Содержание к диссертации
Введение
1. Методы газодинамической стратификации 9
1.1. Исторический обзор 9
1.2. Стратификация в струе газа 12
1.3. Вихревой метод стратификации в трубке Ранка-Хилша 14
1.4. Волновые и вихревые газодинамические методы 21
1.5.Влияние параметров потока и теплообмена на коэффициент восстановления температуры 24
1.6.Основные выводы и постановка задачи 28
2. Аналитическое исследование возможностей газодинамической стратификации 30
2.1.Обтекание непроницаемой пластины.. 30
2.1.1. Ламинарное обтекание непроницаемой пластины 30
2.1.2. Турбулентное обтекание непроницаемой пластины 34
2.2.Обтекание проницаемой пластины 37
2.2.1. Ламинарное обтекание проницаемой пластины 37
2.2.2. Турбулентное обтекание проницаемой пластины 39
2.3.Турбулентное течение газа в коаксиальных цилиндрических каналах.. 42
2.3.1. Постановка задачи 42
2.3.2. Влияние числа Рг и г на количество передаваемого тепла 46
2.3.3. Влияние /t2 и m на количество передаваемого тепла 48
2.3.4. Влияние параметра U на количество передаваемого тепла 48
2.4.Методика расчета ТЛ 51
2.4.1. Уравнение движения 51
2.4.2. Уравнение теплового баланса 52
2.4.3. Замыкание расчетной системы уравнений 54
3. Практическое применение 56
3.1. Термодинамические циклы 56
3.1.1. Тепловая машина с газодинамической регенерацией 56
3.1.2. Холодильная машина с газодинамической регенерацией 59
3.2. Использование температурной стратификации в ракетной технике 64
3.2.1. Установка двухцелевого назначения 64
3.2.2. Цикл энерголазерной установки с газодинамической регенерацией 66
3.2.3. Ракетный двигатель, использующий эффект газодинамической стратификации 67
3.3. Холодильная установка с модифицированной ТЛ. 69
3.4. Применение ТЛ в газовой промышленности 73
3.4.1. Установка НТС промыслового газа с ТЛ 73
3.4.2.Бесподогревное редуцирование магистрального природного газа 78
3.4.3. Охлаждение природного газа после компрессорных станций 86
4. Сравнение результатов теоретического расчета с экспериментом 89
4.1. Первое экспериментальное исследование метода газодинамической температурной стратификации воздуха 90
4.2. Исследование профиля температуры в сверхзвуковом канале 95
4.3. Полупромышленный эксперимент на природном газе 99
4.3.1. Схемы и условия проведения экспериментов 100
4.3.2. Результаты эксперимента при испытании ТЛ 102
4.3.3. Сравнение значения экспериментальных данных с результатами теоретических расчетов ТЛ 103
4.3.4. Сравнение значения экспериментальных данных с результатами теоретических расчетов ТЛ с независимым внешним контуром... 109
4.3.5. Точность проведения эксперимента 112
4.3.6. Выводы о результатах эксперимента 113
Заключение 116
Список литературы 118
- Вихревой метод стратификации в трубке Ранка-Хилша
- Ламинарное обтекание проницаемой пластины
- Использование температурной стратификации в ракетной технике
- Полупромышленный эксперимент на природном газе
Вихревой метод стратификации в трубке Ранка-Хилша
Наибольшее распространение среди безмашинных методов стратификации энергии в различных областях промышленности получили вихревые. Вихревой эффект - парадоксальное явление, его открытие и исследование занимает особое место среди термогазодинамических процессов. Известна точная дата его открытия: французский инженер-металлург Жорж Жозеф Ранк подал 12 декабря 1931 года в 14 часов 41 минуту заявку на изобретение в патентное ведомство Франции, которое выдало 24 марта 1932 года патент № 743111 на процесс получения из потока сжатого газа или пара двух потоков с различной температурой. Через год Ранком получен дополнительный патент № 43164 на усовершенствования и варианты вихревой трубы. Кроме Франции заявки были поданы в Великобританию (патент №405781 от 15 февраля 1934 г.) и США (патент № 1953281 от 27 марта 1934 г.). В 1933 г. Ж. Ранк сделал доклад на заседании французского физического общества, в котором пытался развить центробежную теорию вихревого аффекта. Достигнутый в эксперименте эффект охлаждения (32К) примерно в 4 раза превышал предсказываемый теорией, поэтому сообщение изобретателя было встречено с недоверием, опытные данные объявлены ошибкой измерения, и об эффекте Ранка забыли. Второй раз эффект вихревого энергетического разделения был зафиксирован во время Второй Мировой войны профессором Эрлингенского университета Робертом Хилшем, который в 1946-1948 годах опубликовал ряд работ, к которым было привлечено внимание в связи с бурным развитием авиационных систем кондиционирования. Турбохолодильники имели в то время адиабатный КПД не выше 0,3, их ресурс и надежность не удовлетворяли потребителей, поэтому альтернативные источники охлажденного потока представляли большей интерес. В те же годы в Советском Союзе под руководством академика Б.С. Стечкина начались исследования вихревого эффекта. В 1948-1958 гг. была выдвинута и проверена гипотеза взаимодействия вихрей, выявлены некоторые объекты внедрения, построены и испытаны вихревые трубы. Но малый темп прироста термодинамической эффективности вихревой трубы, привел к значительному сокращению числа исследований. Эффективность вихревых труб, применяемых для охлаждения и нагрева, принято оценивать температурным 7] и адиабатным jurj КПД.
