CC BY
42УДК 533.72
МОДЕЛИРОВАНИЕ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ АВИАЦИОННОГО КЕРОСИНА
УДАРНОЙ ВОЛНОЙ
В. Л. Ковалёв1, А. С. Ветчинкин2, А. В. Вагнер3
Рассмотрено самовоспламенение суррогата авиационного керосина ударной волной. С помощью существующих кинетических механизмов для горения суррогата топлива в воздухе проведено численное моделирование воспламенения авиационного керосина, определены параметра ударной волны и построена зависимость времени индукции от температуры.
Ключевые слова: ударная волна, самовоспламенение, время индукции, авиационный керосин.
The autoignition of the aviation kerosene surrogate by a shock wave has been investigated. Based on the corresponding kinetic mechanisms of the fuel surrogate combustion in air, the numerical simulation of the aviation kerosene ignition has been performed. The shock wave's parameters have been determined and the ignition time dependence on temperature has been obtained.
Key words: shock wave, autoignition, induction time, aviation kerosene.
Совершенствование авиационных турбин, в которых используются коммерческие виды авиационного керосина, требует всестороннего моделирования процессов горения в потоке, для чего, с одной стороны, необходимо накопление экспериментальных данных, а с другой — развитие методов моделирования, уточнение кинетических констант и углубленное изучение влияния начальных и граничных условий на процессы газовой динамики. Такой многоуровневый подход предполагает как серию исследований физики элементарного акта реакции, так и моделирование горения потока в трубе. В настоящей работе авторы, опираясь на существующие экспериментальные результаты и имеющиеся данные по константам скоростей реакции, провели численное моделирование самовоспламенения топливной смеси и определили зависимость времени индукции от температуры газа.
Авиационный керосин состоит, как правило, из смеси большого числа насыщенных и ненасыщенных углеводородов, и химическая кинетика процессов, происходящих при горении таких топлив, до сих еще изучена недостаточно. Для ограничения объемов необходимых исследований исходный состав топлива заменяют на суррогатную смесь из нескольких (3-4) компонентов. Компоненты и их концентрации выбираются таким образом, чтобы суррогатная смесь была почти идентична исходному топливу по своим химическим и физическим свойствам. Именно такие суррогатные смеси, используемые при разработке кинетических механизмов, могут быть численно рассчитаны за разумное время и при этом легко могут быть синтезированы при проведении экспериментальных исследований. Известно весьма небольшое число работ по поджигу суррогатов авиационного керосина типа jetA, и практически нет данных по высокотемпературному возгоранию (T > 1000 K), которое возникает при исследовании сверхзвуковых волн и детонации. В работе [1] исследовано окисление суррогата jetA в реакторе смешивающихся потоков в диапазоне температур 873-1033 К при атмосферном давлении. В работе [2] рассмотрено самовозгорание капель двухкомпонентного топлива в диапазоне температур 500-1000 К. Исследования показали, что при поджиге струи суррогатного топлива необходимо принимать во внимание летучесть каждого из компонентов, в том числе летучесть ароматических продуктов, получающихся как интермедиат при горении n-алканов. В работе [3] предпринята попытка развить простую модель горения капли керосина в диапазоне температур 550-1000 К при давлении от 0,1 до 2,0 МПа. Исследования показали, что самосгорание
1 Ковалёв Валерий Леонидович — доктор физ.-мат. наук, проф., зав. лаб. многомасштабного моделирования мех.-мат. ф-та МГУ, e-mail: kovalev@mech.math.msu.su.
2 Ветчинкин Андрей Сергеевич — канд. физ.-мат. наук, ст. науч. сотр. лаб. наномеханики НИИ механики МГУ, e-mail: asv-mos@yandex. ru.
3 Вагнер Андрей Викторович — нач. группы ФГУП ММПП "Салют", e-mail: vagner_andrey@mail.ru.
капли керосина не может описываться исключительно простым однокомпонентным п-алкановым топливом. Обнаружено, что смесь 60%-го п-декана и 40%-го 1, 2, 4-триметилбензола дает хорошее согласие с динамикой холодного и горячего пламен настоящего керосина для изучаемого диапазона начальных условий. В работе [4] проведено комплексное исследование поджига ударной волной суррогатов авиационного керосина в диапазоне температур 1000-1700 К при давлениях 0,85 ± 0,1 МПа. Изучено время индукции при различных составах суррогатов. Было показано, что время индукции смеси 18,2%-го бензола, 9,1%-го гексана и 72,7%-го декана хорошо согласуется со временем индукции настоящего топлива jetA в диапазоне температур 1450-1750 К, и, следовательно, такие смеси могут служить хорошим суррогатом при моделировании авиационного керосина. Видимая надежность экспериментальных данных, полученных группой Дина [4], послужила поводом для принятия решения промоделировать один из экспериментов по самовозгоранию суррогата керосина ударной волной.
