CC BY
35
ISSN 1992-6502 (P ri nt)_
2016. Т. 20, № 4 (74). С. 54-58
Ъьомт, QjrAQnQj
ISSN 2225-2789 (Online) http://journal.ugatu.ac.ru
УДК 621.452.225
О ВЛИЯНИИ ПЕРЕОБОГАЩЕНИЯ ТОПЛИВОВОЗДУШНОЙ СМЕСИ В ПРЕДЕТОНАТОРЕ НА ИНИЦИИРОВАНИЕ ДЕТОНАЦИОННО-ПОДОБНОГО РЕЖИМА ГОРЕНИЯ В ОСНОВНОЙ КАМЕРЕ СГОРАНИЯ
А. К. Дормидонтов
[email protected] ПАО «Научно-производственное объединение «Сатурн» («НПО «Сатурн») Поступила в редакцию 08.06.2016
Аннотация. В статье аналитически показано положительное влияние переобогащения топливовоздуш-ной смеси в предетонаторе на инициирование детонационно-подобного режима горения в основной камере сгорания двигателя (ГПВРД). Расчетом определена зависимость между относительным изменением ускорения реакции в основной камере и коэффициентом избытка воздуха в предетонаторе.
Ключевые слова: ГПВРД; предетонатор; детонационно-подобный режим горения; формула Аррениуса, ускорение химической реакции.
ВВЕДЕНИЕ
В настоящее время активно ведутся исследования, направленные на расширение области применения летательных аппаратов (ЛА) по скорости полета (Мп >4): определение облика и проведение исследований гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), например, программы HyTech и Hyper-X с демонстраторами серии X-43, разработка ключевых технологий [1, 2]. Одна из таких технологий - разработка и создание гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД).
В работе [3], например, предлагается концепция ГПВРД (рис. 1) со стабилизацией горения в сверхзвуковом потоке. Так называемым стабилизатором горения (или предетонатором) является золотниковая камера сгорания постоянного объема (КС F=const) [4], которая за счет инжектирования струй гетерогенного топлива позволит реализовать детонационно-подобный режим горения основного потока сверхзвуковой топливо-воздушной смеси (ТВС). При этом для повышения инициирующей способности газовых струй в золотнике сжигается переобогащенная ТВС (коэффициент избытка воздуха а«0,5). На границе вытекающих из КС F=const газов происходит интенсивное смешивание их с ТВС в основной камере. В локальном объеме генерируется большое число начальных активных цен-
тров, что влечет за собой значительное повышение давления и температуры, и возникают одна или несколько сильных ударных волн (УВ), которые, в свою очередь, инициируют режим горения, близкий к детонационному.
Рис. 1. ГПВРД со стабилизацией горения от КС К=сош1:
1 - КС У=сот1; 2 - пилоны; 3 - сверхзвуковая КС; 4 - входное устройство; 5 - корпус камеры; 6 - входное окно; 7 - выходное окно; 8 - пламеперебрасывающий канал-ресивер; 9 - топливная форсунка; 10 - воспламенитель;
11 - золотник; 12 - рабочая полость; 13 - выходное устройство; 14 - осевой канал; 15 - радиальные отверстия
ФОРМУЛА АРРЕНИУСА
Оценим аналитически качественное влияние переобогащения ТВС в КС F=const на процесс инициирования взрывного сгорания. Для этого воспользуемся формулой Аррениуса [5] для расчета скорости бимолекулярной реакции, которой в рассматриваемом случае является химическая реакция окисления элементов топлива в основной КС при воздействии газовых струй:
Ц п
w = Pabdl
1
8nR^T "RT
--—e .
(1)
пр
где Р - вероятностный (или стерический) коэффициент; а, Ь - концентрации реагирующих веществ А и В, м-3; а?ср - средний эффективный диаметр сталкивающихся молекул, м; Яц - универсальная газовая постоянная, Дж/(К-моль); Цпр = цл'цв/(цл+цв) - приведенная молекулярная масса, кг/моль; Т - температура, К; Ец - энергия активации, Дж/моль.
