CC BY
14
DOI: 10.15593/2224-9982/2021.66.05 УДК 536.464
А.А. Шилова, Н.Л. Бачев, Р.В. Бульбович
Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Россия
РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ОБЛАСТИ УСТОЙЧИВОГО ГОРЕНИЯ ПРИРОДНОГО ГАЗА С ВОЗДУХОМ
Одним из рациональных способов создания малоэмиссонных камер сгорания является организация низкотемпературного бедного горения при внешнем подогреве компонентов перед их подачей в камеру сгорания. При организации низкотемпературного бедного горения с большими коэффициентами избытка воздуха могут возникнуть проблемы с обеспечением устойчивого положения фронта пламени. Устойчивость горения в сильной степени зависит от соотношения среднерасходной скорости и скорости турбулентного горения. Скорость турбулентного горения зависит от состава, давления и температуры подачи компонентов и степени турбулентности в камере сгорания. Среднерасходная скорость зависит от коэффициента избытка воздуха (расхода окислителя и горючего) и геометрических размеров камеры.
Раннее было показано, что при разработках малоэмиссионной камеры сгорания с низкотемпературным бедным горением выгодно использовать в качестве обобщенной характеристики внутрикамерного процесса относительную расходо-напряженность, которая учитывает расходные, геометрические и термодинамические параметры в камере сгорания.
Посвящена анализу устойчивого горения топливной композиции природный газ + воздух по имеющимся в открытом доступе экспериментальным данным авторов из Мичиганского университета (США). С помощью разработанных авторами методик были обработаны экспериментальные данные по предельным скоростям подачи компонентов в горелку атмосферного типа. Получены и проанализированы предельные значения расхода воздуха и природного газа, предельные значения коэффициента избытка воздуха, продельные значения скорости топливовоздушной смеси и предельные значения относительной расходонапряженности. Графически представлены области устойчивого горения по перечисленным параметрам при разных степенях закрутки воздуха. Для разработок камер сгорания микрогазотурбинных энергоустановок предлагается использовать универсальный диапазон дк =(0,3...3,5)• 104 кг/(с• Н), подтвержденный экспериментальными результатами.
Ключевые слова: экспериментальные данные по стабильному положению пламени, относительная расходо-напряженность, граница устойчивого горения, природный газ и воздух.
A.A. Shilova, N.L. Bachev, R.V. Bul'bovich
Perm National Research Polytechnic University, Perm, Russian Federation
COMPUTATIONAL AND EXPERIMENTAL STUDIES OF THE AREA OF SUSTAINABLE COMBUSTION OF NATURAL GAS WITH AIR
One of the rational ways of creating low-emission combustion chambers is the organization of low-temperature lean combustion with external heating of the components before they are fed into the combustion chamber. When organizing low-temperature lean combustion with large excess air ratios, problems may arise with ensuring a stable position of the flame front. Combustion stability to a large extent depends on the ratio of the average flow rate and the rate of turbulent combustion. The rate of turbulent combustion depends on the composition, pressure and temperature of the components supply and the degree of turbulence in the combustion chamber. The average flow rate depends on the excess air ratio (oxidizer and fuel consumption) and the geometric dimensions of the chamber.
Earlier it was shown that when developing a low-emission combustion chamber with low-temperature lean combustion, it is advantageous to use the relative flow rate as a generalized characteristic of the intra-chamber process, which takes into account the consumption, geometric and thermodynamic parameters in the combustion chamber.
This work is devoted to the analysis of stable combustion of a fuel composition natural gas + air based on the experimental data available in the public domain by the authors from the University of Michigan (USA). With the help of the methods developed by the authors, the experimental data on the limiting feed rates of the components into the atmospheric burner were processed. The limiting flow rates of air and natural gas, the limiting values of the excess air ratio, the longitudinal values of the speed of the fuel-air mixture and the limiting values of the relative flow rate are obtained and analyzed. Areas of stable combustion by the listed parameters at different degrees of air swirl are graphically presented.
