачком в сечении выхода воздухозаборника по результатам измерения 12 приемников Ро . Статическое давление принималось как среднеарифметическое по результатам измерения 4 приемников статического давления. Было установлено, что во всем диапазоне чисел Маха для обеих конфигураций воздухозаборника среднемассовое число Маха на входе в камеру сгорания оставалось сверхзвуковым и возрастало с ростом числа Маха набегающего потока (рис.3.5). Сверхзвуковые скорости потока при числе Маха 3 объясняются повторным разгоном потока в канале воздухозаборника. Это подтверждает визуализация течения в горле и канале модели. По результатам проведенных испытаний модели с расходомером в трубе периодического действия Т-313 были получены интегральные характеристики воздухозаборника в диапазоне чисел Маха М00=3- 6 (рис.3.6). При этом исследовались характеристики воздухозаборника с высотами горла 16мм (Мо0=3 и 4) и 12.5мм (Мда=4, 5 и 6). Горло с большей высотой было использовано для обеспечения запуска воздухозаборника при низких числах Маха. Использование горла с меньшей высотой позволило получить высокие степени сжатия при больших числах Маха. Полученные коэффициенты восстановления полного давления (рис.3.6.а) в исследованном диапазоне чисел Маха соответствует уровню требований для нерегулируемых воздухозаборников [43]. Некоторое отличие полученных экспериментальных значений коэффициента восстановления полного давления от теоретических значений [32] объясняется влиянием пограничного слоя и возможным образованием локальных дозвуковых зон и тем, что в расчете не принимались во внимание ударные волны внутри канала воздухозаборника. Определенный по экспериментальным результатам коэффициент расхода воздухозаборника с высотой горла 12.5мм соответствует расчетному уровню (рис.3.6.б). Имеющееся различие объясняется влиянием пограничного слоя и его отрывом на поверхности внешнего сжатия воздухозаборника при числе Маха 6.
Различие коэффициентов расхода для воздухозаборников с высотами горла 12.5мм и 16мм обусловлено уменьшением влияния пограничного слоя и, как следствие, снижением бокового растекания перед входом в канал модели. В целом, полученные интегральные характеристики воздухозаборника соответствуют стандартам для нерегулируемых сверхзвуковых воздухозаборников. Использование воздухозаборника с такими характеристиками позволяет проводить испытания двигателя и сравнивать результаты испытаний с данными для других моделей такого класса.
Распределения чисел Маха на выходе из камеры сгорания и сопла
По результатам измерений статического и полного давления на срезе камеры сгорания и сопла были рассчитаны соответствующие числа Маха. Для статического давления использовалась линейная аппроксимация по измеренным значениям на верхней и нижней стенках на выходе из камеры сгорания или сопла. Для расчета полей чисел Маха по данным одномерного термодинамического расчета отношение удельных теплоємкостей принималось в экспериментах с горением керосина y=Cp/Cv=1.3, а в экспериментах без горения у=1.4. Прежде всего следует отметить, что при увеличении интенсивности горения керосина происходит понижение среднего числа Маха на выходе из камеры сгорания с Мкс 1.4 до Мкс«1 при Моо=5 и с Мкс»1.8 до Мкс«1 при Мот=6 (рис. 4.2.1). Тепловое запирание камеры сгорания происходило в момент /5К«0.85 при М=5 и в момент /5К 0.95 при М=6. Неравномерность поля чисел Маха на выходе из камеры сгорания (рис. 4.2.1а) и на выходе из сопла (рис. 4.2.16) также снижалось и не превышало 10%. Для сравнения на тех же рисунках показаны поля чисел Маха без горения, которые не меняются на всем протяжении рабочего режима. Из рис. 4.2.1а видно, что для выхода процесса горения на устойчивый режим (слабо уменьшающиеся числа Маха на выходе из камеры сгорания) требуется около 15мс-20мс. На 50мс средняя скорость на выходе из камеры сгорания близка к звуковой и как видно из рис. 4.2.16, это не приводило к нарушению расчетного режима работы сопла, поскольку на протяжении всего режима среднее число Маха на выходе из сопла двигателя МС0Пла 1 Распределение чисел Маха подтвердило более короткое время выхода процесса горения на квазистационарный режим при числе Маха Мда=5.
