Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Исследования горения в сверхзвуковом потоке и постановка задачи 13
Глава 2. Модель, установка и методика эксперимента 35
2.1. Модель камеры сгорания 35
2.2. Топливная система 40
2.3. Система измерений 42
2.4. Методические измерения 45
2.4.1. Калибровка датчиков давления и тепловых потоков ...45
2.4.2. Методические испытания и проверка полей чисел Маха 47
2.4.3. Калибровка топливной системы 48
2.4.4. Калибровка аэродинамических весов 50
2.4.5. Определение точности измерений 52
Глава 3. Процесс горения водорода и этилена в камерах сгорания при подаче через клиновидные инжекторы 57
3.1. Выбор геометрии клиновидного инжектора 57
3.1.1. Эффективность смешения 57
3.1.2. Давление и тепловые потоки 58
3.1.3. Длительность горения 60
3.1.4. Одномерный анализ экспериментальных данных и полнота сгорания 62
3.2. Процесс горения в шестиинжекторной камере сгорания 66
3.2.1. Давление и тепловые потоки 66
3.2.2. Весовые измерения 72
3.2.3. Полнота сгорания, числа Маха и потери полного давления в канале камеры сгорания 74
3.3. Особенности процесса горения в четырехинжекторной камере сгорания при вдуве части топлива в слой смешения 78
3.3.1. Донное давление и давление в канале 79
3.3.2. Влияние изменения коэффициента избытка топлива 81
3.3.3. Весовые измерения 83
3.3.4. Полнота сгорания, числа Маха и потери полного давления в канале камеры сгорания 84
Глава 4. Сравнительный анализ экспериментальных данных и модель воспламенения 86
4.1. Критерии для описания срывных и стабилизационных характеристик процесса горения 86
4.2. Анализ и сравнение экспериментальных результатов 95
4.3. Схема воспламенения водорода и «розжига» многоинжекторной камеры сгорания 105
Заключение 118
Литература 120
Иллюстрации 141
- Калибровка датчиков давления и тепловых потоков
- Одномерный анализ экспериментальных данных и полнота сгорания
- Полнота сгорания, числа Маха и потери полного давления в канале камеры сгорания
- Схема воспламенения водорода и «розжига» многоинжекторной камеры сгорания
Введение к работе
Теоретические и экспериментальные исследования создания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) с горением в сверхзвуковом потоке проводятся уже более сорока лет. Первые научные публикации относятся к периоду 1957-1962г.г., включая приоритет изобретения (авторское свидетельство на ГПВРД) Е.С. Щетинкова от 16 апреля 1957г.
За этот период был проведен большой объем расчетных и экспериментальных исследований реализации горения в сверхзвуковом потоке для оценки различных типов инжекции топлива (спутная и встречная подача с пилонов, подача со стенки под различными углами к потоку воздуха, выбор конфигурации пилонов и т. д.), выбору оптимальных стабилизаторов горения и геометрии камеры сгорания [1-3]. Результатом этих исследований является достижение достаточно высокой эффективности сгорания топлива в камере сгорания при приемлемом уровне потерь на минимально возможной длине.
В последние годы активизировались исследования по созданию гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), рассчитанных на полет со скоростями, соответствующих числам Маха Мп=6-12 (национальные и международные программы, которые реализуются в США [4, 5], Европе [6,7], России [8, 9], Японии [10, 11]). Мотивом в разработке ГЛА служит потребность в более экономичном и легкодоступном выведении грузов на орбиту (воздушно-космический самолет) и создание коммерческого самолета для полетов с гиперзвуковыми скоростями в пределах верхних слоев атмосферы.
Одним из основных элементов ГПВРД является камера сгорания. Торможение потока на носовой части и в воздухозаборнике ГЛА приводит к тому, что среднее число Маха на входе (Мвх) в камеру сгорания составляет 30-45% от числа Маха полета в зависимости от типа летательного аппарата и траектории его полета. К настоящему времени вопросы организации горения при умеренной сверхзвуковой скорости потока на входе (Мвх 2,5) в камеру сгорания достаточно хорошо изучены. Существенно меньше экспериментальных и расчетных работ для чисел Маха Мвх 3. Сложная трехмерная структура течения, неравновесность состава воздуха, наличие химических процессов, отрыва и присоединения пограничного слоя на внутренних поверхностях воздухозаборника и камеры сгорания и т.п. не позволяют рассчитать газодинамические процессы и достаточно надежно предсказать характеристики двигателя на основе существующих математических методов, несмотря на прогресс в области информационных технологий. Это приводит к необходимости использования приближенных методов и моделей. Во всех случаях расчетные методы требуют верификации и экспериментальной проверки.