Keywords: experimental data on a stable flame position, relative flow rate, sustainable combustion boundary, natural gas and air.
Введение
На сегодняшний день существуют различные способы снижения эмиссии вредных веществ, которые необходимо учитывать при разработке малоэмиссонных камер сгорания (МЭКС) для газотурбинных установок [1]:
• LPP - горение обедненной, предварительно испаренной и перемешанной с топливом смеси;
• RQL - сжигание обогащенной смеси топлива быстрым перемешиванием с воздухом и последующим горением обедненной смеси;
• S С - зональное сжигание топлива;
• LDI - горение обедненной смеси с прямым впрыском топлива. Multi-LDI -многофорсуночная (до 860 шт.) камера сгорания, сходная с камерой ЖРД;
• каталитическое сжигание топливо-воздушной смеси;
• применение «мокрых» КС с диффузионным факелом и впрыском воды (пара);
• дополнительное использование каталитической очистки выходных газов ГТУ.
Одним из рациональных способов создания МЭКС является организация низкотемпературного бедного горения при внешнем подогреве компонентов перед их подачей в камеру сгорания (КС) [2-5]. Использование этого типа горения требует решения двух задач: определение концентрационных пределов горения топливного газа с учетом параметров подачи и определение области стабильного положения
пламени с учетом газодинамических параметров и характеристик турбулентного горения. Информационно-аналитический обзор показал, что расчетно-экспериментальные исследования в основном были направлены на выяснение влияния отдельных факторов на стабильное положение фронта пламени [6-10]. Только в отдельных работах [11-15] делается попытка выработать критерии стабильности пламени. Для оперативного определения режимных и геометрических параметров МЭКС в составе микрогазотурбинной энергоустановки (МГТЭУ) при сжигании стандартных газов простого состава и нестандартных газов сложного состава предлагается использовать обобщенную характеристику внутрикамерного процесса - относительную расходонапряженность [16, 17].
Значимым результатом исследований является определение диапазона относительной расходонапряженности gк, в котором наблюдается стабильное положение пламени при сжигании топливных газов в реальных условиях эксплуатации МГТЭУ. В данной работе предложенный ранее диапазон gк [18] уточняется в процессе обработки экспериментальных данных при сжигании топливной композиции метан + воздух в горелках атмосферного типа [19].
Описание экспериментальной установки
Схема экспериментальной установки по определению предельных условий существования пламени представлена на рис. 1 [19].
Окислитель Рис. 1. Схема экспериментальной установки
Окислитель (воздух) через четыре тангенциальных подвода поступает в кольцевой канал и смешивается там с осевым потоком перед подачей в горелочное устройство. Топливный газ поступает в горелочное устройство в осевом направлении через центральный топливный канал. Размеры кольцевого и топливного каналов, при которых получены приведенные ниже экспериментальные данные, приведены в табл. 1.
Таблица 1 Геометрические размеры узлов подачи
Название Вариант
1 2
Внешний диаметр кольцевого канала dок, мм 22,2 14,4
Внутренний диаметр топливного канала dгор, мм 3,4 2,3
Во всех экспериментальных исследованиях отношение диаметра кольцевого канала к внутреннему диаметру топливного канала было постоянным и составляло 6,5.
В экспериментах использовались три различные топливные композиции: 100%-ный метан + воздух; (67%-ный метан + 33%-ный воздух) + воздух; (45%-ный метан + 55%-ный воздух) + воздух. Приведенные ниже результаты получены для топливной композиции 100%-ный метан + воздух. Значения расхода воздуха и топливного газа измерялись с помощью ротаметров. Также измерялись окружная и осевая скорости воздушного потока
с использованием метода лазерной доплеров-ской велосиметрии для определения параметра закрутки 5". Число закрутки характеризует соотношение центробежных и инерционных массовых сил в горелочном устройстве. Более подробное описание экспериментальной установки приведено в работах [19].
