Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 2. Экспериментальные установки 45
2.1. Экспериментальная установка для изучения внешнего горения жидкого углеводородного топлива, инжектируемого в дозвуковой воздушный поток 42
2.2. Аэродинамические каналы, используемые для исследования внутреннего горения сверхзвуковых пропан-воздушных потоков 55
ГЛАВА 3. Методы диагностики параметров пламени в условиях плазменно-стимулированного горения высокоскоростных потоков воздушно-углеводородного топлива 62
3.1. Диагностический комплекс 62
3.2. Спектроскопический метод измерения температуры газа по разрешенной вращательной структуре молекулярных полос 74
3.3. Метод определения колебательной температуры молекулярной плазмы 79
3.4. Метод определение температуры газа по неразрешенной вращательной структуре молекулярных полос 81
3.5. Определение температуры пламени по току насыщения на двойной накаленный зонд
96
3.6. Определение температуры пламени по сплошному спектру, испускаемому накаленным вольфрамовым стержнем 100
3.7. Определение концентрации электронов по штарковскому уширению спектральных линий бальмеровской серии водорода 107
3.8. Определение полноты сгорания в условиях плазменно-стимулированного горения воздушно-углеводородных топлив .
ГЛАВА 4. Стабилизация с помощью программированного сверхвысокочастотного разряда горения жидкого спирта, инжектируемого в капельной фазе в дозвуковой воздушный поток .
4.1. Динамика разряда в высокоскоростном воздушном потоке.
4.2. Стабилизация горения жидкого спирта в трансзвуковом потоке воздуха в условиях программированного СВЧ разряда
4.3. Параметры пламени при горении жидкого спирта в условиях программированного разряда в высокоскоростном воздушном потоке
4.4. Плазменно-стимулированное горение многокомпонентного топлива
ГЛАВА 5. Стабилизация сверхзвукового горения пропан-воздушного топлива внутри аэродинамического канала в условиях низкотемпературной плазмы 144
5.1. Плазменно-стимулированное сверхзвуковое горение канала пропан-воздушного топлива внутри аэродинамического
5.2. Параметры плазмы электродного разряда, создаваемого в высокоскоростном воздушном и пропан-воздушном потоках внутри аэродинамического канала
5.3. Параметры сверхзвукового горения пропан-воздушного топлива внутри аэродинамического канала
5.4. Пространственно-временное распределение температуры пламени в аэродинамическом канале в условиях сверхзвукового горения пропан-воздушного топлива .
5.5. Сила тяги, возникающая при сверхзвуковом горении пропан-воздушного топлива в аэродинамическом канале с присоединенным воздуховодом
Выводы
Список литературы
- Аэродинамические каналы, используемые для исследования внутреннего горения сверхзвуковых пропан-воздушных потоков
- Метод определения колебательной температуры молекулярной плазмы
- Стабилизация горения жидкого спирта в трансзвуковом потоке воздуха в условиях программированного СВЧ разряда
- Параметры сверхзвукового горения пропан-воздушного топлива внутри аэродинамического канала
Введение к работе
Актуальность темы. В настоящее время в российской и мировой науке все большую актуальность приобретают исследования в области сверхзвуковой плазменной аэродинамики, что связано с технологией создания новых видов высокоскоростных транспортных и космических систем. Для развития современной авиации, предназначенной для высоких скоростей полета, требуется поиск и разработка инновационных фундаментальных методов, позволяющих обеспечивать быстрое объемное воспламенение и управление процессом горения углеводородного топлива в условиях сверхзвукового потока. Однако при таких скоростях трудно реализовать стабилизацию и полное сгорание топлива внутри аэродинамического канала без застойных зон. В прямоточном воздушно-реактивном двигателе для решения этой проблемы осуществляют нагрев рабочего тела за счет кинетической энергии набегающего потока воздуха, но при скорости летательного аппарата М = 6 температура заторможенного рабочего тела в двигателе может достигать с учетом трения и скачков уплотнения в реальном процессе более 2200 К. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счет сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической стойкостью конструкционных материалов двигателя. Поэтому для сверхзвуковых летательных аппаратов, оснащенных прямоточным воздушно-реактивным двигателем, скорость полета с числом Маха М = 5 считается предельной. Одним из новых решений данной проблемы является использование газовых разрядов с целью направленного воздействия на поток с помощью локального выделения в нем дополнительной энергии, способствующей полному сжиганию топлива в достаточно коротких камерах сгорания длиной L ~ 1 м при умеренных температурах воздушно-углеводородного топлива Т ~ 1000 К.