Не менее сложные проблемы связаны с экспериментальным моделированием полетных условий, соответствующих гиперзвуковым течениям в указанном диапазоне чисел Маха. Воспламенение (особенно, самовоспламенение) топлива и скорость химических реакций существенно зависят от температуры и давления. Поэтому моделирование натурных значений этих параметров является весьма желательным условием при испытаниях ГПВРД. Требование подогрева воздуха до температур более 2000К и необходимое при этом охлаждение конструкционных элементов экспериментальной установки представляет собой сложную техническую задачу. Ее решение приводит к усложнению самой установки, а необходимость обеспечения большого расхода высокоэнтальпийного воздуха ведет к увеличению эксплуатационных расходов. В целом это приводит к высокой стоимости экспериментальных исследований. Технология испытаний при высоких температурах и скоростных напорах предъявляет серьезные требования также к модели ГЛА (охлаждение, прочность и т.д.), что приводит к ее усложнению. Кроме того, важной проблемой является задача сохранения атмосферного состава и чистоты потока при подогреве воздуха в форкамере установки. Например, огневой подогрев добавляет к воздуху продукты сгорания и, как представляется, балластировка топлива и воздуха не снимает проблемы «полного» моделирования набегающего потока.
Решением этих проблем экспериментального моделирования гиперзвуковых потоков может быть уменьшение времени испытаний, т.е. использование высокоэнтальпийных установок кратковременного действия [12]. С учетом газодинамических и термодинамических явлений процессов горения и установления течения в тракте модели можно использовать импульсные аэродинамические трубы со временем рабочего режима от 3-5мс [13] до десятков миллисекунд [12].
Исследование сверхзвуковой камеры сгорания в режиме присоединенного трубопровода позволяет эффективно использовать преимущества импульсной установки, как источника высокоэнтальпийного рабочего газа (воздуха). Такой подход позволяет при максимальном для данной установки расходе обеспечить не только необходимое число Маха, но и требуемые давление и температуру на входе в камеру сгорания. Реализовать высокие параметры возможно благодаря отсутствию потерь во входном устройстве и технологических проблем, связанных с температурной стойкостью острых кромок воздухозаборника. Кроме того, увеличение размеров камеры сгорания позволяет существенно расширить возможности диагностики газового потока (пламени) и создать модульный принцип конструкции камеры сгорания для расширения области параметрических исследований.
При увеличении числа Маха полета растет доля импульса топлива в общем импульсе двигателя. Увеличение скорости потока на входе камеры сгорания приводит к увеличению сопротивления внутренних элементов камеры сгорания (инжектирующих и стабилизирующих устройств). С другой стороны рост скорости приводит к уменьшению времени нахождения топлива в камере сгорания при приемлемой ее длине. При заданном давлении и температуре время химической реакции является характеристикой топлива, поэтому при увеличении скорости потока определяющую роль играет интенсивность процессов смешения. Для выполнения этих противоречивых требований была предложена новая конфигурация инжектирующих устройств со спутным вдувом топлива: клиновидные инжекторы, располагающиеся на стенке камеры сгорания [14]. Форма клиньев выбрана такой, чтобы в потоке вблизи места подачи топлива обеспечить образование вихревых структур и зон обратных токов, улучшающих смешение и стабилизацию горения.
Эти задачи остаются актуальными ввиду необходимости экспериментальных исследований камеры сгорания ГПВРД с целью установления закономерностей протекания процессов горения при высокой скорости Мвх=3-5 на входе. Особенно важны исследования модели камеры сгорания в условиях, близких к натурным значениям параметров потока.