После окончания процесса «розжига» (т 10мс) числа Маха на выходе из камеры сгорания и сопла меняются очень слабо вплоть до конца процесса горения (т=54мс) (рис. 4.2.1 в) и возвращаются к значениям, которые были получены в пуске без горения топлива. Для сравнения на рис. 4.2.1B, Г приведены данные при числе Маха 5 в экспериментах без горения на выходе из камеры сгорания и сопла (рис. 3.16а). Видно, что числа Маха оставались постоянными на протяжении всего режима работы трубы, но их средний уровень был несколько ниже, чем при Моо=6. Следует отметить, что время срыва горения при числах Маха М00=6 ( 52мс) (рис. 4.1.3а, б) Мда=5 (71мс) (рис. 4.1.3в, г) отличались, но в эти моменты времени коэффициент избытка керосина составлял соответственно 1.10 и 1.15. Процесс горения приводит к уменьшению неравномерности поля чисел Маха по ширине сопла. Пространственная неравномерность распределения чисел Маха на выходе из камеры сгорания и сопла при числе Маха 6 (рис. 4.2.2а, б) и при Мо0=5 (рис. 4.2.2в, г) не превышает 10%. При этом неравномерность по высоте канала несколько выше, чем по ширине. Низкий уровень неравномерности по ширине канала позволяет сделать вывод о двумерном характере течения в тракте двигателя. В Таблице 4.1 приведены данные о средних числах Маха на выходе из сопла и камеры сгорания в момент теплового запирания для модели с симметричным и несимметричным соплами. В таблице также приведены теоретические величины чисел Маха на выходе из сопла для этих экспериментов. Теоретические величины чисел Маха Мс.рас рассчитывались на основе известных по результатам экспериментов чисел Маха на выходе из камеры сгорания Мкс и по величине геометрического расширения симметричного и несимметричного сопел (соответственно 4.7 и 2.94) в предположении о изоэнтропичности течения в сопле. Видно, что без горения числа Маха на выходе из симметричного сопла для Моо=5 и 6 в среднем на 17% больше в сравнении с данными для несимметричного сопла. При горении топлива эта разница составляет в среднем 15%. Такое увеличение чисел Маха на выходе из сопла означает увеличение выходного импульса, что было подтверждено результатами весовых испытаний. Сравнение средних чисел Маха на выходе из сопла, полученных в эксперименте и рассчитанных теоретически показывает, что без горения топлива эти величины достаточно хорошо согласуются между собой. В пусках с горением разница между экспериментальными и теоретическими величинами чисел Маха на выходе из несимметричного сопла составляет 13%, а для симметричного сопла 14%. Такое различие может быть объяснено тем, что длина симметричного сопла недостаточна для достижения числа Маха на выходе, соответствующего данному геометрическом расширению. Кроме того, расчет чисел
Маха проводился в предположении линейного распределения статического давления по высоте канала, что для симметричного сопла с большей высотой выхода может давать большую погрешность. По показаниям датчиков теплового потока было получено распределение тепловых потоков вдоль тракта двигателя на верхней и нижней стенках. Изменение уровня тепловых потоков в горле по времени при числе Маха 5 и 6 показано на рис. 4.3.1. Полученные данные по распределению тепловых потоков позволяют сделать вывод, что в различных экспериментах параметры набегающего потока практически не различались, то есть повторяемость параметров набегающего потока была хорошей. При числе Маха набегающего потока Мю=5 характер изменения тепловых потоков в горле воздухозаборника по времени (рис. 4.3.1в, Г) был аналогичен распределению при числе Маха Моо=6 (рис. 4.3.1а, б). Следует отметить, что величины тепловых потоков в горле воздухозаборника при числах Маха Мот=6 и М00=5 были близки. Характер изменения тепловых потоков в горле воздухозаборника по времени соответствует особенностям режима работы импульсной трубы: быстрый нагрев стенок модели после запуска трубы (0-18мс) и затем монотонное падение вследствие уменьшения параметров набегающего потока (т 18мс). Изменение относительного теплового потока вдоль тракта двигателя без горения на верхней и нижней стенках соответствуют характеру изменения статического давления. По всей длине канала происходит монотонное падение теплового потока вследствие падения плотности (рис.4.3.2). При этом уровень относительного теплового потока
Влияние коэффициента избытка топлива