Температурный КПД, называемый так же иногда коэффициентом температурной эффективности, можно &ГХ - величина охлаждения части газа в вихревой трубе. Однако температурный КПД Т) не учитывает соотношения расходов горячего и холодного потоков, что не позволяет сравнивать вихревые трубы, имеющие разные соотношения расходов. Для решения этой проблемы введен параметр ju = Gx/G0 (отношение массового расхода холодного потока к суммарному массовому потоку), и эффективность вихревых труб оценивают по произведению jur/, называемому адиабатным КПД. На Рис. 1.5 показана схема противоточной вихревой трубы. Она представляет собой гладкую цилиндрическую или коническую трубу 1, снабженную тангенциальным соплом 2, улиткой 3, диафрагмой 4 с центральным отверстием и регулируемым дросселем 5. Если через тангенциальное сопло вводить внутрь трубы сжатый газ, то он образует интенсивное круговое течение, приосевые слои которого заметно охлаждаются и вытекают через отверстие диафрагмы, а периферийные потоки подогреваются и вытекают через дроссель, образуя горячий поток. В зависимости от степени прикрытия дросселя меняются массовые расходы холодного и горячего потоков и их температура. На Рис. 1.6 представлено типовое изменение температур горячего и холодного потоков на выходе вихревой трубы в зависимости от отношения расходов (ц) и степени расширения (є). Максимальный нагрев горячего потока происходил при степени расширения 4-6. Рабочее тело - водяной пар. Несмотря на исключительную простоту устройства до сих пор нет единой точки зрения на механизм температурной стратификации в вихревой трубе. Подробный обзор существующих гипотез, объясняющих вихревой эффект Ранка, приводится в работе [30]. Наиболее распространенной физической моделью, объясняющей температурное разделение в вихревой трубе, является модель Фультона [55]. Согласно этой модели поток газа на входе в камеру вихревой трубы закручивается по закону свободного вихря {cor = const) с большими угловыми скоростями в центре вихря. В результате трения между слоями газа происходит выравнивание угловых скоростей по радиусу вихря и передача механической энергии от центра к периферии. В свободном вихре статическая температура изменяется по радиусу вихря, увеличиваясь к периферии, а температура торможения распределена равномерно. В процессе перестройки потока от свободного вихря, с законом изменения тангенциальной составляющей скорости car - const, к вращению с постоянной угловой скоростью (о = const возникают потоки тепла, вызываемые градиентом статической температуры и направленные от периферии к центру, и потоки механической энергии от оси к периферии, обусловленные наличием вязкостных сил. В результате происходит выравнивание термодинамической температуры газа и перераспределение температуры торможения с увеличением к периферии. Из гипотезы преобразования вихря можно сделать выводы: 1. Для получения эффекта энергетического разделения, сравнимого с экспериментальными данными, свободный вихрь должен преобразовываться в
Ламинарное обтекание проницаемой пластины
Известно [21], что на проницаемой поверхности коэффициент восстановления уменьшается с увеличением вдува. Рассмотрим обтекание плоской проницаемой пластины, изображенной на Рис. 2.5. Считаем, что дозвуковой поток образовался за счет прямого скачка уплотнения, идущего вниз от кромки пластины. Газ будет вдуваться в сверхзвуковой пограничный слой и отсасываться из дозвукового пограничного слоя, т.к. Р02 Р01. Рис. 2.5. Схема обтекания плоской, бесконечно тонкой проницаемой пластины сверхзвуковым потоком газа с одной стороны и дозвуковым с другой В этом случае можно записать следующую систему уравнений [63] Xu - теплопроводность пористого материала; 8 - толщина пористой стенки. где а0 - коэффициент теплоотдачи для непроницаемой стенки; Ц в и Ц отс - относительные законы теплообмена на проницаемой поверхности. Согласно работе Хартнета [58] для ламинарного пограничного слоя Д)1 01 #01 восстановления на непроницаемой стенке. Из формулы (2.3) следует, что при заданном значении U существует экстремальное значение критерия Прандтля, соответствующее максимальному значению теплового потока Из уравнения (2.7) следует, что экстремальное значение числа Прандтля определяется по формуле Таким образом, с увеличением параметра вдува оптимальные значения критерия Прандтля увеличиваются, и при Ьт -» ЪТКР экстр = 0,25. С учетом формул (2.6) уравнение (2.7) приводиться к виду оте Таким образом, при заданных параметрах торможения и одинаковых U Из Рис. 2.6 следует, что для случая ламинарных пограничных слоев вдув газа не приводит к заметному увеличению количества переданного тепла. Более того, при дальнейшем росте Ът начинается существенное падение теплового потока.