Цель настоящей работы состояла в экспериментальном исследовании процесса горения в камере сгорания с большой сверхзвуковой скоростью на входе Мвх=3-5 (в условиях близких к натурным) при спутной подаче топлива через клиновидные инжекторы, изучении развития процесса воспламенения с возможностью предсказания необходимых условий воспламенения и интенсивного горения на основе критериев, описывающих характеристики этих процессов.
Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения. В Главе 1 приведен обзор литературы по исследованию горения в сверхзвуковом потоке. В него вошли основные результаты по экспериментальным исследованиям камер сгорания ГПВРД в режиме присоединенного трубопровода. Показана актуальность задач создания ГПВРД, требующих разрешения, на основе чего сформулированы цели и задачи исследования.
Глава 2 посвящена описанию экспериментальной установки, модельной камеры сгорания и ее элементов, измерительной и топливной систем. Приведены технология и результаты калибровок топливной системы и элементов измерительного комплекса. Проведенные предварительные испытания позволили определить поля чисел Маха на входе в камеру сгорания. Определена точность измерений.
В Главе 3 приведены результаты исследований горения водорода и этилена в канале постоянной площади с единичным клиновидным инжектором, установленным на стенке. На основе анализа полученных данных были выбраны два инжектора с относительной высотой 1 и 0,67 лучшие с точки зрения смесеобразования и обеспечения воспламенения и интенсивного горения топлива в широком диапазоне параметров потока на входе в камеру сгорания. Изучен процесс воспламенения и стабилизации горения водорода в многоинжекторной камере сгорания при использовании трех модификаций инжекторной секции и двух вариантах дополнительного вдува топлива в донную область, образованную задними торцами инжекторов и внезапным расширением канала камеры сгорания в этом сечении. Установлен диапазон параметров, в рамках которого реализуется самовоспламенение и интенсивное горение топлива. Определены характеристики камеры сгорания и особенности процесса горения для примененных модификаций инжекции и стабилизации. Установлено преимущество инжекторной секции с большим поперечным сечением инжекторов.
В Главе 4 выполнен анализ применимости критериев, содержащих параметры, которые определяют воспламенение и распространение пламени в канале камеры сгорания с целью обобщения экспериментальных данных для предсказания условий самовоспламенения и срыва горения, а также для выбора геометрии камеры сгорания и стабилизаторов при конструировании камеры сгорания при заданных параметрах потока на входе. Показано, что применительно к полученным результатам соответствие критерия R.Ozawa области устойчивого горения является необходимым, но не достаточным условием реализации интенсивного горения в исследованной камере сгорания. Предложена схема воспламенения и стабилизации горения в заданных условиях. Показано определяющее влияние волновой структуры, возникающей при трехмерном обтекании инжекторов, на процессы воспламенения и горения и общая их зависимость от геометрических параметров инжекторов.
В заключении сформулированы основные выводы работы.
Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН в 1996-2003г.
На защиту выносятся:
• результаты экспериментальных исследований процессов воспламенения и горения водорода и этилена со спутной подачей через одиночные клиновидные инжекторы в канале постоянной площади при сверхзвуковой скорости на входе Мвх-Ъ-5;
• результаты экспериментальных исследований процессов воспламенения и горения водорода в многоинжекторной камере сгорания (внезапное расширение, участок постоянной площади поперечного сечения, расширяющийся участок) при сверхзвуковой скорости на входе Мвх=3-5 и в широком диапазоне избытков топлива, близких к рабочим режимам;
• предложенная схема и характер воспламенения и последующего распространения горения по всему объему камеры сгорания;
• применимость существующих критериев воспламенения и срыва горения и экспериментальные данные для их апробации.
Основные результаты работы опубликованы в международных и российских журналах [15-24] и докладывались на международных конференциях по методам аэрофизических исследований ICMAR (Новосибирск, 1996г., 2000г.), на AIAA конференциях (Буэно Виста, США, 1996г., Какуда, Япония, 1999г.), на международном симпозиуме по воздушно-реактивным двигателям IS ABE (Бангалор, Индия, 2001г.), на объединенной конференции AIAA/ASME/SAE/ASEE «Аэрокосмичекие силовые установки - определение будущего» (форт Лодердэйл, США, 2004г.), на семинарах ИТПМ (2004г., 2006г.).
Совместные результаты представлены с согласия соавторов.