Работа относится к приоритетному для Российской Федерации направлению – авиационно-космические и гиперзвуковые системы, связанному с технологией создания новых видов высокоскоростных транспортных и космических систем. Разработки гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей, ведущиеся уже более тридцати лет, в последнее время вышли на качественно новый уровень – создаются экспериментальные образцы силовых установок, на основе которых в течение ближайшего десятилетия планируется разработать перспективные пилотируемые системы, работоспособные в широком диапазоне полетных чисел Маха. Выполненные в диссертации исследования связаны с разработкой способов повышения эффективности горения высокоскоростных потоков воздушно-углеводородного топлива за счет разработки физических принципов применения плазменных технологий для целей уменьшения времени воспламенения горючего, увеличения полноты сгорания топлива и стабилизации сверхзвукового горения. В условиях низкотемпературной газоразрядной плазмы возможен режим горения, когда наработка активных частиц практически на всем протяжении реакции осуществляется электронным ударом. Методы управления горением воздушно-углеводородных потоков, основанные на генерации электрических разрядов, представляются в настоящее время наиболее перспективными [1-13]. Применение комбинированных разрядов [14-15] может обеспечить необходимую скорость и интенсивность горения.
Диссертация посвящена изучению возможности применения неравновесной низкотемпературной плазмы для воспламенения и стабилизации горения углеводородного топлива в высокоскоростных воздушных потоках.
Фундаментальной научной проблемой, на решение которой направлены исследования, является разработка способов повышения эффективности сгорания сверхзвуковых воздушно-углеводородных потоков, основанных на новейших физико-химических принципах применения плазменных технологий для целей уменьшения времени воспламенения горючего, стабилизации горения и увеличения полноты сгорания свободных высокоскоростных потоков воздушно-углеводородного топлива.
Целью диссертационной работы является экспериментальное изучение процессов, протекающих в условиях инициированного низкотемпературной газоразрядной плазмой сверхзвукового горения воздушно-углеводородного топлива.
Для достижения поставленной цели решались следующие основные задачи:
-
Создание на основе новых и модифицированных стандартных контактных и бесконтактных методов диагностического комплекса, необходимого для измерения в масштабах реального времени параметров плазмы и пламени, возникающего при плазменно-стимулированном горении газообразных и жидких углеводородных топлив, а также определения полноты их сгорания в условиях сверхзвуковых воздушных потоков.
-
Разработка основанной на передовых достижениях физики плазмы, газовой динамики и физической химии инновационной плазменной технологии управления процессом горения воздушно-углеводородного топлива в условиях сверхзвукового потока.
-
Реализация в свободном пространстве и внутри аэродинамического канала стабилизации сверхзвукового горения углеводородного топлива в газообразной и жидкой (спрей) фазах.
-
Изучение процессов, протекающих в условиях инициированного низкотемпературной газоразрядной плазмой сверхзвукового горения воздушно-углеводородных топлив.
-
Определение полноты сгорания высокоскоростных потоков пропан-воздушного, спирт-воздушного и пропан-спирт-воздушного топлива в условиях низкотемпературной газоразрядной плазмы.
Методы исследования. Для решения поставленных задач применялись как бесконтактные, так и контактные диагностические методы. Исследования проводились с временным и пространственным разрешением с помощью созданного диагностического комплекса, состоящего из монохроматоров и спектрографов с цифровой регистрацией спектра; блока зондовой диагностики с цифровой регистрацией вольт-амперных характеристик; датчиков давления; термопар; тензодатчиков; теневой установки; рефракционных лазерных датчиков; накаливаемого потоком пламени электрического зонда; системы измерения проводимости пламени; электронных датчиков измерения концентраций пропана, углекислого газа, температуры, абсолютной и относительной влажности; цифровых фотоаппаратов; высокоскоростной цифровой видеокамеры; цифровых осциллографов; компьютеров.