При этом можно рассчитать темп роста скорости [5] или, по-другому, ускорение этой реакции V = дм / дТ:
W = Pabd 2
V
2П
-— (RT + 2Е )Т
Ц прR.
RT
(2)
Анализ формулы (2) показывает, что ускорение реакции имеет максимум V . И в настоящем расчетном исследовании так называемым качественным показателем принято относительное изменение максимума ускорения:
w —w\ r Aw'max = a , 16-100%, w
(3)
где V а - ускорение реакции при 0,5<а<1,6;
V') 6 - ускорение реакции при а=1,6.
Крайние значения 0,5 и 1,6 диапазона изменения коэффициента избытка воздуха а в КС ^=00^ выбраны, исходя из следующих соображений. В первом случае дальнейшее уменьшение коэффициента избытка воздуха а нецелесообразно, поскольку в сильно переобогащенных объемах смеси (а<0,5) образуется сажа, а процесс горения приближается к нижнему концентрационному пределу распространения пламени ашт. Во втором случае а=1,6 близко к верхнему концентрационному пределу распространения пламени атах. Подставляя (2) в (3), получим:
Aw ' = (max V
Е-Ц1,6
—R.T1,6
— 1) -100%,
(4)
где Е = /цтвс - энергия активации ТВС, Дж/кг;
, - комплекс, определяющий рабо-
тоспособность (инициирующую способность) продуктов сгорания, выходящих из КС Р=соп81;, при а<1,6 и а=1,6 соответственно.
РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ
Определим молекулярные массы Цтвс (в основной КС) и Цпс .
Молекулярный состав продуктов сгорания зависит от коэффициента избытка воздуха а. При а=1 имеем реакцию окисления: С10,2Н21,6 + 74,3^[0,78^ + 0,210 + 0,01-Аг] ^ ^ 10,2С02 + 10,8Ш0 + 57,9а^2 + 0,74а-Аг. Химическая формула
топлива С10,2Н21,6 принята, исходя из молекулярной массы Цт = 0,144 кг/моль [6] и массовых долей компонентов - 85 % углерода и 15 % водорода [7]. Из уравнения реакции можно определить стехио-метрический коэффициент:
Ьо = 74,3-Цв /Цт = 14,9.
При а>1 и полном сгорании топлива в отсутствие диссоциации продукты сгорания будут состоять из углекислого газа СО2 , паров воды Н2О, азота N2, кислорода О2 и некоторого количества окислов азота N0x . В случае неполного сгорания топлива (при а<1) в состав продуктов сгорания будут входить также продукты разложения топлива - тяжелые углеводороды, условно обозначаемые СхНу , водород Н2 , окись углерода СО [7]. Поэтому уравнивающий коэффициент перед условной формулой воздуха в общем виде будет 74,3а, а уравнения реакций имеют следующий вид:
при а>1
Сю,2Н21,6 + 74,3а•[0,78•N2 + 0,21^2 + 0,01-Аг] ^ ^ 10,2С02 + 10,8Ш0 + 57,9а•N2 + 0,74а-Аг + + (15,6а - 15,6>02 ;
при а<1
Сю,2Н21,6 + 74,3а•[0,78•N2 + 0,21^2 + 0,01-Аг] ^ ^ 10,2аС02 + 10,8а-Ш0 + 57,9а•N2 + 0,74аА + (9,2 - 9,2а)С0 + (9,7 - 9,7а>Н + + (0,1 - 0,1а)-Сю,2Н21,6 + (4,6а - 4,6)0. Для обоих уравнений принято допущение об отсутствии в составе продуктов сгорания N0x. Такое допущение не оказывает принципиального влияния на результат расчета, при этом упрощается расстановка коэффициентов в уравнениях. Во втором уравнении под слагаемым (0,1 - 0,1а)-Сю,2Н21,6 подразумеваются тяжелые углеводороды СхНу, (4,6а - 4,6)-02 - для уравнивания левой и правой частей.
e
R..T.
e
Выполнив расчет, получим при а>1: 2,15а + 0,14
^пс = - '
74,3а + 5,4
при а<1:
М> пс =■
2,15а + 0,14
(5)
(6)
65,3а +14,4
Зависимость (а), построенная по формулам (5) и (6), представлена на рис. 2.