Автор выражает глубокую признательность зав. лаб. №13, д.ф.-м.н., профессору А.А. Маслову за постоянную поддержку и внимание. Автор выражает искреннюю благодарность научному руководителю к.т.н. М.А. Гольдфельду за общую постановку задачи, обсуждение результатов, внимание и большую помощь по всем аспектам, своим соавторам к.т.н. В.А. Виноградову, к.ф.-м.н. Р.В. Нестуле, д.т.н. В.В. Шумскому за неоценимую помощь на разных этапах работы. Автор благодарит к.ф.-м.н. А.А. Павлова и к.ф.-м.н. СБ. Никифорова за разработку оборудования и проведение экспериментов по определению полноты сгорания и коллектив импульсной трубы ИТ-302М во главе с к.т.н. М.И. Ярославцевым за обеспечение надежной работы испытательного стенда.
Калибровка датчиков давления и тепловых потоков
Для измерений статического и полного давления за прямым скачком уплотнения (приемники Пито) в экспериментах применялись тензометрические датчики с номиналами 0,16; 0,4 и 1 МПа. Калибровка датчиков давления выполнялась с помощью специального калибровочного устройства. В его состав входят газовые редуктора, система трубопроводов с возможностью одновременного подключения до 10 тарируемых датчиков, стрелочные манометры для грубого определения задаваемого давления и измеритель давления на базе прецизионного тензометрического датчика, точность которого составляет 0,05%. Примеры калибровочных зависимостей для восьми датчиков с разным номиналом приведен на рис.2.13. Полученные данные показали, что датчики сохраняют линейные характеристики с погрешностью 0,2%.
Для измерения плотности теплового потока в стенки канала модели применялись датчики типа «Гордон» с диаметром приемной медной пластины Змм и хромель-копелевой термопарой для измерения температуры на внутренней поверхности пластины. Калибровка датчиков теплового потока была выполнена на специальном стенде. В качестве источника теплового излучения использовалась спиртовая горелка. Датчик теплового потока устанавливался на специальную платформу. Платформа вместе с датчиком закрывалась экраном и затем зажигалась спиртовая горелка. После выхода горелки на стационарный режим проводился запуск измерительной системы, и экран быстро убирался. Примеры сигналов датчиков теплового потока в калибровочных испытаниях показан на рис.2.14. В распределении температуры существует протяженный линейный участок, который можно использовать для расчета величины теплового потока. Для каждого датчика проводились три тестовых опыта для проверки повторяемости результатов измерений. Для определения величины теплового потока, создаваемого спиртовой горелкой, применялся образцовый датчик теплового потока ДТП-800 с точностью измерения не хуже 1%. Максимальная величина теплового потока в тарировочных опытах составляла 157,697 кВт/м . По полученным для каждого датчика средним значениям производной dT/dz и известному уровню теплового потока от горелки были определены коэффициенты преобразования к (Q=kdT/dT) для всех датчиков теплового потока.
Ввиду квазистационарности режима течения в импульсной аэродинамической трубе и пульсаций параметров потока при ее работе результаты измерений содержат колебания, вызванные нестационарными процессами, а также шум, связанный с работой аппаратуры. Данные особенности являются очень неблагоприятными, поскольку все показания датчиков на исследуемой модели необходимо обезразмеривать соответствующими параметрами набегающего потока. Такими параметрами могут быть статическое давление Р в набегающем потоке, полное давление Ро набегающего потока, тепловой поток qw, измеренный до возмущенного течения. В результате деления обезразмеренные показания могут иметь еще больший уровень искажений, чем исходные показания датчиков. Следовательно, все данные, получаемые в результате эксперимента, необходимо сглаживать. Применяемая для обработки и хранения результатов экспериментов база данных [151] позволяет применить различные математические методики сглаживания в зависимости от типа датчика и степени зашумления его сигнала в конкретном эксперименте. Тем не менее, как показывает опыт обработки, для большой части экспериментальных данных вполне приемлемым является сглаживание по методу наименьших квадратов.