Для увеличения тяги полного двигателя помимо использования выходного сопла симметричной конфигурации с увеличенной площадью выходного сечения в 1.62 раза, были проведены эксперименты с увеличенными избытками водорода и керосина (рис. 4.4.1). Такие эксперименты были проведены с симметричным соплом (большая тяга двигателя) при числе Маха 6. Этот режим был выбран как расчетный и более сложный с точки зрения «розжига» камеры сгорания. Увеличение коэффициента избытка керосина не привело к увеличению максимального статического давления в камере сгорания (рис.4.4.2а). Степень повышения статического давления была даже несколько ниже, чем в «основном» варианте коэффициента избытка керосина (рк=0.88, рн=0.1). Но увеличение коэффициента избытка керосина привело к уменьшению времени «розжига» камеры сгорания до 10-12мс и интенсификации этого процесса (рис. 4.4.3а). Общая продолжительность горения осталась практически неизменной в сравнении с «основным» вариантом (рис. 4.1.3а). Увеличение коэффициента избытка водорода при сохранении избытка керосина, как и в «основном» варианте, привело к значительному сокращению времени «розжига» камеры сгорания (рис. 4.4.36, рис. 4.1.3а) при сохранении максимального уровня статического давления (рис. 4.4.26). При этом не произошло снижения общей продолжительности горения керосина. Совместное увеличение коэффициентов избытка водорода и керосина привело к увеличению максимального уровня статического давления в камере сгорания (рис. 4.4.2в) при времени «розжига» камеры сгорания не хуже, чем при увеличении только избытка водорода (рис.4.4.3в). Видно, что в сравнении с «основным» вариантом (рис. 4.1.3а) произошла значительная интенсификация процесса горения, но при некотором уменьшении его длительности.
Срыв горения наступал при увеличенной подаче керосина и/или водорода, когда коэффициент избытка керосина был равен 1.2, тогда как в основном варианте эта величина была несколько ниже (3К =1.1). Увеличение коэффициента избытка керосина не привело к увеличению уровня тепловых потоков в камере сгорания (рис. 4.4.4а), но при этом максимальный уровень тепловых потоков достигался за меньшее время. Совместный анализ данных по тепловым потокам и по статическому давлению позволяет сделать вывод, что суммарное тепловыделение (масса сгоревшего керосина) остается примерно таким же, как при «основной» подаче керосина, но смещается по времени к началу режима работы аэродинамической трубы. Результаты измерения тепловых потоков показали, что увеличение коэффициента избытка водорода при «основном» избытке керосина привело к сокращению времени «розжига» камеры сгорания при сохранении максимального уровня тепловых потоков (рис. 4.4.46) и общей длительности горения (рис. 4.4.56). Совместное увеличение коэффициентов избытка водорода и керосина привело к увеличению максимального уровня тепловых потоков в камере сгорания (рис. 4.4.4в) при времени «розжига» камеры сгорания не хуже варианта с увеличением только избытка водорода (рис. 4.4.5в). Полученные результаты по измерению тепловых потоков в канале двигателя хорошо коррелируют с результатами измерения статического давления с учетом особенностей, отмеченных в начале раздела. Основная цель весовых измерений заключалась в определении силовых характеристик полной модели двигателя при горении топлива в условиях импульсной трубы с длительностью режима 10(Ь-120мс. Одновременно следует иметь в виду, что реальный процесс горения может быть короче этого времени. Особенностью весовых измерений в импульсной аэродинамической трубе является не только кратковременность режима работы, но и сложные динамические характеристики системы модель-весы-труба и необходимость использования тяжелых моделей с системами подвода топлива. Следствием этого является то, что сигнал, получаемый с весов в процессе эксперимента, имеет гармоническую составляющую (рис. 4.5.1а). Для исключения этой гармонической составляющей сигнал, полученный с весов, подвергался сглаживанию по методу наименьших квадратов. Полученные данные по сопротивлению полного двигателя (рис. 4.5.16) показывают, что характер изменения сопротивления по времени аналогичен характеру изменения давления торможения (и, следовательно, скоростного напора) набегающего потока. Однако рассчитанный коэффициент сопротивления двигателя (рис. 4.5.1 в) остается постоянным на всем протяжении режима работы трубы (коэффициент сопротивления был обезразмерен площадью входа воздухозаборника 0.12x0.8м ). При анализе распределений статического давления и тепловых потоков при числе Маха Моо=6 было установлено, что процесс горения усиливается с течением времени и достигает своего максимума на 40-50 мс. Этот вывод подтверждается результатами измерения сопротивления полного двигателя при горении керосина (рис. 4.5.16). Из рис. 4.5.16 видно, что после начала процесса горения происходит резкое падение величины сопротивления, и к 40-50 мс сопротивление модели было близко к нулю.