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,6 1,8 а
Рис. 2. Зависимость (а)
Анализ зависимости (см. рис. 2) показывает, что уменьшение коэффициента избытка воздуха а с 1,6 до 0,5 приводит к уменьшению молекулярной массы продуктов сгорания Цпс на 10 %. Поскольку Цпс бедных смесей слабо зависит от а, то для описания зависимости Цпс (а) достаточно только выражения (6). При этом правую часть (а>1) с приемлемой точностью можно аппроксимировать прямой:
/1Ч 2,15 -1 + 0,14 кг М> пс (1) = 2-— = 0,0287 -.
65,3 -1 +14,4 моль
С помощью уравнений реакций, указанных выше, найдем молекулярную массу ТВС при принятом акс=1,1 в основной КС: Цтвс = 0,03 кг/моль. Из [8] Ец=1,26^105 Дж/моль. Энергия активации в расчете на 1 кг ТВС: Е = 4,2 МДж/кг.
Для расчета температуры продуктов сгорания Тпс в КС К=ооп81 воспользуемся зависимостью Тпс (а) для авиационного ГТД (рис. 3) [9, С. 136] и формулой
ТпсУ = (ТпсР - ТкН + Т,
где ТпсР - температура продуктов сгорания в цикле Р=еоп81 (по рис. 3), К; Тк = 900 К - температура за компрессором, с учетом которой построена зависимость на рис. 3; к = 1,33 - показатель изоэнтропы; Т - подогрев воздуха на входе в КС К=еоп81 при динамическом напоре, К. На рис. 4 представлена зависимость Тпс (а) для КС К=еоп81.
Рис. 3. Зависимость Рис. 4. Зависимость
Тпс (а) в цикле 7:,,с (а) в цикле Г -const
P=const при различных Мп :
1 - М„ = 4; 2 - М„ = 5;
3 - Мп = 6
В связи с высокой температурой продуктов сгорания (см. рис. 4) встает вопрос по обеспечению работоспособности КС F=const. Применение сплавов, используемых в настоящее время в авиационном двигателестроении, и воздушная система охлаждения в совокупности с продувкой и кратковременным воздействием высокой температуры дают возможность поднять в КС F=const максимальную температуру сгорания до 2900 К [4]. При дальнейшем повышении температуры сгорания целесообразно применение неметаллических жаропрочных материалов и/или жидкостного охлаждения. С другой стороны -«навстречу» повышению жаропрочности конструкции - происходит снижение температуры сгорания при уменьшении а до 0,5-0,6, при котором КС F=const работает в режиме предетона-тора, и из-за диссоциации продуктов сгорания.
По формуле (4) с учетом формул (5), (6) и рис. 4 построена зависимость Aw'^ (а) (рис. 5). Видно, что при переобогащении ТВС в предетонаторе - КС F=const - происходит качественное увеличение ускорения реакции в основной КС -на 50-80 % (в зависимости от Тпс в КС F=const), т.е. более чем в 1,5 раза по сравнению, даже, со стехио-метрическим составом смеси. Рис. 2 и 5 получились зеркальными с той лишь разницей, что ускорение
реакции w'max растет быстрее, чем уменьшается молекулярная масса продуктов сгорания . Столь быстрый рост w'max определяется так называемым
E
фактором Аррениуса e RT [5], входящим в формулы (2) и (4). Следует отметить, что указанная КС F=const - не единственное возможное конструктивное исполнение предетонатора.