Одна из основных проблем разработки установки для работы импульсной аэродинамической трубы в режиме с двойной форкамерой состояла в выборе объема второй форкамеры и условий торможения потока для обеспечения приемлемой длительности режима работы и условий течения перед основным соплом. Это связано с тем, что с одной стороны необходимо иметь минимальный объем второй форкамеры для уменьшения времени ее заполнения, а с другой стороны она должна иметь приемлемую длину для релизации псевдоскачка с получением существенно дозвукового потока перед критическим сечением сопла модели. Решение этой проблемы осложняется сложной геометрией второй форкамеры с переходом от круглого сечения основной форкамеры к прямоугольному сечению канала камеры сгорания.
Для тестирования разработанной установки присоединенного трубопровода и калибровки новых плоских сопел были проведены методические испытания (всего 38 пусков). Эти эксперименты показали, что при соответствующем подборе критического сечения между первой и второй форкамерами можно получить необходимый уровень давления на входе в камеру сгорания, результаты измерения параметров потока воспроизводятся и могут быть предсказаны в зависимости от выбора исходных параметров трубы и размеров критических сечений.
В проведенных методических исследованиях были получены поля чисел Маха на выходе плоских сопел. Для этого была использована специальная вставка с гребенками приемников Пито для измерения полного давления за скачком уплотнения, которая устанавливалась после успокоительной секции. В этом же сечении измерялось статическое давление на верхней и нижней стенках канала.
Несмотря на сложную геометрию второй форкамеры, влияние пограничного слоя и вихревых структур в угловых конфигурациях прямоугольного сопла были получены приемлемые распредления чисел Маха на входе в канал камеры сгорания (рис. 2.15). Средние величины чисел Маха для сопел Af=3, 4 и 5 составляют соответственно 2,89, 3,92 и 4,95. Наибольшее различие (по средней величине и по степени неравномерности) расчетных и измеренных чисел Маха наблюдается при геометрическом числе Маха 3, когда отношение площадей второго и первого критических сечений второй форкамеры максимально. Такое соотношение площадей критических сечений приводит к увеличению времени заполнения форкамеры и порождает большую неравномерность в дозвуковой части рабочего сопла. Тем не менее время заполнения составляет 7-Юме, что является приемлемым, так как не превышает 10% от общей длительности рабочего режима установки.
Одномерный анализ экспериментальных данных и полнота сгорания
Важным показателем эффективности горения является также продолжительность горения. При режиме работы импульсной аэродинамической трубы с падающими параметрами более поздний срыв горения при прочих равных условиях соответствует меньшему уровню температуры и давления на входе в камеру сгорания. Соответственно можно утверждать, что при определенной геометрии инжектора характер течения в рециркуляционных зонах (донная область, каверна) и структура скачков уплотнения в канале таковы, что они обеспечивают самовоспламенение топлива и поддержание интенсивного горения в более широком диапазоне параметров потока на входе в камеру сгорания.
Для исключения разночтений следует ввести два понятия: время «розжига» и продолжительность горения. Время «розжига» определяется как время от начала режима установки до начала повышения статического давления по всей камере сгорания. Прекращение горения проявляется в резком снижении статического давления и тепловых потоков в канале модели. Промежуток времени между концом «розжига» и прекращением горения определяется как время или продолжительность горения. Время «розжига» и снижение температуры и давления потока (при увеличении времени режима т импульсной трубы) определяют продолжительность горения при испытаниях в импульсном режиме, поскольку в рамках этого времени возможно исследовать газодинамику рабочего процесса и силовые характеристики моделей с тепломассоподводом. Как представляется, управление (снижение) временем «розжига» позволит обеспечить более устойчивую работу камеры сгорания и быстрый запуск двигателя в целом, особенно на переходных режимах и в условиях повторного запуска в случае нарушения втекания в воздухозаборник.
Начало и длительность горения определялась по измерениям статического давления и тепловых потоков на стенках модели, измерениям давления за прямым скачком уплотнения (гребенка приемников Пито) на выходе из канала, по ультрафиолетовой диагностике пламени.
Было установлено, что время горения увеличивается с увеличением относительной высоты инжекторов (рис. 3.8). Тем не менее, инжекторы с относительной высотой 1 (инжектора №№ 7, 8, 9) имеют преимущество по продолжительности горения, причем максимальную продолжительность на этилене обеспечивает инжектор №7 (см. рис. 3.8). Длительность горения водорода существенно больше длительности горения этилена. Полученные результаты длительности горения, определенные по давлению и тепловым потокам, согласуются между собой.