Из графика видно, что с увеличением коэффициента восстановления относительное влияние вдува на количество переданного тепла по сравнению с непроницаемой пластиной может увеличиваться. Для турбулентного пограничного слоя согласно работе [21] Влияние величины вдува газа на количество тепла, передаваемого через тонкую проницаемую пластину для случая ламинарных пограничных слоев и разных г Тогда из формулы (2.5) следует, что Из Рис. 2.7 видно, что с уменьшением коэффициента восстановления r0 = vPr относительное влияние вдува на количество переданного тепла уменьшается. При малых значениях козффициеіжгга восстановления происходит уменьшение количества тепла, передаваемого через проницаемую пластину по сравнению с непроницаемой. Кроме того, уі еньшение количества тепла передаваемого через проницаемую пластину по сравнению с непроницаемой наблюдается в области больших значений Ът. через бесконечно тонкую проницаемую пластину для случая турбулентных пограничных слоев, ТЛЮ, 8 и разных г Кроме того, проведенный анализ формулы (2.93 показал, что при одинаковых значениях коэффициента восстановления r0 = VP с увеличением U происходит небольшое уменьшение оптимального значения относительного теплового потока (при почти неизменном значении Ьот ). Для практической реализации способа температурной стратификации газа [33, 24] было предложено устройство, принципиальная схема которого представлена на Рис. 2.8. В первом приближении будем считать, что сверхзвуковой канал 3 имеет цилиндрическую форму. 1 - вход в сверхзвуковой канал; 2 - вход в дозвуковой канал; 3 - сверхзвуковой канал; 4 - дозвуковой канал; 5 - диффузор; 6 - выход из сверхзвукового канала; 7 - выход из дозвукового канала. Для того чтобы выполнить оценку оптимальных значений числа Прандтля и приведенных скоростей потоков пренебрегаем толщиной и термическим сопротивлением стенки. В таком случае коэффициент теплопередачи можем записать в виде (2.2).
Преобразуем соотношение коэффициента теплоотдачи со сверхзвуковой стороны и коэффициента теплоотдачи с дозвуковой стороны, используя выражение для числа Стантона St - a/(CppW), и запишем его в виде Газодинамическая функция расхода q(A) может быть выражена несколькими способами [12], один из которых может быть записан как Используя это соотношение можно преобразовать выражение (2.2) к виду В начале канала можем принять, что Срх = Ср2, WKPX = WKP2 и при условии равенства полных давлений и температур потоков рКРЛ = рКР2. Следовательно, можем переписать выражение (2.2) в форме Преобразуем это выражение, при условии записи числа Стантона в виде St = Nu/(Rc?r), и Рг, =Рг2. Поскольку в большинстве технических приложений, рассматриваемых для ТЛ, режим течения потоков газа турбулентный, то для определения числа Нуссельта можем использовать формулу Михеева Крауссольда Nu = 0.023Re08 Pr04. Результат запишем в виде выражения ТЛ представляет собой конструкцию из коаксиально расположенных труб, следовательно, эквивалентный диаметр дозвукового канала (без учета толщины стенки) можно определить как а где D - внешний диаметр дозвукового канала, d - диаметр сверхзвукового канала. Используя выражения для числа Рейнольдса, перепишем выражение (2.10) в виде
Использование температурной стратификации в ракетной технике
Интересным может быть применение идеи газодинамического энергоразделения в ракетной и космической технике. Наиболее ярко преимущества использования газодинамического метода энергоразделения потоков проявляются при разработке таких перспективных компактных установок двухцелевого назначения как мощные космические сверхзвуковые коротковолновые непрерывные замкнутые газовые лазеры. На Рис. 3.6 представлена принципиальная схема такой установки со встроенным сверхзвуковым электроионизационным лазером [28, 29]. Основным недостатком таких устройств является высокая величина потребной тепловой мощности ядерного реактора и чрезмерно большая площадь поверхности радиатора, что является следствием как низкого КПД лазерного процесса, так и относительно небольшой величины эффективной температуры радиатора. Так, например, для одного из наиболее экономичных газовых лазеров большой мощности - электроионизационного сверхзвукового СО - лазера (10% СО и 90% Аг по объему), электрический КПД которого достигает 70%» при температуре лазерного процесса 