Наличие или отсутствие пламени в экспериментальных исследованиях определялось с помощью видео- или фоторегистрации. Экспериментальные данные по скоростям воздуха и топливного газа и факт наличия или отсутствия пламени позволили определить нижние и верхние пределы горения по скоростям воздуха и топливного газа.
Обработка экспериментальных данных
Были обработаны данные первой серии экспериментов, когда внешний диаметр кольцевого канала dок = 22,2 мм и внутренний диаметр топливного канала dгор = 3,4 мм.
На рис. 2 представлены экспериментальные данные для нижних и верхних пределов горения по скоростям окислителя и горючего при разных степенях закрутки воздушного потока.
Анализ данных на рис. 2 показывает, что области устойчивого положения пламени увеличиваются с увеличением степени закрутки 5. Здесь и далее за область устойчивой работы принимается внутренняя область фигуры без учета значений на границах.
Рис. 2. Нижние и верхние пределы горения по скоростям компонентов:
а - 5 = 0; б - 5 = 0,25; в - 5 = 0,50
Рис. 3. Нижние и верхние пределы горения по значениям расхода компонентов:
а - £ = 0; б - £ = 0,25; в - £ = 0,50
Для принятия технических и конструктивных решений при разработке новых камер сгорания или при регулировании режимов работы камеры сгорания в ходе эксплуатации выгодно знать пределы горения по значениям расхода воздуха и топливного газа.
Значения расхода компонентов определялись по известным геометрическим характеристикам
(
т ок = РоЛк
пй2
л
т„
= Р V
г гор го
п^2
где Vок V - экспериментальные значения
скорости воздуха и топливного газа.
Значения плотности воздуха и топливного газа определялись по уравнению состояния
Рок =
Ргор
Р0
ЯоЛ
р0
КорТ0
где Р0,Т0 - давление и температура подачи компонентов.
Нижние и верхние пределы горения по массовому расходу окислителя и горючего представлены на рис. 3.
Анализ данных на рис. 3 показывает, что при увеличении закрутки £ до 0,50 массовое соотношение компонентов на режиме устойчивого горения может увеличиваться до 20.
Для анализа типов и режимов горения в проектируемых и используемых камерах сгорания целесообразно знать нижние и верхние пределы горения по коэффициентам избытка воздуха.
Коэффициент избытка воздуха на пределах горения определялся по известному соотношению
1
т„
а = -
Кт0 «гор
где Кт0 - массовое стехиометрическое соотношение топливной композиции метан + воздух.
В качестве критерия устойчивого положения пламени предлагается использовать относительную расходонапряженность [16, 17]
8к =
т
Р К
где гтТВС - расход горючевоздушной смеси; Рк, Кк - давление и поперечное сечение в камере сгорания.
По уравнению неразрывности массовый расход ГВС
тГВС = РГВС^ВСКк .
Плотность горючевоздушной смеси
РГВС =ФРгор +(1 -ф)Рок .
Коэффициент смешения ф может быть определен по зависимости
Ф =
1
1 + аК
Скорость горючевоздушной смеси УГВС определялась по закону сохранения импульса
('ок + 'гор ) ^ГВС = ™окУок + ЩорКор •
Отсюда выражение для определения скорости ГВС принимает вид
V =
"гее
«КтсУок + Кор
и-Кт0 +1
С целью учета подогрева топливного газа при обработке экспериментальных данных выражение относительной расходонап-ряженности было преобразовано к виду
VГ
gк =
^ГВС^ГВС
Газовая постоянная ГВС
^ГВС =Ф^гор +(1 "Ф)^ок •
Значения относительной расходонап-ряженности, определенные по экспериментальным значениям скоростей и коэффициентов избытка воздуха, представлены в табл. 2.