Под полнотой сгорания ц понимается приращение физической энтальпии рабочего тела (РТ) по отношению к полной физической энтальпии исходных горючего и воздуха, деленное на тепловой эффект реакции впрыскиваемого в модель топлива. Использование экспериментальных методов определения полноты сгорания при испытаниях в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия связано с серьезными трудностями. При использовании оптического метода, основанного на свечении гидроксильной группы ОН", желательно иметь определенную привязку по уровню полноты сгорания ввиду сложности точного обеспечения условий эксперимента при калибровке системы регистрации радикалов ОН" и требуемых при этом предположениях о процессе горения.
Поэтому также использовался газодинамический метод определения 77 (по программе разработанной В.В. Шумским [24]) с учетом изменения состава и свойств РТ: 1) по измеренным распределениям статического давления и тепловым потокам в стенки по длине камеры сгорания, 2) по измеренному статическому давлению и давлению за прямым скачком уплотнения в поперечном сечении на выходе камеры сгорания. Состав и свойства РТ определялись термодинамическим расчетом в каждом дискретном сечении j по методике работы [152]: РТ рассматривалось в идеально-газовом состоянии, т.е. из реальных свойств учитывались зависимости энергии внутренних степеней свободы от температуры и диссоциация в зависимости от температуры и давления. Межмолекулярные взаимодействия не учитывались, так как давление в камере сгорания не превышало нескольких десятков бар, а при таком давлении и температурах РТ выше 800-1000К коэффициент сжимаемости практически равен единице. Не учитывалась также неравновесность: свойства РТ рассматривались в условиях энергетического и химического равновесия.
В основе методики определения параметров в камере сгорания лежит одномерный подход, то есть расчет выполняется в дискретных сечения у, для которых из эксперимента известны значения статического давления и тепловых потоков. Для расчета параметров в сечении у рассматривается контрольная поверхность, состоящая из сечения входа у-0, боковой поверхности камеры сгорания между сечениями у-0 и у и включающая поверхности местных препятствий. Используются уравнения расхода, количества движения и энергии. Все параметры РТ, необходимые для этих уравнений и для уравнения состояния получаются из термодинамического расчета, выполняемого для каждого сечения у.
Полнота сгорания, числа Маха и потери полного давления в канале камеры сгорания
В результате проведенных экспериментальных исследований многоинжекторной камеры сгорания были получены обширные систематические экспериментальные данные по самовоспламенению, стабилизации и срыву горения в высокоскоростной камере сгорания с числами Маха на входе от 3 до 5.
Сложность картины течения не позволяет выполнить полный теоретический расчет смешения, воспламенения и горения различных топлив в этих условиях. Несмотря на многочисленные исследования, до сих пор нет единой и всеобъемлющей теории, объясняющей механизм стабилизации пламени стабилизаторами различной формы, которые формируют течения с рециркуляционными зонами. Поэтому в подавляющем большинстве случаев для расчета камеры сгорания используются приближенные методы, основанные на применении полученных экспериментальных результатов [49,158].
Особый интерес представляет изучение возможности обобщения и применения критериального описания для предсказания условий самовоспламенения и срыва горения, а также для выбора геометрии камеры сгорания и стабилизаторов при конструировании камеры сгорания при заданных параметрах потока на входе.
Одной из важных задач при расчетном и экспериментальном исследовании горения в сверхзвуковом потоке является определение длины, на которой происходит выгорание диффузионного факела и определение условий в потоке и геометрии камеры сгорания, при которых будет реализовываться устойчивое горение с высокой полнотой сгорания. При анализе горения в сверхзвуковом потоке очень важным является расчет смешения топлива и воздуха при их раздельной подаче. Эта задача актуальна также в теории дозвукового турбулентного горения, но в сверхзвуковой камере сгорания ее решение усложняется вследствие высокого уровня неравномерности потока, существенного ухудшения смешения и влияния процесса горения на интенсивность турбулентности [159].
Процесс стабилизации пламени в потоке часто рассматривается на основе тепловой теории воспламенения, в которой определяющим фактором является период задержки воспламенения, т.е. время, необходимое для развития начальной стадии химической реакции. Хотя такой подход базируется на ясных физических представлениях, пока не удалось получить удовлетворительные количественные соотношения, которые позволили бы объяснить и рассчитать срывные характеристики стабилизаторов пламени в зависимости от параметров потока [49].