Научная новизна работы заключается в следующем:
разработан и создан диагностический комплекс, позволяющий в масштабах реального времени проводить измерения пространственно-временной эволюции характеристик газоразрядной плазмы и пламени, возникающего при плазменно-стимулированном горении воздушно-углеводородного топлива;
впервые в условиях программированного разряда, представляющего собой комбинацию поверхностного СВЧ-разряда и разряда постоянного тока, реализовано быстрое плазменно-стимулированное воспламенение спирта, вводимого в капельной (в виде спрея) фазе в дозвуковой (М=0.3-0.9) воздушный поток;
впервые показано, что в процессе перехода от разряда в воздушном потоке к стабилизации плазменно-стимулированного горения жидкого углеводородного топлива резко изменяются внешний вид и вольтамперная характеристика разряда, спектр излучения и интегральная интенсивность свечения пламени, тепловой поток, концентрация электронов, интенсивность излучения гидроксила, временные зависимости разрядного тока и особенно напряжения на разрядном промежутке;
впервые показано, что полнота сгорания заранее не активированного жидкого спирта при стабилизации его горения в условиях комбинированного разряда, создаваемого в высокоскоростных воздушных потах, достигает 80 % и более в зависимости от подводимой мощности и скорости потока, причем горение происходит при температуре пламени порядка 2000 К.
впервые осуществлена стабилизация плазменно-стимулированного горения многокомпонентного спирт-пропан-воздушного топлива на поверхности диэлектрической пластины, обтекаемой дозвуковыми и сверхзвуковыми воздушными потоками и проведено исследование этого явления;
реализована в условиях низкотемпературной газоразрядной плазмы стабилизация горения сверхзвукового пропан-воздушного потока внутри гладкого (без застойных зон) расширяющегося аэродинамического канала;
определены пространственно-временные распределения концентрации электронов внутри аэродинамического канала, а также температуры пламени внутри и на выходе расширяющегося гладкого канала, моделирующего камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя;
показано, что без использования застойных зон низкотемпературная газоразрядная плазма является стабилизатором горения высокоскоростных холодных потоков углеводородного топлива.
На основе полученных результатов была разработана инновационная плазменная технология для ее применения при конструировании новых схем прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Отличительной особенностью и преимуществом проведенных исследований является комплексный, междисциплинарный и инновационный подход к решению проблемы управления процессом сверхзвукового горения воздушно-углеводородного топлива в условиях, приближенных к камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Достоверность результатов. Экспериментальные результаты получены на различных экспериментальных установках. Достоверность результатов обеспечена использованием широкого спектра различных диагностических методов. Причем полученные различными методами данные находятся в хорошем соответствии
между собой, а также с результатами других групп исследователей. Это позволяет считать полученные результаты полностью обоснованными и достоверными.
Практическая ценность работы. Полученные в работе результаты могут служить основой для понимания и объяснения влияния низкотемпературной газоразрядной плазмы на физико-химические процессы, ответственные за быстрое воспламенение и стабилизацию горения сверхзвуковых потоков углеводородного топлива. Результаты диссертации представляют не только академический интерес, но и являются научной базой для выработки рекомендаций по использованию газоразрядной плазмы при создании летательных аппаратов нового поколения, в частности, для быстрого воспламенения и стабилизации горения сверхзвуковых потоков воздушно-углеводородного топлива. Практическая реализация и внедрение быстрого плазменно-стимулированного воспламенения сверхзвуковых воздушно-углеводородных потоков и оптимизация режима горения топлива позволит существенно уменьшить продольные размеры камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, снизить вес двигателя, увеличить эффективность его работы, и, соответственно, увеличить долю массы полезной нагрузки, что снизит стоимость эксплуатации летательных аппаратов.
Основные положения диссертации, выносимые на защиту.
-
Разработанный и экспериментально апробированный диагностический комплекс измерения в масштабах реального времени пространственно-временных параметров пламени, возникающего в условиях плазменно-стимулированного горения высокоскоростных потоков воздушно-углеводородных топлив.
-
Экспериментальная реализация стабилизации плазменно-стимулированного горения многокомпонентных (воздух-спирт, воздух-пропан, воздух-спирт-пропан) топлив на поверхности диэлектрической пластины, обтекаемой дозвуковыми и сверхзвуковыми воздушными потоками.
-
Стабилизация с помощью низкотемпературной газоразрядной плазмы горения сверхзвукового пропан-воздушного потока внутри гладкого (без застойных зон) расширяющегося аэродинамического канала.