80 К, необходимая площадь поверхности радиатора (критический параметр при компоновке космического аппарата) достигает 800 м2 при уровне лазерного излучения 1 МВт, а величина тепловой мощности ядерного реактора - 20 МВт. Применение для такого устройства безкомпрессорного цикла замкнутой газотурбинной установки позволяет устранить указанные выше недостатки. Благодаря высокому КПД цикла [28, 29] и повышенной величине эффективной температуры отвода тепла при разделении потоков в охлаждаемом сверхзвуковом диффузоре, тепловая мощность ядерного реактора снижается в 2 - 4 раза, а площадь поверхности радиатора такого лазерного комплекса может быть сокращена на порядок по сравнению с традиционным комплексом. Это дает возможность использовать для вывода на орбиту вышеупомянутого комплекса РН "Протон" вместо РН "Энергия". На Рис. 3.7 представлен цикл энерголазерной установки в T-S диаграмме. В подогреваемом сопле 1 (Рис. 3.6), спроектированном по закону постоянства статической температуры Г, по длине сопла, газ увеличивает свою скорость до скорости звука, а температуру торможения от Ґ0 до Т . Затем газ попадает в турбину 2, где за счет отвода работы температура торможения потока понижается до Т\.
Вырабатываемая генератором 7 электроэнергия подается в лазерный канал 6, где часть ее преобразуется в лучевую энергию, а остальная - увеличивает температуру торможения газового потока. В сверхзвуковом идеальном теплоизолированном сопле 3 газ расширяется до статической температуры Т2, которая выбирается из условия эффективной работы лазерного канала. Далее рабочее тело поступает в идеальный охлаждаемый сверхзвуковой диффузор 4, где процесс отвода тепла осуществляется при Т2 = const, так как температура стенки такого сопла равна Т2, если отсутствуют силы трения и Рг -»0 [29]. Сам охлаждаемый диффузор 4 выполняется из кварцевого стекла с коэффициентом прозрачности 0,999. Это позволяет проводить объемное охлаждение рабочего тела по всему объему канала за счет излучения тепла в окружающее пространство. В стенке при этом аккумулируется 0,1% передаваемого тепла. Часть потока из диффузора 4 отбирается в лазерный канал 6, оставшаяся часть поступает в теплоизолированный диффузор 5, где рабочее тело полностью тормозиться. Отобранный поток после прохождения лазерного канала 6 подается в поток рабочего тела, идущий через теплоизолированное сопло 3. Примем в качестве условий, которые необходимо обеспечить на входе в лазерный канал, статическое давление Р4 = 0,007 МПа и статическую температуру Т2 = 85А". Для физического КПД лазерного канала г] = 0,5 (под КПД лазерного канала понимают отношение мощности лазерного луча, отнесенной к электрической мощности, подводимой к рабочему телу в канале), получим в начальной точке следующие параметры газа: температура торможения Т 0=ЮООК и давление торможения Р = 3,32 МПа (подробнее см. [28, 29, 50]). Остальные расчетные параметры представлены на Рис. 3.8. Для большинства газов значение числа
Прандтля при нормальных условиях можно принять в диапазоне от 0,7 до 1. Однако, как показано в работе [9], для ионизированных газов это может нарушаться, например, в диапазоне температур от 2000 К и выше значение числа Прандтля составляет около 0,5 и ниже. Это свойство можно использовать для создания ракетного двигателя, схема которого представлена на Рис. 3.9. Рабочее тело (водород) подается из бака в теплообменник и затем в эжектор, где смешивается с газом, вышедшим из системы охлаждения сопла. Далее газ поступает в источник тепла, которым в данной схеме является ядерный котел. При необходимости ядерный котел может быть заменен концентратором солнечной энергии или любым другим источником тепла, который может обеспечить данные параметры. После выхода из источника тепла газ делится на два потока, один из которых направляется в сверхзвуковое сопло, а второй во внешнюю рубашку сопла. В сопле возникнет теплообмен между сверхзвуковым потоком газа, истекающем из сопла и дозвуковым потоком газа во внешней рубашке сопла. Расчет показывает, что при приведенных на схеме параметрах при течении сверхзвукового потока по длине сопла ему дополнительно будет передано 104 кВт тепла от дозвукового потока. Данная схема позволит при тех же параметрах двигателя снизить мощность ядерного котла на 25% и уменьшить расход водорода.