Обычно для стабилизации пламени используется структура течения с рециркуляционными зонами. Размеры этих зон зависят от различных факторов: размера и формы стабилизатора пламени, параметров (Р, Т, U) потока на входе в камеру сгорания, относительной скорости инжектируемого топлива и его термодинамических свойств, степени загромождения камеры сгорания, степени относительного подогрева при горении, степени и масштаба турбулентности потока, состояния пограничного слоя на входе в камеру сгорания. Схема течения на входе в камеру сгорания показана на рис. 4.1. В рециркуляционной зоне можно видеть три характерных области: A. Область потока воздуха на входе в камеру сгорания, соответствующая начальному участку струи топлива; B. Двухслойная область, состоящая из зоны обратных потоков и зоны смешения над ней, которая включает зону присоединения; C. Турбулентный пограничный слой, образующийся на стенке камеры сгорания после присоединения. Этот слой имеет большую толщину и высокий уровень турбулентности вследствие воздействия скачка уплотнения. В первой области горение невозможно ввиду отсутствия топлива или низкой температуры и незначительной скорости химической реакции (даже в случае предварительной инжекции топлива). Во второй области воспламенение и горение также маловероятно ввиду отсутствия (или слишком малого) количества топлива в рециркуляционной зоне и большого количества топлива на внешней границе слоя смешения, т.е. величина Р лежит вне пределов устойчивого горения. По существу эта область соответствует области испарения и смешения топлива с воздухом. Однако нельзя исключить, что в этой области при определенных условиях возможно самовоспламенение. Поэтому можно предположить, что физико-химические процессы, определяющие воспламенение и устойчивое горение возможно главным образом в третьей зоне в турбулентном пограничном слое. Это подтверждают результаты испытаний в рамках данной работы и данные других исследований. По-видимому, одна из первых попыток определить условия воспламенения и стабилизации гомогенной смеси по периоду задержки воспламенения была сделана в работе [160]. Основываясь на определении скорости химической реакции из теории теплового воспламенения [48] и теории турбулентных струй [74] было получено выражение для условия критического режима воспламенения (минимальная длина воспламенения): где Lp.3. - длина рециркуляционной зоны; иш, иг - скорости смеси и продуктов сгорания соответственно; К - коэффициент, характеризующий период задержки воспламенения; ср - теплоемкость газа; R - газовая постоянная; Т, Р - температура и давление; LQ - стехиометрический коэффициент; Ни - низшая теплотворная способность топлива; Е - энергия активации; fi- коэффициент избытка топлива; є - степень разбавленности смеси продуктами химической реакции.
Это выражение в явном виде включает большинство физических параметров и физико-химических констант топлива и воздуха, которые определяют срывные характеристики стабилизаторов пламени. В неявном виде сюда входит геометрия стабилизатора пламени через размер рециркуляционной области.
По существу приведенное . выражение позволяет определить характерное время пребывания топлива в рециркуляционной зоне до момента его воспламенения в составе смеси с необходимым коэффициентом избытка топлива. Из этого выражения следует, что влияние всех параметров потока на срывные характеристики обусловлено, прежде всего, изменением минимальной задержки воспламенения в турбулентном пограничном слое за стабилизатором пламени.
Схема воспламенения водорода и «розжига» многоинжекторной камеры сгорания
При стационарном процессе горения точка воспламенения располагается в пределах длины зоны обратных токов таким образом, что обеспечивается непрерывное возвращение части горячих продуктов реакции в область обратных токов, тепловая энергия которых достаточна для прогрева свежих объемов горючей смеси до воспламенения: газодинамической и физико-химический циклы стабилизации пламени становятся замкнутыми и самоподдерживающимися.
Было установлено, что определение области устойчивого горения по критерию SP (fip,3) является необходимым, но не достаточным условием реализации устойчивого горения в камере сгорания. Для понимания причин этого был выполнен анализ процессов самовоспламенения и распространения горения в камере сгорания.