Анализ данных табл. 2 позволяет сделать следующие выводы:
• с увеличением параметра закрутки до 0,5 значения относительной расходонап-ряженности на верхних и нижних пределах увеличиваются в 4 и 2 раза соответственно;
• по результатам первой серии экспериментальных данных можно установить диапазон относительной расходонапряженно-сти gк =( 0,3...3,5)-104 кг/ (с • Н) без влияния закрутки 5;
Таблица 2
Нижние и верхние пределы горения по (1 - нижний предел;
относительной расходонапряженности 2 - верхний предел)
5 = 0
V™, м/с 19,231 30,769 50,0 61,538
V«!, м/с 2,500 3,750 3,333 0,833
Рок2, м/с 1,667 2,500 1,667 0,833
а1 0,569 0,533 0,292 0,059
а2 0,379 0,355 0,146 0,0592
^ГВС1, м/с 4,051 6,405 11,086 30,898
^ГВС2, м/с 4,001 6,472 15,437 30,898
gы, кг/(сН) 0,49-10-4 0,77 •Ю-4 1,340-10-4 3,738-10-4
gk2, кг/(сН) 0,48-10-4 0,78 10-4 1,870-10-4 3,738-10-4
5 = 0,25
Vок, м/с 5,83 10 14,1 18,3 20 25,8 26,7
^тор1, м/с 38,48 53,85 53,85 65,38 61,63 96,15 100
^гор2, м/с 7,7 15,4 20,07 26,92 38,46 50 100
а1 0,663 0,813 1,146 1,225 1,420 1,174 1,168
а2 3,314 2,842 3,075 2,975 2,276 2,258 1,168
^ГВС1, м/с 8,461 12,927 16,019 20,433 21,637 29,118 30,173
^ГВС2, м/с 5,862 10,108 14,210 18,465 20,459 26,407 30,173
gkl, кг/(сН) 1,02-10-4 1,5610-4 1,94-10-4 2,472-10-4 2,62-10-4 3,52-10-4 3,65-10-4
gk2, кг/(с Н) 0,71 10-4 1,22-10-4 1,72 •Ю-4 2,234-10-4 2,48-10-4 3,1910-4 3,65-10-4
5 = 0,5
Vок, м/с 10 20 24,2 30 40 50
^тор1, м/с 87,5 156,25 166,7 200 275 306,25
^ор2, м/с 12,5 31,25 81,25 125 212,5 306,25
а1 0,500 0,560 0,635 0,656 0,636 0,714
а2 3,501 2,801 1,303 1,050 0,823 0,714
^ГВС1, м/с 18,069 32,809 36,145 43,829 59,664 69,279
^ГВС2, м/с 10,041 20,228 26,635 34,982 51,370 69,279
gkl, кг/(сН) 2,19-10-4 3,9710-4 4,37 •Ю-4 5,30-10-4 7,22-10-4 8,38-10-4
gk2, кг/(с Н) 1,21 • 10-4 2,45 10-4 3,22 • 10-4 4,23 10-4 6,21 10-4 8,38-10-4
Рис. 4. Нижние и верхние пределы горения при £ = 0: а - по скоростям; б - по расходу компонентов
Таблица 3
Нижние и верхние пределы горения по относительной расходонапряженности при разных диаметрах подачи компонентов
£ = 0
d = 22,2 мм; d = 3,4 мм ок ' ' гор >
^всъ м/с 4,051 6,405 11,086 30,898
РгвС2, м/с 4,001 6,472 15,437 30,898
gы, кг/(сН) 0,49-10-4 0,77 •Ю-4 1,340-10-4 3,738-10-4
gk2, кг/(с Н) 0,48-10-4 0,78 10-4 1,870-10-4 3,738-10-4
d = 14,4 мм; d = 2,2 мм ок гор
^ВС1, м/с 3,602 4,442 5,858 38,6
^ВС2, м/с 2,801 4,393 7,959 38,6
gkl, кг/(сН) 0,43 10-4 0,53 •Ю-4 0,71-10-4 4,669-10-4
gk2, кг/(с Н) 0,34-10-5 0,53 •Ю-4 0,96-10-4 4,669-10-4
• с увеличением температуры горюче-воздушной смеси значения относительной расходонапряженности будут уменьшаться.
Были также обработаны данные второй серии экспериментов, когда внешний диаметр кольцевого канала dок = 14,4 мм и внутренний диаметр топливного канала dгор = 2,2 мм.