йН он - % 140 L20 100 30 (¡0 40 20 0 -20 1 1
д
г „
з _ у
ч
0.2 0.4 О.й 0.8 1,0 L.2 1,4 1,6 а
Рис. 5. Относительное изменение максимума ускорения при различных Мп :
1 - Мп = 4; 2 - Мп = 5; 3 - Мп = 6
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ЧАСТЬ
Целесообразность переобогащения подтверждена экспериментально [1, 10]. На рис. 6 представлена схема многоцикловой пульсирующей экспериментальной установки, созданной в США [1]. Предетонатор представляет собой
X 2
/г\
В ГПВРД DCR (Aerojet, США) реализовано двухсекционное сгорание [10]. В предварительной секции - дозвуковой режим горения с переобогащением. В основной секции при сверхзвуковой скорости происходит горение ТВС от переобогащенных продуктов сгорания, поступающих из предварительной секции.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Результаты расчетного исследования, выполненного с использованием уравнений химической кинетики, показали целесообразность переобогащения смеси (до а = 0,5) в предетонаторе для инициирования детонационно-подобного (взрывного) режима горения в основной КС. В математической записи эффект повышения инициирующей способности продуктов сгорания, истекающих из предетонатора, достигается за счет изменения (уменьшения) их молекулярного состава (рис. 2). Физически это проявляется в том, что повышается работоспособность (в дан-
Рис. 6. Схема пульсирующей установки с детонационным сжиганием топлива:
1 - силоизмерительное устройство; 2 - воздухозаборник; 3 - топливная форсунка;
4 - топливно-воздушный коллектор; 5 - предетонатор; 6 - основная камера сгорания; 7 - датчики давления; 8 - аэродинамическая сетка
трубку диаметром 4 см, в которой на длине примерно 25 см происходит переход от дефлаграци-онного к детонационному режиму горения смеси керосин (ТР-10) - кислород. Воспламенение производилось с помощью свечи. Сгорание в предетонаторе происходило при коэффициенте избытка воздуха а = 0,6-0,9 с частотой 10 Гц. Основная камера имеет длину 1 м при диаметре 12,7 см. Топливо JP-10 подавалось с помощью форсунок в подводящий канал, далее смесь пропускалась через перфорированную коническую поверхность. Это обеспечивало интенсивное перемешивание смеси, а также гашение обратной ударной волны. Детонационное сгорание в основной камере возникало при температуре воздуха не менее 425 К.
ном случае инициирующая способность) продуктов сгорания, определяемая комплексом RT, в котором увеличивается газовая постоянная R=R| / Цпс .
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор) / под общ. ред. В. А. Скибина и В. И. Солонина. М.: ЦИАМ, 2010. 676 с. [ Works of the leading aero-engine companies in maintenance of making of perspective aero-engine (analytical survey), ed. by Skibin V. A. and Solonin V. I. (in Russian). Moscow: CIAM, 2010. ]
2. Гусейнов А. Б., Трусов В. Н., Полунин С. П. Анализ проблем создания гиперзвуковых летательных аппаратов // Вестник МАИ. 2014. Т. 21, № 3. С. 53-62. [ A. B. Guseinov,
V. N. Trusov, and S. P. Polunin, "The analysis of problems of hypersonic aircrafts making", (in Russian), in Vestnik MAI, vol. 21, no. 3, pp. 53-62, 2014. ]
3. Богданов В. И., Буракова Л. И. О возможной концепции ГПВРД со стабилизацией горения от камеры сгорания V=const // Техника воздушного флота. 2012. № 3. С. 35-39. [ V. I. Bogdanov and L. I. Burakova, "About the possible concept of a HRE with the combustion control from the combustion chamber V=const", (in Russian), in Tekhnika vozdushnogo flota, no. 3, pp. 35-39, 2012. ]