-
Полученный с использованием созданного диагностического комплекса набор пространственно-временных распределений параметров плазмы и пламени, возникающего при сверхзвуковом горении воздушно-углеводородного топлива.
-
Реализованная в условиях комбинированного разряда полнота сгорания пропана, достигающая 95-100 % в дозвуковом воздушном потоке, и 90-95% в условиях сверхзвуковых потоков, а также полнота сгорания заранее не активированного спирта, равная 80 %.
-
Близкое к максимально возможной величине значение тяги, зафиксированное при сжигании пропан-воздушного топлива внутри снабженного выходным соплом расширяющегося аэродинамического канала с присоединенным воздуховодом при атмосферном давлении окружающего воздуха.
-
Комплекс экспериментальных результатов, свидетельствующий об эффективности предложенного плазменного метода для реализации сжигания топлива внутри аэродинамического канала, моделирующего условия в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Личный вклад автора. В диссертации приведены результаты, полученные непосредственно автором или при его активном участии. Диссертант лично
проводил как экспериментальные измерения, так и обработку полученных данных. Совместно с соавторами непосредственно участвовал в написании научных статей, а также в подготовке и представлении устных и стендовых докладов на научных конференциях. Вклад соискателя в работы, написанные в соавторстве и вошедшие в диссертацию, является определяющим. Автором проведены экспериментальные исследования влияния плазменных эффектов на процесс стабилизации горения в условиях плазмы поперечного по отношению к потоку электродного разряда, а также комбинированного СВЧ-разряда. Квалификационная ценность исследований признана российским и международным научными сообществами. Результаты, полученные автором и вошедшие в диссертацию, являлись базовыми для отчетов по грантам РФФИ (№ 08-02-01251-а, № 11-02-01091-а), по Программе фундаментальных исследований Президиума РАН (Р-09) «Исследование вещества в экстремальных условиях» и гранту CRDF (№ RUP-1514-MO-06).
Апробация результатов. Основные результаты диссертационной работы докладывались лично автором на 15 российских и международных конференциях: на 13th International Workshop on Magneto-Plasma Aerodynamics, 2014, Moscow, Russia; на XLI Международной (Звенигородской) конференции по физике плазмы и УТС, 2014, Звенигород, Россия; на научной конференции «Ломоносовские чтения». Секция физики. МГУ, физический факультет, 2014, Москва, Россия; на 51st AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2013, Grapewine, Texas, USA; на 12th International Workshop on Magneto-Plasma Aerodynamics, 2013, Moscow, Russia; на научной конференции «Ломоносовские чтения». Секция физики. МГУ, физический факультет, 2013, Москва, Россия; на 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2012, Nashville, Tennessee, USA; на 11th International Workshop on Magneto-Plasma Aerodynamics, 2012, Moscow, Russia; на VIII International Workshop Microwave Discharges: Fundamentals and Applications (MD-8), 2012, Zvenigorod, Russia; на научной конференции «Ломоносовские чтения». Секция физики. МГУ, физический факультет, 2012, Москва, Россия; на 10th International Workshop on Magneto-Plasma Aerodynamics, 2011, Moscow, Russia; на научной конференции «Ломоносовские чтения». Секция физики. МГУ, физический факультет, 2011, Москва, Россия; на 8th International Workshop «Strong Microwaves and Terahertz Waves Sources and Applications», 2011, Nizhny Novgorod, Russia; на XXXVIII Международной (Звенигородской) конференции по физике плазмы и УТС, 2011, Звенигород, Россия; на XXXV Международной (Звенигородской) конференции по физике плазмы и УТС, 2008, Звенигород, Россия.
Публикации. Основные результаты, включенные в диссертацию, представлены в 27 научных публикациях, в том числе: в 5 статьях в реферируемых научных журналах из перечня ВАК РФ, в 12 статьях в книгах, научных сборниках, материалах международных и российских конференций, а также в 10 тезисах докладов. Список публикаций приведен в конце автореферата.
Объем и структура диссертации. Основное содержание диссертации изложено на 184 страницах машинописного текста, включая 84 рисунка и 9 таблиц. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, в котором сформулированы основные выводы. Список цитируемой литературы содержит 148 наименований.