В настоящее время считается общепринятым, что горение топлива в рециркуляционной области за уступом является главным источником и стабилизатором интенсивного горения в сверхзвуковой камере сгорания [3]. Кроме того, предполагается, что самовоспламенение топлива происходит также в рециркуляционной области за уступом. Однако проведенные исследования показали, что такая схема горения [160] реализуется не всегда. Было установлено, что происходит значительная задержка воспламенения в рециркуляционной зоне за уступом и связанная с этим задержка распространения горения по всей камере сгорания. Было введено понятие «розжига» камеры сгорания, которое определяет время от начала воспламенения (самовоспламенения) до начала стационарного горения.
Для понимания процесса самовоспламенения топлива в камере сгорания можно рассмотреть возможные сценарии этого процесса с точки зрения предсказания и возможности расчета условий стабилизации горения. Можно выделить три сценария самовоспламенения топлива в камере сгорания со стабилизатором в виде уступа (рис. 4.7).
Первый сценарий воспламенения реализуется, когда специальная инжекция топлива в рециркуляционную область не производится и в начальный момент времени в рециркуляционной области за уступом присутствует только воздух. С течением времени топливо начинает поступать в рециркуляционную область вследствие его проникновения через слой смешения. Интенсивность поступления топлива в рециркуляционную область зависит от геометрии инжекторов и характеристик слоя смешения и усиливается при горении. В данном случае будет иметь место увеличение локального коэффициента избытка топлива в рециркуляционной области при фактически неизменной величине параметров потока. Самовоспламенение топлива, по всей видимости, произойдет при увеличении локального коэффициента избытка топлива в рециркуляционной зоне выше значения бедного срыва.
Второй сценарий воспламенения реализуется, когда происходит прямая подача топлива в рециркуляционную область камеры сгорания. Поступление воздуха в рециркуляционную область определяется характеристиками слоя смешения и скоростью на его внешней границе. Анализируя этот процесс можно отметить, что в данном случае по времени будет происходить уменьшение локального коэффициента избытка топлива в рециркуляционной области при фактически неизменных параметрах потока. Самовоспламенение топлива (при достаточном уровне давления и температуры) произойдет при уменьшении локального коэффициента избытка топлива ниже значения богатого срыва. Следует заметить, что при подаче топлива в рециркуляционную область может происходить выброс топлива в основной поток. Этот процесс сильно зависит от проникающей способности топливных струй и может привести к снижению количества топлива в рециркуляционной зоне.
Особенность третьего сценария воспламенения состоит в том, что перед стабилизатором производится предварительное смешение топлива и воздуха при определенном коэффициенте избытка Д При попадании топливно-воздушной смеси в рециркуляционную область с локальным дозвуковым числом Маха и высокой локальной статической температурой происходит самовоспламенение топлива.
Если рассматривать эти сценарии с точки зрения возможности описания пределов воспламенения в рамках зависимости SP {fip,i), то, по всей видимости, при прочих равных условиях пределы воспламенения могут отличаться для разных сценариев. И основными характеристиками, влияющими на воспламенение, может быть качество и скорость смешения топлива с окислителем. Качество смешения топлива с окислителем может влиять на саму возможность воспламенения, а скорость смешения на задержку воспламенения. Кроме того, качество смешения может влиять на возможность распространения фронта пламени после воспламенения топлива.
Наиболее точную информацию о самовоспламенении топлива может дать анализ результатов визуализации зон реакции. В качестве индикатора реакции горения в экспериментах с подачей водорода может служить свечение ОН" радикалов. Однако визуализация свечения радикалов ОРТ проводилась лишь для передней части камеры сгорания. Поэтому для анализа самовоспламенения топлива и распространения горения были использованы данные по продольным распределениям статического давления, т.е. по степени повышения статического давления при горении.
Для анализа процесса воспламенения в многоинжекторной камере сгорания были построены карты относительного увеличения статического давления на стенках камеры сгорания при горении. Для каждого эксперимента строились карты по распределению статического давления отдельно на верхней и нижней стенках. На картах в продольном направлении отложена координата А , в поперечном направлении отложено время, начиная с 5-й миллисекунды от момента разряда в первой форкамере установки, т.е. от начала квазистационарного режима течения в камере. В качестве параметра (на карте показан цветным полем) использовался следующий комплекс.