На рис. 4 представлены нижние и верхние пределы горения по значениям скорости и расхода компонентов при нулевой закрутке воздушного потока.
В табл. 3 представлены данные по значениям относительной расходонапряженности для сравнения первой и второй серий экспериментов при нулевой закрутке воздушного потока.
Анализ данных табл. 3 позволяет сделать следующие выводы:
• по результатам второй серии экспериментальных данных можно установить
диапазон значений относительной расходо-напряженности gк = (0,3...4,7)• 10-4кг/(с• Н) без влияния закрутки £;
• с увеличением температуры горюче-воздушной смеси значения относительной расходонапряженности будут уменьшаться.
Заключение
Таким образом, проведенные исследования позволяют сформулировать следующие выводы:
• Обработаны и проанализированы опубликованные экспериментальные данные по горению топливной композиции метан + воздух.
• Приведены экспериментальные данные нижнего и верхнего пределов горения по скоростям подачи компонентов.
• Разработаны и показаны методики определения областей устойчивого горения по зна-
чениям расхода, коэффициентам избытка воздуха и температуры горючевоздушной смеси.
• В качестве критерия устойчивого положения пламени предложено использовать относительную расходонапряженность.
• Для разработок камер сгорания микрогазотурбинных энергоустановок предлагается использовать универсальный диапазон gк =( 0,3.3,5) •Ю-4 кг/ ( с • Н), подтвержденный экспериментальными результатами.
Библиографический список
1. Комаров Е.М. Методы уменьшения эмиссии вредных веществ в камерах сгорания ГТД и ГТУ // Машиностроение и компьютерные технологии. - 2018. - № 05. - С. 9-29.
2. Организация низкотемпературного бедного горения утилизируемого газа / Н.Л. Бачев, А. А. Шилова, О.О. Матюнин, Р.В. Бульбович // Проблемы региональной энергетики. - 2020. - № 3 (47). -С. 56-68.
3. Расширение пределов горения в пористой горелке с помощью внешнего подогрева / Ал.Ал. Берлин, А.С. Штейнберг, С.М. Фролов, А.А. Беляев, В.С. Посвянский, В.Я. Басевич // Доклады Академии наук. - 2006. - Т. 406, № 6. - С. 1-6.
4. Экспериментальное исследование расширения бедного предела горения метана с помощью внешних воздействий на физико-химические процессы в зоне прогрева пламени / П. А. Гусев, С.М. Фролов, О.Г. Скрипник, А.С. Штейнберг, А.А. Берлин // Горение и взрыв. - 2009. - Вып. 2. - С. 7-11.
5. Фролов С.М. Наука о горении и проблемы современной энергетики // Российский химический журнал. - 2008. - Т. 52, № 6. - С. 129-133.
6. Syred N., Beer J.M. Combustion in swirling flows: A review // Combustion and Flame. - October 1974. - Vol. 23, iss. 2. - P. 143-201.
7. Rowhani A., Tabejamaat S. Experimental study of the effects of swirl and air dilution on biogas non-premixed flame stability // Thermal Science. - 2015. - Vol. 19, no. 6. - P. 2161-2169.
8. Белоусов В.Н., Смирнова О.С., Смородин С.Н. Основы сжигания газа: учеб. пособие / СПбГТУРП. - СПб., 2009. - 40 с.
9. Мингазов Б.Г. Внутрикамерные процессы и автоматизированная доводка камер сгорания ГТД. - Казань, 2000. - 168 с.
10. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей / Б.В. Раушенбах, С.А. Белый, И.В. Беспалов, В.Я. Бородачев, М.С. Волынский, А.Г. Прудников. - М.: Машиностроение, 1964. - 526 с.
11. Saediamiri M., Birouk M., Kozinski J.A. Flame stability limits of low swirl burner - Effect of fuel composition and burner geometry // Fuel. - 2017. - Vol. 208. - P. 410-422.