Аэродинамические каналы, используемые для исследования внутреннего горения сверхзвуковых пропан-воздушных потоков
В первых экспериментах по использованию газоразрядной плазмы для стабилизации внутреннего горения высокоскоростного пропан-воздушного потока при атмосферном давлении окружающего воздуха использовался короткий аэродинамический канал, продольный размер которого меньше 10 см. Экспериментально показано, что топливо не успевает полностью сгореть внутри этого канала, а полнота сгорания не превышает 30 %. Для того чтобы повысить эффективность горения, необходимо было увеличить время нахождения топлива внутри камеры сгорания, т.е. либо уменьшить скорость потока, что для нас неприемлемо, либо увеличить продольные размеры канала. Были разработаны и изготовлены новые гладкие (без застойных зон) аэродинамические каналы прямоугольного сечения. Чтобы избежать их запирания при плазменно-стимулированном горении воздушно-углеводородного топлива в высокоскоростном потоке каналы были с переменным сечением, причем отношение выходного сечения к входному S2/S1 = 5, 8 и 12. Продольная длина каналов соответственно 70, 60 и 50 см.
В третьей главе диссертации представлено описание разработанного и созданного на базе современного оборудования автоматизированного диагностического комплекса, позволяющего в масштабах реального времени проводить как бесконтактными, так и контактными методами измерения пространственно-временной эволюции характеристик не только газоразрядной плазмы, но и пламени, возникающего при плазменно-стимулированном горении воздушно-углеводородного топлива. Комплекс включает в себя широкий набор методов исследования, как стандартных, применяемых в различных лабораториях при исследовании свойств газоразрядной плазмы, так и разработанных в нашей лаборатории для диагностики плазменных систем, создаваемых в высокоскоростных потоках воздуха и в воздушно-углеводородных смесях. Процесс плазменно-стимулированного воспламенения и горения углеводородов фиксируется с использованием цифрового фотоаппарата D50, цифровой видеокамеры «Nokia» и цифровой видеокамеры «ВидеоСпринт» с электронно-оптическим наносекундным затвором. При последующем воспроизведении изображений на мониторе компьютера можно измерять размеры области горения, фиксировать момент начала воспламенения и определять пространственно-временную эволюцию процесса горения. Спектр излучения пламени фиксируется с помощью цифрового двухканального спектрографа «AvaSpec-2048-2-DT». Температура газа определяется из сравнения экспериментально измеренных и синтезированных молекулярных полос N2, CN и CH. При воспламенении и горении воздушно-углеводородных топлив температура пламени на выходе их зоны горения определяется по току термоэлектронной эмиссии, возникающему при разогреве двойного вольфрамового зонда, помещенного в горячий поток, а также по сплошному спектру, испускаемому накаленным вольфрамовым стержнем. Для визуализации ударных волн и газодинамических возмущений, возникающих при воспламенении углеводородного горючего, используется импульсная теневая установка. Динамика воспламенения углеводородов изучается также с помощью оптических рефракционных датчиков и коллимированных фотоэлектронных умножителей.
Изменение тепловых потоков, идущих от области пространства, в которой создается программированный СВЧ-разряд, приводящий к воспламенению углеводородного топлива, регистрируется с помощью термопар. В экспериментах факт воспламенения и стабилизации горения высокоскоростного потока углеводородного топлива определяется по резкому изменению интенсивности свечения гидроксила ОН и полос CN, по изменению общего вида разряда, по изменению временного хода импульса разрядного тока и особенно импульса напряжения на разрядном промежутке. При стабилизации горения резко уменьшаются колебания напряжения на разрядном промежутке, а после прекращения подачи горючего сильные колебания напряжения восстанавливаются. Концентрация заряженных частиц в областях пространства, расположенных вниз по потоку на различных расстояниях от области горения, измеряется с помощью симметричных двойных зондов, а также по поглощению зондирующего маломощного микроволнового излучения. Концентрация электронов в плазме поверхностного СВЧ-разряда и в каналах пульсирующего электродного разряда определяется спектроскопическим методом по регистрации штарковского уширения спектральных линий бальмеровской серии водорода. Полнота сгорания углеводородного топлива определялась по измерению концентраций пропана, спирта, углекислого газа, паров воды, по изменению абсолютной и относительной влажности воздуха, по повышению давления и температуры воздуха в закрытой барокамере после реализации горения.