Входной поток смеси суррогата и воздуха
Компонент смеси С10Н22 C6Hl4 СбНе о2 N2
Молярная концентрация п, % 1,114 0,139 0,279 20,679 77,79
Камера сгорания в экспериментальной установке Дина представляет собой трубу из нержавеющей стали диаметром 76 мм и длиной 5,5 м. Для создания начальной ударной волны был задействован клапан высокого давления с форсированным стартом. Начальная температура трубы находилась в диапазоне 75-100°С для всех серий экспериментов. Суррогатная смесь состояла из химически чистого n-декана C10H22 (99,5%), n-гексана СбНм (99,55%) и бензола СбНб (99,8%). Входной поток в выбранном нами эксперименте состоял из смеси суррогата и воздуха, молярные концентрации которых представлены в таблице.
Моделирование проводилось с помощью программного пакета ANSYS FLUENT фирмы Ansys Ltd (URL: http://www.ansys.com). Кинетические константы и механизм распада n-декана и n-гексана были взяты из публикаций [5] и [6] соответственно, дополнительно использовались константы из кинетической базы данных программы Chemical Workbench, разработанной фирмой KintechLab Ltd (URL: http://www.kintechlab.com). Поскольку исследовалась исключительно начальная стадия процесса горения, то точность определения констант реакций интермедиатов не влияла существенно на результаты расчетов.
Рис. 1. Зависимость от времени £ давления Р у закрытого конца ударной трубы
Рис. 2. Зависимость от времени £ массовой концентрации углекислого газа «со2,%, максимальной в расчетной области
Как и в эксперименте [4], для расчетов была выбрана труба длиной 5,5 м, закрытая с одного конца. На открытом конце (входная граница) задавались начальные условия: полное давление 760 000 Па, полная температура 180°С, скорость смеси направлена по оси трубы. Начальные условия в трубе: скорость смеси 0 м/с, давление смеси 50 000 Па, температура смеси 180°С. Предполагалось также, что стенки идеально некаталитические.
С самого начала расчета разрыв на входной границе распадается, и по трубе в сторону закрытого конца бежит ударная волна, а за ней — контактный разрыв. Ударная волна достигает закрытого конца трубы в момент времени ~ 0,0066 с (рис. 1) и отражается от него (т.е. меняет свое направление на противоположное). Потом, дойдя до контактного разрыва, шедшего за ударной волной изначально с меньшей скоростью, снова отражается в виде системы косых скачков, бегущих в сторону закрытого конца.
В отрезок времени [0,009 с; 0,01 с] система косых скачков достигает закрытого конца трубы (рис. 1), в свою очередь отражаясь от него.
На рис. 2 дана зависимость максимальной массовой доли углекислого газа в расчетной области от времени. Видно, что в момент времени 0,012 с имеется скачок производной и начинается накопление углекислого газа. В первом приближении можно сказать, что именно в этот момент происходит зажигание, и считать этот период временем индукции для данных начальных условий. При этом давление, как видно из рис. 1, составляло около 0,85 МПа. Варьированием начальных условий достигалось изменение времени индукции и соответственно температуры газа. Нами были получены три расчетные точки. Для сравнения на рис. 3 приведены также результаты из работ [4, 7]. Видно, что время индукции падает по закону Аррениуса с энергией активации около 32 ккал/моль.
Одинаковые величины энергий активации как для экспериментов [4, 7], так и для рассчитанной нами зависимости свидетельствуют в пользу адекватности кинетического механизма, примененного для моделирования. Существует значительное расхождение в экспериментальных данных работ [4, 7], причем рассчитанная нами зависимость хорошо совпадает с экспериментальными данными, полученными в [7]. По-видимому, разница во времени индукции для разных экспериментов определяется не столько кинетикой процессов горения, сколько условиями на входной границе. Выяснение влияния граничных условий на время индукции, а также на зависимость температуры и давления от времени представляет собой цель дальнейших исследований.
Работа поддержана грантами РФФИ № 11-01-12041-офи-м, 13-01-12091-офи-м.
0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1000/7", К"
Рис. 3. Зависимость lg(tmd) от температуры, выраженной в 1000/Т, K-1
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Gueret C., Cathonnet M, Boettner J.-C., Gaillard F. Experimental study and modeling of kerosene oxidation in a jet-stirred flow reactor // Proc. Combust. Inst. 1990. 23. 211-216.
2. Moriue O., Eigenbrod C., Rath H.J., Sato J., Okai K, Tsue M., Kono M. Effects of dilution by aromatic hydrocarbons on staged ignition behavior of n-decane droplets // Proc. Combust. Inst. 2000. 28. 969-975.
3. Wendt C, Eigenbrod C, Moriue O, Rath H.J. A model for devolatilization and ignition of an axisymmetric coal particle // Proc. Combust. Inst. 2002. 29. 449-457.
4. Dean A.J., Penyazkov O.G., Sevruk K.L., Varatharajan B. Autoignition of surrogate fuels at elevated temperatures and pressures // Proc. Combust. Inst. 2007. 31. 2481-2488.
5. Curran H.J., Gaffuri P., Pitz W.J., Westbrook C.K. A comprehensive modeling study of n-heptane oxidation // Combust. and Flame. 1998. 114. 149-177.
6. Bikas G, Peters N. Kinetic modeling of n-decane combustion and autoignition: modeling combustion of n-decane // Combust. and Flame. 2001. 126. 1456-1475.
7. Spadaccini L.J., TeVelde J.A. Autoignition characteristics of aircraft-type fuels // Combust. and Flame. 1982. 46.
283-3°°. Поступила в редакцию
07.06.2012