12. Leung T., Wierzba I. Prediction of the blowout limits of turbulent non-premixed jet flames using the premixed combustion theory // Combustion Science and Technology. - 2010. - Vol. 182 (10). -P. 1528-1545.
13. Massey J.C., Chen Z.X., Nedunchezhian Swaminathan. Lean flame root dynamics in a gas turbine model combustor // Combustion Science and Technology. - 2019. - Vol. 191. - P. 1019-1042.
14. Inanc E., Proch F., Kempf A.M. Studying transient jet flames by high-resolution LES using premixed flamelet chemistry // Direct and Large-Eddy Simulation XI. - 2019. - Vol. 25. - P. 237-243.
15. Leung T., Wierzba I. The effect of hydrogen addition on biogas non-premixed jet flame stability in a co-flowing air stream // International Journal of Hydrogen Energy. - 2008. - Vol. 33 (14). -P. 3856-3862.
16. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. - 488 с.
17. Теория ракетных двигателей / В.Е. Алемасов [и др.]. - М.: Машиностроение, 1980. - 533 с.
18. Шилова А.А., Бачев Н.Л., Матюнин О.О. Универсальная камера сгорания для утилизации разнородных по составу и теплопроизводительности нефтяных газов // Проблемы региональной энергетики. - 2021. - № 1 (49). - С. 61-72.
19. Feikema D., Chen R.H., Driscoll J.F. Enhancement of flame blowout limits by the use of swirl // Combust Flame. - 1990. - Vol. 80, iss. 2. - P. 183-195.
A. A. ffln^OBa, H..H. EaneB, P.B. Ey^b6oBHH
References
1. Komarov Ye.M. Metody umensheniya emissii vrednykh veshchestv v kamerakh sgoraniya GTD i GTU [Methods for reducing the emission of harmful substances in the combustion chambers of GTE and GTU]. Mashinostroyeniye i komp'yuternyye tekhnologii, 2018, no. 05, pp. 9-29.
2. Bachev N.L., Shilova A.A., Matyunin O.O., Bulbovich R.V. Organizatsiya nizkotemperaturnogo bednogo goreniya utiliziruyemogo gaza [Computational and Experimental Studies into Concentration Limits of Associated Petroleum Gas Combustion]. Problemele energeticii regionale, 2020, no. 3 (47), pp. 56-68.
3. Berlin Al. Al., Shteynberg A.S., Frolov S.M., Belyayev A.A., Posvyanskiy V.S., Basevich V.YA. Rasshireniye predelov goreniya v poristoy gorelke s pomoshch'yu vneshnego podogreva [Expansion of the limits of combustion in a porous burner with the help of external heating]. Doklady Akademii nauk, 2006, vol. 406, no. 6, pp. 1-6.
4. Gusev P.A., Frolov S.M., Skripnik O.G., Shteynberg A.S., Berlin A.A. Eksperimental'noye issledovaniye rasshireniya bednogo predela goreniya metana s pomoshch'yu vneshnikh vozdeystviy na fiziko-khimicheskiye protsessy v zone progrevaplameni [Experimental study of the expansion of the lean limit of combustion of methane with the help of external influences on the physicochemical processes in the heating zone of the flame]. Combustion and explosion, 2009, no. 2, pp. 7-11.
5. Frolov S.M. Nauka o gorenii I problem sovremennoy energetiki[Combustion Science and Problems of Modern Energy]. Rossiyskiy khimicheskiy zhurnal, 2008, vol. 52, no. 6, pp. 129-133.
6. N. Syred, J.M. Beer. Combustion in swirling flows: A review. Combustion and Flame, Volume 23, Issue 2, pp. 143-201.
7. Rowhani A., Tabejamaat S. Experimental study of the effects of swirl and air dilution on biogas non-premixed flame stability. Thermal Science, 2015, vol. 19, no. 6, pp. 2161-2169.
8. Belousov V.N., Smirnova O.S., Smorodin S.N. Osnovy szhiganiya gaza: uchebnoye posobiye [Fundamentals of gas combustion: tutorial]. St. Petersburg: Sankt-Peterburgskiy gosudarstvennyy technologicheskiy universitet rastitelnykh polimerov, 2009, 40 p.
9. Mingazov B.G. Vnutrikamernyye protsessy i avtomatizirovannay adovodka kamer sgoraniya GTD [Intra-chamber processes and automated fine-tuning of gas turbine engine combustion chambers]. Kazan, 2000, 168 p.
10. Rauschenbach B.V., Bely S.A., Bespalov I.V., BorodachevV.Ya., Volynsky M.S., Prudnikov A.G. Fizicheskiye osnovy rabochego protsessa v kamerakh sgoraniya vozdushno-reaktivnykh dvigateley [Physical foundations of the working process in combustion chambers of air-jet engines] Moscow, 1964, 526 p.
11. Meghdad Saediamiri, Meghdad Saediamiri, Madjid Birouk, Madjid Birouk, Kozinski J.A. Flame stability limits of low swirl burner - Effect of fuel composition and burner geometry. Fuel, 2017, vol. 208, pp. 410-422.
12. Leung T., Wierzba I. Prediction of the blowout limits of turbulent non-premixed jet flames using the premixed combustion theory. Combustion Science and Technology, 2010, vol. 182(10), pp. 1528-1545.
13. James C. Massey, Zhi X. Chen, Nedunchezhian Swaminathan. Lean Flame Root Dynamics in a Gas Turbine Model Combustor. Combustion Science and Technology, 2019, vol. 191, pp. 1019-1042.
14. Inanc E., Proch F., Kempf A.M. Studying transient jet flames by high-resolution LES using premixed flamelet chemistry. Direct and LargeEddy Simulation XI. ERCOFTAC Series, 2019, vol. 25, pp. 237-243.
15. Leung T., Wierzba I. The effect of hydrogen addition on biogas non-premixed jet flame stability in a co-flowing air stream. International Journal of Hydrogen Energy, 2008, vol. 33(14), pp. 3856-3862.
16. Dobrovolskiy M.V. Zhidkostnyye raketnyye dvigateli [Liquid rocket engines]. Moscow: MSTU named by N.E. Bauman, 2005, 488 p.
17. Alemasov V.Ye. i dr. Teoriya raketnykh dvigateley [Theory of rocket engines]. Moscow: Mashinostroyeniye, 1980, 533 p.
18. Shilova A.A., Bachev N.L., Matyunin O.O. Universalnaya kamera sgoraniya dlya utilizatsii raznorodnykh po sostavu i teploproizvoditelnosti neftyanykh gazov [Universal combustion chamber for utilization of petroleum gases of different composition and heat output]. Problemeleenergeticiiregionale, 2021, № 1 (49), pp. 61-72.
19. Feikema D, Chen RH, Driscoll JF. Enhancement of flame blowout limits by the use of swirl. Combust Flame, 1990, vol. 80, iss. 2, pp. 183-195.
Об авторах
Шилова Алена Алексеевна (Пермь, Россия) - аспирант кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы» ФГАОУ ВО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 29; e-mail: alyona1203@gmail.com).
Бачев Николай Леонидович (Пермь, Россия) - кандидат технических наук, доцент кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы» ФГАОУ ВО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 29; e-mail: bnl54@yandex.ru).
Бульбович Роман Васильевич (Пермь, Россия) - доктор технических наук, профессор кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы» ФГАОУ ВО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., д. 29; e-mail: bulbovich@pstu.ru)
About the authors
Alyona A. Shilova (Perm, Russian Federation) - PhD Student of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems Department, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation; e-mail: alyona1203@gmail.com).
Nikolay L. Bachev (Perm, Russian Federation) - CSc in Technical Sciences, Professor of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems Department, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation; e-mail: bnl54@yandex.ru).
Roman V. Bulbovich (Perm, Russian Federation) - Doctor of Technical Sciences, Professor of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems Department, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation; e-mail: bulbovich@pstu.ru).
Получено 16.07.2021