Созданный диагностический комплекс позволяет в масштабах реального времени получать одновременно различными методами, подтверждающими друг друга, данные о нескольких параметрах, характеризующих процесс сверхзвукового горения воздушно-углеводородного топлива, например, о температуре пламени, степени ионизации, полноте сгорания и др. Это дает уверенность в надежности проводимых измерений.
Метод определения колебательной температуры молекулярной плазмы
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) состоит из входного устройства, в котором поступающий воздух претерпевает сжатие из-за высокой скорости аппарата; камеры сгорания, где происходит сжигание топлива; сопла, через которое происходит выход выхлопного газа со скоростью, большей скорости поступающего воздуха, что и создает тягу двигателя [1-13]. Высокая скорость делает сложным управление потоком внутри камеры сгорания. Весь проходящий со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания газ должен с минимальным трением смешаться с топливом и иметь достаточно времени для сгорания с целью последующего расширения в сопле и порождения тяги. Это накладывает сильные ограничения на давление и температуру потока и требует, чтобы впрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективны. Рабочие значения давления лежат в диапазоне 20-200 кПa и при этом под давлением понимается динамическое давление ru2/2, где – плотность; u – скорость. Давление и температура в двигателе должны быть постоянными для того, чтобы скорость сгорания оставалась постоянной. Это является проблематичным, так как системы управления воздушным потоком в таком двигателе невозможны, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых ГПВРД функционирует. Таким образом, для соблюдения этого требования такой аппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальная траектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянного динамического давления. Считается [1], что аппараты с ГПВРД могут использоваться до высоты 75 км.
Порядок впрыска топлива также является сложной проблемой [1-13]. Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим образом: топливо сжимается до 100 атм турбонасосом, нагревается фюзеляжем, проходит через турбину и затем оставшаяся часть давления используется инжекторами для впрыска топлива со скоростью, большей скорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания. При этом, чем сложнее молекулы топлива, тем длиннее должен быть двигатель для завершения сгорания. Минимальное число Маха, при котором ГПВРД может работать, ограничено тем, что сжатый поток должен быть достаточно горячим для горения топлива и иметь давление, достаточно высокое для завершения реакции до того, как воздушная смесь покинет сопло. Для устойчивости работы ГПВРД, поток газа должен сохранять сверхзвуковую скорость на всех участках своего пути в двигателе.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель является простейшим бескомпрессорным реактивным двигателем [1-13]. Для предварительного подъема гиперзвукового летательного аппарата на заданную высоту и последующего его разгона используются специальные носители и ракетные ускорители. Для функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя в подавляющем большинстве случаев для розжига используется легко воспламеняемое топливо (водород, силан и др.), а для стабилизации горения применяются различного рода застойные зоны. Воздух, поступая со скоростью полета во входное устройство двигателя, затормаживается, его кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию, а температура и давление повышаются. Сжатие воздуха в прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляется только за счет использования кинетической энергии потока, набегающего на двигатель в полете. Поэтому двигатель не может работать на этапе разгона летательного аппарата, и малоэкономичен при дозвуковых скоростях полета.
С увеличением скорости полета растут температура и давление воздуха в двигателе, увеличивается расход воздуха, проходящего через двигатель. Это приводит к росту абсолютного значения тяги двигателя и повышает экономические показатели его эксплуатации. В камере сгорания за счет сжигания топлива температура существенно увеличивается. Продукты сгорания из камеры поступают в выходное сопло. При прохождении по соплу скорость газов растет, а давление падает, при этом происходит процесс преобразования энергии потока газов в кинетическую энергию газовой струи. Скорость истечения газов из сопла двигателя оказывается больше скорости полета летательного аппарата. При скорости полета М = 5 и Т0 = 273 K температура заторможенного рабочего тела в двигателе достигает 1600 К, а при М = 6 температура порядка 2200К, а с учетом трения и скачков уплотнения в реальном процессе еще выше. В этом случае дальнейший нагрев рабочего тела за счет сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Поэтому в настоящее время из-за отсутствия высокотемпературных конструкционных материалов скорость, соответствующая М = 5, считается предельной для сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
К камерам сгорания предъявляются следующие требования [1-13]: устойчивость горения топливно-воздушной смеси во всем диапазоне рабочих режимов, что определяет надежность работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя; высокая эффективность сгорания топлива, что влияет на удельных расход топлива и определяет экономичность двигателя, дальность и продолжительность полета; малые потери полного давления, которые при относительно небольших скоростях существенно влияют на рабочие параметры двигателя, что приводит к росту удельного расхода топлива и уменьшению удельной тяги; надежное воспламенение; необходимость высокой теплонапряженности, увеличение которой приводит к уменьшению размеров камеры сгорания. Имеются проблемы устойчивости процесса горения, интенсивности горения и первоначального воспламенения. Для стабилизации пламени и увеличения полноты сгорания топлива необходимо использовать специальные устройства (турбулизаторы). Рассмотрение процесса горения топливно-воздушной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя показывает, что мы имеем дело со сложным процессом зависимости тяги двигателя от множества факторов, к которым относятся: физико-химические характеристики топлива; характеристики атмосферы, в которой в данный момент движется летательный аппарат; скорость движения летательного аппарата; особенности впрыска топлива; процесс смешивания топлива с воздухом; поддержания горения и управления в процессе полета; конструктивные особенности двигателя и их постоянство во время полета; и ряд других. Таким образом, имеется «сложная система», которой необходимо управлять с учетом: переменных факторов на входе в нее; сложными процессами, происходящими в камере горения; требованиями к выходным параметрам.