После завершения процесса горения (х 55мс) сопротивление модели стремится к сопротивлению, полученному в экспериментах без горения (рис.4.5.1б). Здесь следует отметить, что специально проведенные весовые опыты при одновременной спутной инжекции керосина и встречной инжекции водорода без потока показали, что продольная сила, создаваемая инжекцией топлива, практически не влияет на изменение сопротивления модели двигателя. Таким образом, различие показаний весов в экспериментах без горения и с горением обусловлено только избыточной тягой, создаваемой силами давления в тракте камеры сгорания и в сопле. Следует отметить, что результаты специально проведенных повторных пусков показали (рис. 4.5.1 г), что имеется хорошая повторяемость результатов. Внутренняя тяга, создаваемая избыточными силами давления, которая определялась как разность показаний весов с горением и без горения, показана на рис. 4.5.16 (кривая 3). Видно, что после запуска трубы происходит увеличение внутренней тяги и с ЗОмс до 55мс тяга остается примерно постоянной. Это также указывает на усиление интенсивности горения по времени, поскольку при реализации квазистационарного горения внутренняя тяга должна уменьшаться в соответствии с уменьшением скоростного напора. С точки зрения возможности последующей оптимизации тракта двигателя и сопла для получения максимально возможной тяги интересно рассмотреть формирование внутренней тяги по длине камеры сгорания и сопла (рис. 4.5.2). Представленные результаты получены на основе экспериментальных данных по распределению статического давления на нижней поверхности камеры сгорания и сопла при т=40мс для пуска без горения и с горением. Прежде всего видно, что наибольший локальный вклад в развиваемую тягу создается на обратной ступеньке и сопле. Следует отметить, что в экспериментах с горением вклад сопла в общую внутреннюю тягу был меньше (26.1кг), чем вклад камеры сгорания с учетом обратного уступа (28.53кг). Рассчитанная таким образом суммарная внутренняя тяга составляла 54.63кг, что отличается от данных
Определение полноты сгорания углеводородных топлив и термодинамический анализ процесса
В настоящее время широко распространены два основных метода определения полноты сгорания топлив. Это калориметрический метод и метод химического анализа продуктов сгорания. Первый из них разработан для топочных устройств теплостанций и основан на сопоставлении измеренной величины полной произведенной теплоты и величины теплотворной способности данного вида топлива. Второй метод является универсальным и заключается в определении относительной доли несгоревшего топлива и химических веществ, которые еще могут быть окислены с выделением тепла, по отношению к полностью окисленным продуктам сгорания. При этом из потока продуктов сгорания отбираются пробы и анализируются методом газовой хроматографии. Однако при измерениях в импульсных трубах возникают проблемы влияния пробоотборника на поле течения, догорания продуктов в канале пробоотборника и связанного с этим искажения результатов измерений. Для водородных пламен был предложен метод определения полноты сгорания водорода по интенсивности ультрафиолетового излучения электронно-возбужденных радикалов ОН в диапазоне длин волн 280-340нм [144]. Определение полноты сгорания заключается в сопоставлении интенсивности свечения радикалов ОН в исследуемом пламени с суммарной интенсивностью их свечения в калибровочном водородном пламени равного расхода. Величина отношения интенсивности ультрафиолетового свечения исследуемого пламени к калибровочной интенсивности является величиной полноты сгорания. Метод технически достаточно прост, локален, не вносит возмущений в поток, позволяет проводить мгновенные измерения. Подробно методические исследования и результаты калибровок приведены в [145]. Для обеспечения визуализации течения и оптических измерений модель имела кварцевые стекла (марки КУ-1) на боковых стенках камеры сгорания.