Полупромышленный эксперимент на природном газе
На основании разработанной методики расчета устройства температурной стратификации газа [4, 5, 6, 50] автором данной работы была рассчитана установка для редуцирования и подогрева природного газа. Для проектирования сверхзвукового сопла были привлечены сотрудники ЦАГИ А.П. Быркин, М.П. Рябоконь, В.П. Верховский. Далее установка была спроектирована при участии автора и изготовлена на ОАО "НПО Наука". Установка была смонтирована и испытана на открытой площадке ССУД МТ "ОРГЭНЕРГОГАЗ" в г. Саратове в период с 12.10.98 по 19.10.98 при участии автора данной работы [48, 31]. В природном газе при дросселировании происходит падение температуры при сохранении значения энтальпии. Так как при подводе теплоты к газу значение его энтальпии возрастает, а при отводе уменьшается, то для удобства дальнейших расчетов и сравнений все дальнейшие расчеты идут по энтальпии природного газа. При проведении испытаний газ высокого давления через входы 1 и 2 (Рис. 4.9) подавался в сверхзвуковой 3 и дозвуковой 4 каналы соответственно. В сверхзвуковом канале газ разгонялся в специально спрофилированном сопле, затем проходил по рабочему участку конической формы и тормозился до дозвуковой скорости в диффузоре 5 и отводился через выход 6. Блок манометров 8 служил для контроля местоположения прямого скачка уплотнения в диффузоре 5. В ходе проведения экспериментов изменяя входное и выходное давление старались добиться того, что бы первый по ходу течения газа манометр блока манометров 8 находился в сверхзвуковой области течения газа, а третий по ходу манометр - в области дозвукового течения. Это служило гарантией того, что во всем канале 3 - устойчивое сверхзвуковое течение. 1 - вход в сверхзвуковой канал; 2 - вход в дозвуковой канал; 3 - сверхзвуковой канал; 4 - дозвуковой канал; 5 - диффузор; 6 - выход из сверхзвукового канала; 7 - выход из дозвукового канала; 8 - блок манометров для контроля местоположения прямого скачка уплотнения.
Схема стенда для испытания устройства температурной стратификации газа (ТЛ) при работе на природном газе представлена на Рис. 4.10. В ходе проведения испытаний была выполнена серия экспериментов, в которых по внешнему контуру ТЛ вместо природного газа текла вода. Эти эксперименты подтвердили высокий коэффициент теплоотдачи со стороны дозвукового потока (замена дозвукового потока газа на поток воды не изменила коэффициент теплопередачи) и показали, что, возможно, передавать тепло от теплоносителя более холодного (вода), к более горячему (газ). При применении прямоточной схемы движения теплоносителей разница температуры на входе составляла порядка 10 градусов. Схема стенда для испытания устройства температурной стратификации газа (ТЛ) при работе на воде и природном газе представлена на Рис. 4.11. Давление природного газа в ходе проведения экспериментов варьировали от 2,5 МПа до 8,5 МПа. Температура газа на входе в ТЛ изменялась от 271 К до 290 К. Число Рейнольдса в сверхзвуковом канале составляло 1,2 ч-4-Ю8. Класс погрешности манометров (блока манометров) 1,0. При работе с измерительным комплексом "Суперфлоу" для обеспечения заданной точности измерения необходимо наличие участков трубопроводов для стабилизации течения природного газа. Все необходимые условия для обеспечения заданной точности работы измерительного комплекса "Суперфлоу" по условиям окружающей среды и размерам участков стабилизации течения газа перед точками измерения и после них (Рис. 4.10, Рис. 4.11) были выполнены [31]. Вход природного газа м Кран отбора проб природного газа Выход газа при пуске стенда Кран отбора проб природного газа Рис. 4.11. Схема измерений для работы ТЛ с независимым внешним контуром. Т, Р - точки измерение температуры, давления и расхода газа комплексом "Суперфлоу"; М - манометры для контроля давления в ходе эксперимента; БМ - блок манометров для контроля устойчивости сверхзвукового течения; t - измерение температуры воды; G - измерение расхода воды. Увеличение энтальпии природного газа, вышедшего из сверхзвукового канала при проведении испытаний ТЛ (Рис. 4.10) представлено в Таблица 5 [48]. Кроме того, в этой же таблице представлены отношение массового расхода газа по сверхзвуковому каналу ТЛ к массовому расходу газа по