4. Богданов В. И., Кузнецов С. П. Результаты экспериментальной отработки золотниковой камеры сгорания постоянного объема // Вестник СГАУ им. С.П. Королева. 2011. № 2. С. 123-130. [ V. I. Bogdanov and S. P. Kuznetsov, "Results of the experimental try-out of the spool-type combustion chamber of constant volume", (in Russian), in Vestnik SGAU of a S. P. Korolev's name, no. 2, pp. 123-130, 2011. ]
5. Щетинков Е. С. Физика горения газов. М.: Наука, 1965. 740 с. [ E. S. Shchetinkov, Physics of gases combustion, (in Russian). Moscow: Nauka, 1965. ]
6. Топлива для воздушно-реактивных двигателей / Н. Ф. Дубовкин [и др.]. М.: «МАТИ» - Российский государственный технологический университет им. К. Э. Циолковского, 2001. 443 с. [ Jet fuel, Dubovkin N. F., et. al. (in Russian). Moscow: «MATI» - K. E. Tsiolkovsky Russian State Technological University, 2001. ]
7. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок / В. И. Бакулев [и др.]; под ред. В. А. Сосунова и В. М. Чепкина. М.: МАИ, 2003. 688 с. [ The theory, calculation and designing of aero-engines and power plant, Bakulev V. I., et. al., ed. by Sosunov V. A. and Chepkin V. M. (in Russian). Moscow: MAI, 2003. ]
8. Физико-химические процессы в газовой динамике: Справочник. Т. 2. Физико-химическая кинетика и термодинамика / под. ред. Г. Г. Черного и С. А. Лосева. М.: Научно-издательский центр механики, 2002. 368. [ The phys-icochemical processes in fluid dynamics: Reference book. Vol. 2. Physicochemical kinetics and thermodynamics, ed. by Cherny G. G. and Losev S. A. (in Russian). Moscow: Scientifically-publishing centre of a mechanics, 2002. ]
9. Кулагин В. В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. Кн. 1. М.: Машиностроение, 2002. 616 с. [ V. V. Kulagin, The theory, calculation and designing of aero-engines and power plant: Textbook. Book 1 (in Russian). Moscow: Mashi-nostroenie, 2002. ]
10. Иностранные авиационные двигатели: Справочник / под общ. ред. В. А. Скибина и В. И. Солонина. М.: Изд. дом «Авиамир», 2005. С. 406-407. [ Foreign aero-engines: Reference book, ed. by Skibin V. A. and Solonin V. I. (in Russian). Moscow: Publishing house «Aviamir», 2005, pp. 406-407. ]
ОБ АВТОРЕ
ДОРМИДОНТОВ Алексей Константинович, вед. инж. Канд. техн. наук по тепл. двиг. ЛА (РГАТУ имени П. А. Соловьева, 2012). Иссл. в обл. пульсир. ВРД.
METADATA
Title: About influence of a fuel-air mixture overfueling in a pre-detonator on detonation-like combustion regime initiation in the main combustion chamber. Author: A. K. Dormidontov
Affiliation: Scientific and Production Association Saturn
(NPO Saturn), Russia. Email: [email protected]. Language: Russian.
Source: Vestnik UGATU (scientific journal of Ufa State Aviation Technical University), vol. 20, no. 4 (74), pp. 54-58, 2016. ISSN 2225-2789 (Online), ISSN 1992-6502 (Print). Abstract: In paper positive influence of a fuel-air mixture overfueling in a predetonator on detonation-like combustion regime initiation in the main combustion chamber of the engine (HRE) is analytically shown. Calculation determines relation between relative change of chemical reaction acceleration in the main chamber and an excess air ratio in the predetonator. Key words: HRE; predetonator; detonation-like combustion regime; Arrhenius formula; chemical reaction acceleration. About author:
DORMIDONTOV, Aleksey Konstantinovich, Principal engineer. Cand. of Science, Specialty Aircraft Heat Engines. (RGATU, 2012). Area of Research: pulse jet engines.