Визуализация в видимом диапазоне позволила определять наличие горения (дополнительно к другим измерениям, особенно в случае слабой интенсивности горения), форму факела и распределение зон горения по камере сгорания. Особенность представляемых исследований состоит в использовании электронной сканирующей системы. Основными частями этой системы являются блок фильтров, электронно-оптический преобразователь (ЭОП) и скоростная видеокамера с частотой 1000 кадров в секунду. Блок фильтров обеспечивает выделение ультрафиолетового излучения в диапазоне 280-320нм, соответствующего излучению радикалов ОН". ЭОП служит для переноса спектрального диапазона регистрируемого изображения пламени в видимую область при одновременном усилении яркости. В качестве приемника полученного изображения используется видеокамера с покадровым вводом в компьютер для последующей обработки и анализа. Двумерное изображение позволяет регистрировать распределение излучения ОН" по камере сгорания с определением зон реакции. Распределение свечения радикалов ОН" по длине камеры сгорания показало расположение зон реакции и их смещение в течение эксперимента. Эти данные подтвердили выводы о воспламенении в конце камеры сгорания и распространении зоны горения вверх по потоку до уступа и о последующем горении по всей камере сгорания. Калибровка системы ультрафиолетовой диагностики осуществлялась на стенде со свободным факелом в предположении, что полнота сгорания топлива в таком факеле близка к единице. Излучение от факела на стенде проходило через кварцевые стекла той же марки и толщины, что и на модели и в рабочей части установки для учета их степени поглощения. Для определения доли излучения ОН" от горения керосина и водорода было сделано предположение, что их полнота сгорания одинаковая. Тогда интенсивность излучения в ультрафиолетовом диапазоне разделяется в соответствии с массовой долей атомов водорода в керосине (12.5%) и массовой долей собственно водорода в топливе.
Определения полноты сгорания. Измерения ультрафиолетового излучения показали, что основная доля интенсивности излучения ОН приходится на вторую половину камеры сгорания, где оно практически постоянно по продольной координате. В этой области фактически проводились измерения полноты сгорания керосина. Пример выходного сигнала системы измерения интенсивности свечения радикалов ОН показан на рис. 4.6.1. Было получено, что для числа Маха Моо=5 средняя величина (по серии экспериментов) полноты сгорания керосина оказалась близкой к 0.6. Для числа Маха Моо-6 величина полноты сгорания была близка к 0.5. Эти результаты следует рассматривать как оценочные. Одномерный анализ течения. При одномерном подходе предполагается, что все параметры распределены равномерно по сечению канала. Поэтому в расчете используются некоторые средние величины параметров. Поскольку при решении задачи используются законы сохранения массы, импульса и энергии, то рассматриваются средние значения этих параметров. В одномерном приближении законы сохранения массы импульса и энергии могут быть записаны в следующем виде:
