CC BY
154
УДК 621.452.225
СВЕРХЗВУКОВАЯ ДВУХКОНТУРНАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ
С ТВЕРДЫМ ТОПЛИВОМ
В.М. Абашев, И.Н. Широков, Н.П. Животов, П.К. Третьяков, А.В. Тупикин
Рассмотрен принцип работы сверхзвуковой двухконтурной камеры сгорания. Приведены результаты работы экспериментальной установки, моделирующей процесс в двухконтурной камере. На основании полученных результатов предложены рекомендации по проектированию подобных камер.
Ключевые слова: камера сгорания, двухконтурная камера, ракетно-прямоточный, CFD, горение.
В России идея создания двухконтурной камеры сгорания (КС) для прямоточных воздушно-реактивных (ПВРД) и ракетно-прямоточных двигателей (РПД) появилась в 60-е годы XX века. Основная идея заключена в разделении потока газа в камере сгорания на две области - центральную и периферийную. В центральную область подаются продукты от работы газогенератора, и происходит горение при дозвуковой или трансзвуковой скорости течения. В периферийную область, находящуюся между центральной областью и внутренней поверхностью корпуса КС, направляется сверхзвуковой воздушный поток из воздухозаборников. Таким образом, воздушный поток защищает корпус камеры от действия высокой температуры при горении топливовоздушной смеси. Основными преимуществами двухконтурных камер сгорания являются: простота конструкции, высокая полнота сгорания, теплозащита корпуса и уменьшение массы конструкции. Главный конструктор, профессор МАИ М.М. Бондарюк предложил и реализовал схему дозвуковой двухконтурной КС для изделия «Буря» [1]. Он также высказал предложение о применимости принципа двухконтурной КС для ПВРД со сверхзвуковым воздушным потоком по тракту.
Профессор Е.С. Щетинков предложил, а профессор А.Г. Прудников в ЦИАМ развил схему твердотельного сверхзвукового сопла без сужающегося профиля Витошинского и расширяющегося сопла Лаваля (газодинамическое сопло) [2]. Предложены различные теоретические схемы сверхзвуковых КС для ПВРД и РПД. Интерес представляет сверхзвуковая двухконтурная КС для формирования технического облика двигателя «открытой» осесимметричной схемы (рис. 1).
Сверхзвуковой воздушный поток, пройдя воздухозаборное устройство (ВЗУ), попадает в КС. В окрестности наружной поверхности заряда образуется центральная область дозвукового (трансзвукового) потока с горением твердого топлива. Сверхзвуковой «холодный» воздушный поток движется вдоль внутренней поверхности корпуса КС, образуя периферийную область нереагирующего течения. На границе между двумя контурами
происходит взаимодействие газовых потоков с образованием вихревого слоя (слоя смешения). В вихрях осуществляется дожигание продуктов горения твердого топлива. Подобные двухконтурные КС для «газогенераторной» осесимметричной схемы прямоточного двигателя разработаны в 1980-90 годах в США [3]. В настоящее время по этим принципам разрабатывается гиперзвуковой прямоточнный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) по программе HyFly (рис. 2). В нем КС разделена на последовательно расположенные дозвуковую и сверхзвуковую части. Дозвуковая часть камеры выполняет функцию форкамеры, т.е. в ней осуществляется воспламенение, и получающийся из этого дежурный факел поддерживает стабильное горение в сверхзвуковой части. Основное отличие авторской конструкции КС заключается в том, что в центральной области происходит дозвуковое горение твердого топлива с последующим дожиганием продуктов неполного сгорания в вихревом слое смешения между центральной и периферийной зонами.
камеры сгорания
Ниже представлены основные результаты расчетных и экспериментальных исследований рабочего процесса в сверхзвуковой двухконтурной осесимметричной КС. Испытания проводились на установках МАИ и ИТПМ СО РАН (рис. 3).
Экспериментальная модель КС для стенда МАИ [4, 5] (рис. 4) содержит плоское сопло-решетку 1 и камеру сгорания 2. Модельная КС снабжена окнами для оптических наблюдений с пропусканием в ультрафиолетовой области спектра. В состав камеры входят клин 3, топливные инжекторы 4 и сопло 5. Топливом для предложенной на рис. 1 камеры должны служить легкоплавкие горючие с добавлением полиэтилена (ПЭ) и технического углерода (ТУ) [6], которые при обтекании сверхзвуковым воздушным потоком воспламеняются и стабильно горят. В испытаниях применялись топливные инжекторы, которые моделировали процесс горения твердотопливного заряда. Это позволило упростить конструкцию мо-
353
дели, повысить экспериментальную универсальность конструкции, снизить стоимость испытаний и обеспечить требование к экологии эксперимента.
4*37 4* ГПВРД Дозвуковая КС Свертсигуковая КС
Рис. 2. Теоретическая схема двухконтурной КС для «газогенераторной» осесимметричной схемы двигателя по программе НуПу, США
Стенд МАИ Стенд ИТПМ СО РАН
Рис. 3. Аэродинамические установки
Рис. 4. Экспериментальная модель сверхзвуковой двухконтурной КС:
1 - плоское сопло-решетка; 2 - КС; 3 - клин; 4 - топливный инжектор; 5 - сопло; 6 - уступ
Конструкция модельной КС спроектирована таким образом, что имелась возможность смены положения топливных инжекторов и клина, изменяя тем самым внутреннюю геометрию тракта модельной КС. В эксперименте реализовывались следующие условия: число Маха на входе М=1,75...2,5 и температура торможения до Т0=1800 К.
Проведены следующие виды испытаний: холодные пуски, пуски с подачей в камеру газообразного топлива и пуски с имитацией догорания.
Холодные пуски предназначены для исследования влияния геометрии камеры на характеристики и структуру течения в тракте модельной КС. Варьировались высота уступа в диапазоне 5,0...15,0 мм и высота горла в диапазоне 5,0.. .15,0 мм. Давление торможения воздуха на входе в камеру Р0=0,6 МПа. Измерялись величины давления за уступом и на выходе из сопла.
Типичное изображение структуры потока в камере представлено на
рис. 5.
Пуски с подачей в камеру газообразного топлива. В горячий поток за уступ подавались смеси, состоящие из метана, водорода и пропана. Температура воздушного потока Т0=1600 К, давление в форкамере Р0=0,7 МПа, число Маха на входе в КС М=1,91. Регистрировался процесс самовоспламенения и поддержания горения. Для определения зон горения применялась спектрозональная съемка на длине радикала ОН*.
Рис. 5. Структура потока в камере при холодном пуске
При подаче водорода с расходом 0щ~0,085 г/с происходили стабильное воспламенение и горение в области отрыва за уступом и слое смешения (рис. 6).
Рис. 6. Горение водорода в сверхзвуковой КС и его спектрозональная регистрация горения
При подаче смеси водорода и метана с расходом 0сн4~0,45 г/с и последующим горением только метана наблюдаются стабильное воспламенение и горение в области слоя смешения и за его пределами (рис. 7). Воспламенение метана осуществлялось только при наличии смеси с водородом.
Рис. 7. Горение смеси метана и водорода в сверхзвуковой КС и ее спектрозональная регистрация горения
При «пусках с имитацией догорания» температура сверхзвукового потока воздуха находится в диапазоне Т0=1500.1700 К. Целью этих экспериментов было моделирование процесса догорания продуктов неполного сгорания твердого топлива. Смесь водорода с азотом имитирует продукты неполного сгорания в газогенераторе силовой установки.
После подачи воздуха и выхода на режим стенда «Сверхзвукового горения» (Р0=0,7 МПа, Т0=1600 К) подается Н2. Происходят воспламенение и стабилизация горения Н2. Затем подается К2, и горение продолжается. При достижении предельной концентрации Н2 в смеси пламя срывается. Момент срыва пламени определялся по спектрозональной регистрации. Вычисляется значение коэффициента избытка воздуха а в зоне отрыва на момент срыва.
На рис. 8 показан процесс горения. Коэффициент избытка воздуха а на момент срыва горения в зоне отрыва равен 4.
Рис. 8. Спектрозональная регистрация: а - горение водорода (горячий); б - горение водорода (холодный); в - горение смеси; г - угасание
Во время испытаний случилась нештатная ситуация. Область присоединения потока оказалась на месте подачи смеси Н2/№2. Увеличение расхода привело к возрастанию температуры в этом месте выше температуры плавления металла. Произошло прогорание пластин, выравнивающих поток смеси (рис. 9).
Проведённые испытания показали, что конструкция модельной КС позволяет проводить исследования процессов дожигания, при этом одной из проблем является организация устойчивого горения модельного топлива. Во избежание нештатных ситуаций следует ограничивать расход топливных смесей в области присоединения потока.
Рис. 9. Повреждение КС
357
Анализ экспериментальных данных показывает, что при высоте горла менее 10 мм внутри камеры появляется скачок присоединения. После него уменьшается скорость потока и падает давление. Давление за уступом меньше статического давления на входе в камеру сгорания (1 атм.) при любых исследуемых геометрических параметрах. При этом давление разрежения за уступом прямо пропорционально высоте уступа экспериментальной КС. При увеличении высоты уступа значение давления в измеряемой точке падает, при этом суммарное давление, действующее на уступ, растёт.
Для достижения большей скорости потока на выходе из камеры требуется укоротить длину обечайки. Это предотвратит образование скачка присоединения и будет способствовать более равномерному расширению сверхзвукового потока. Сравнение результатов экспериментов с данными расчетов в системе Л№У8 (рис. 10) позволило определить граничные условия, модель турбулентности и другие характеристики алгоритма расчета. Ошибка составляет не более 21 %.
Проведены расчетные исследования, которые позволили найти параметры, оказывающие основное влияние на условия рабочего процесса в сверхзвуковой двухконтурной КС. К ним относятся отношение высоты горла к высоте уступа (Нгорла/Нуступа), отношение высоты горла к длине камеры (Нгорла/Ькамеры), отношение температуры в зоне уступа к рабочей температуре материала (Туступа/Трабочая), отношение температуры обечайки к рабочей температуре материала (Тобечайки/Трабочая) и отношение скорости на выходе из сопла к скорости потока обтекающего наружную часть обечайки ^сопла/Унаружная). Получены оптимальные диапазоны изменения этих критериев, обеспечивающих работоспособность и высокое качество рабочего процесса в КС.
Эксперимент Расчет
Рис. 10. Верификация результатов при холодных пусках
Критерий Тобечайки/Трабочая характеризует эффект влияния разделения потоков (двух контуров) на работоспособность конструкции КС. Под температурой обечайки понимается максимальная температура, которая, как правило, находится в крайней части обечайки. Наибольшее значение температуры обечайки не превышает 640 °С при температуре в камере 2100 °С (рис. 11).
ДЛЯ Н ГОРЛА/ I. КАМЕРЫ = 0,100
>-гххадчи юлооом Я С подачгй водорода м/с)
* - С подачей юдо(киы м/с! С 1ТОД»чеЛ юДОСОЛ) |у-3 м/с!
0,7$
ода
5
3 О,» о и
0,1 ъ
0,40 050 0,60 0,70 0.80 0,90 ЦХ> 1,10
И ГО^ЛА/ К УСТУПА
Рис. 11. Отношение температуры в зоне обечайки к рабочей температуре конструктивной стали (1000 К)
Таким образом, сверхзвуковой воздушный поток, образующий второй контур газового потока, защищает и охлаждает обечайку сверхзвуковой КС.
Представляют интерес функциональные зависимости скорости потока продуктов сгорания, выбрасываемых через сопло. Получен диапазон максимальных значений скорости потока на выходе из сопла. При горении водорода максимальная скорость на срезе сопла превышает на 35...50 % скорость потока на входе в камеру. На рис. 12 видно, что при Нгорла/Нуступа>0,67 наблюдается снижение скорости потока, что объясняется передвигающимся присоединенным скачком.
Рис. 12. Функциональные зависимости изменения скорости газового потока на выходе из сопла
359
Отметим, что температура газового потока, обтекающего обечайку КС достигает максимального значения при отсутствии подачи горючего. Это объясняется структурой течения внутри камеры сгорания (рис. 13).
А
Тетрега(иге [К] ° _
б
Рис. 13. Температура внутри камеры сгорания: а - без подачи водорода (горение в камере отсутствует); б - с подачей водорода (моделируется процесс горения)
На основании проведенного исследования можно сделать следующие основные выводы.
1. Сверхзвуковая двухконтурная КС может быть использована для ГПВРД и обеспечивает стабильный рабочий процесс.
2. Эффект разделения газового потока на два контура в сверхзвуковой КС позволяет снизить максимальную температуру обечайки камеры до 640 °С при температуре в камере 2100 °С.
3. Средняя по сечению скорость продуктов сгорания на выходе из сопла сверхзвуковой КС может на 50 % превышать скорость газового потока на входе в камеру.
4. Для обеспечения стабильного рабочего процесса в сверхзвуковой двухконтурной КС можно использовать полученные в ходе работы критерии. Нгорла^камеры > 0,1; Lобечайки/Lкамеры < 1,0; Нгорда/Нуступа < 0,7; ММв.к. < 2,5
(Мв.к. - скорость воздушного потока на входе в камеру сгорания).
Список литературы
1. Бондарюк М.М. Основы проектирования прямоточных ВРД: технический отчет. М., 1968. Рег. № 6445.
2. Двухконтурные прямоточные камеры скоростных летательных аппаратов / В.М. Абашев [и др.]// Атмосферные энергетические установки. 2011. № 1 - 2.
3. Состояние и перспективы разработки гиперзвукового вооружения / Р.В. Балмина, А. А. Губанов, М.А. Иванькин, Д. А. Лапинский // Техническая информация. Сер. «Авиационная и ракетная техника». М.: Издательский отдел ЦАГИ, 2012. Вып. 1 - 2. 76 с.
4. Широков И.Н., Абашев В.М. Моделирование рабочего процесса в камере смешения при помощи трёхсекционной горелки с принудительной подачей воздуха // Вестник Московского авиационного института. 2012. № 5. Т. 19. С. 61 - 64.
5. Широков И.Н., Ляшенко А.И. Использование программного комплекса Л№У8 для создания экспериментальной установки, способной моделировать рабочий процесс в двухконтурной камере сгорания ракетно-прямоточного двигателя // Труды МАИ. 2013. № 65.
6. Энергоемкие горючие для авиационных и ракетных двигателей / В.Н. Бакулин, Н.Ф. Дубовкин, В.Н. Котова, В. А. Сорокин, В.П. Францке-вич, Л.С. Яновский. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009. 400 с.
Абашев Виктор Михайлович, д-р техн. наук., проф., вед. науч. сотр., ipk_avm@mai.т, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет),
Широков Игорь Николаевич, мл. науч. сотр., igor_shirokov@,hotmail.com, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет),
Животов Николай Павлович, ст. науч. сотр., znp@mai.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет),
Третьяков Павел Константинович, д-р техн. наук, проф., гл. науч. сотр., paveltr@,itam. nsc. т, Россия, Новосибирск, Институт теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук,
Тупикин Андрей Викторович, канд. физ.-мат. наук, ст. науч. сотр., tupikin@,itam. nsc. т, Россия, Новосибирск, Институт теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук
THE DOUBLE-CIRCUIT COMBUSTION CHAMBER WITH A SOLID FUEL V.M. Abashev, I.N. Shirokov, N.P. Zhivotov, P.K. Tretyakov, A. V. Tupikin
The principle of operation of the supersonic dual-circuit combustion chamber is considered. The results of the work of the experimental setup simulating the process in a dual-circuit chamber are presented. Based on the obtained results, recommendations for the design of such chambers are proposed.
Key words: combustion chamber, double-circuit chamber, rocket-ramjet, CFD, combustion.
Abashev Viktor Mikhailovich, doctor of technical sciences, professor, senior researcher, ipk_avm@mai. ru, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Shirokov Igor Nikolaevich, junior researcher, igor_shirokov@hotmail. com, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Zhivotov Nikolaj Pavlovich, candidate of technical sciences, senior researcher, znp@mai.ru, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Tretyakov Pavel Konstantinovich, doctor of technical sciences, professor, chief researcher, paveltraitam. nsc. ru, Russia, Novosibirsk, Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics of Siberian branch of Russian Academy of Sciences
Tupikin Andrey Viktorovich, candidate of physico-mathematical sciences, senior researcher, tupikin@itam. nsc. ru, Russia, Novosibirsk, Khristianovich Institute of Theoretical and Applied Mechanics of Siberian branch of Russian Academy of Sciences