Новым подходом к управлению процессом горения в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе является использование различного рода газовых разрядов для направленного воздействия на поток с помощью локального выделения энергии [14-130]. Применение комбинированных разрядов различного типа может обеспечить необходимую скорость и интенсивность горения. Для уменьшения продольного размера сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя необходимо обеспечить быстрое объемное воспламенение сверхзвуковых потоков углеводородного топлива, а для этого максимально сократить период индукции.
Стабилизация горения жидкого спирта в трансзвуковом потоке воздуха в условиях программированного СВЧ разряда
Система хранения воздуха высокого давления состоит из газгольдера объемом 0.561 м3 с компрессором, поднимающим давление воздуха до максимальной величины р = 12 атм; клапана высокого давления; запорного клапана и электромагнитного клапана с временем срабатывания t 50 мс. Система накопления и хранения газообразного горючего состоит из стандартного баллона объемом 0.04 м3, который содержит жидкий пропан. Через запорный клапан и редуктор уже газообразное топливо поступает в ресивер. Ресивер представляет собой баллон объемом 0.012 м3. Расход газообразного горючего в течение эксперимента можно было измерять по величине изменения давления в ресивере, или датчиком динамического давления, установленным прямо за электромагнитным клапаном системы подачи горючего. Воздух и пропан первоначально поступают в смеситель, установленный в дозвуковой части канала. Смешение происходит в основном до критического сечения сверхзвукового сопла. Проходной диаметр смесителя равен 64 мм. Он определялся из условий эффективной работы смесителя. Прямо за смесителем установлено сверхзвуковое сопло Лаваля.
В первых экспериментах использовался стандартный заводской смеситель, создающий в дозвуковой части канала тангенциально закрученные потоки воздуха и пропана. В дальнейшем в работе использовался смеситель, представляющий собой цилиндр, по оси которого вставлена запаянная с одного конца трубка диаметром 10 мм и длиной 100 мм, по боковой поверхности которой монтируется система из шестнадцати тонких трубочек диаметром 2.5 мм, наклоненных под углом 45о к направлению потока. Пропан, проходя через эти трубочки, создавал между цилиндром и внутренней трубкой радиальные потоки газа. В это же пространство поступал дозвуковой поток воздуха. Смешение пропана с воздухом происходило в дозвуковой части канала. Эксперименты показали, что при исследовании воспламенения пропан-воздушной смеси в условиях газоразрядной плазмы (использовались различные импульсные разряды: электродный поперечный разряд, свободно локализованный и поверхностный СВЧ-разряды) нет существенного влияния типа смесителя на результаты. В дальнейших экспериментах применялся смеситель второго типа. Качество смешения пропана с воздухом не контролировалось.
Была проведена калибровка массового секундного расхода воздуха и пропана. С этой целью измерялись начальные и конечные давления в барокамере и в ресиверах высокого давления воздуха и пропана. Зная время пуска и отношение объемов разрядной камеры (V = 2.61 м3), ресивера высокого давления воздуха (Vair = 0.561 м3) и ресивера высокого давления газообразного пропана (Vgas = 0.012 м3) возможно измерить секундные массовые расходы воздуха и пропана в зависимости от начального давления воздуха и пропана. На рис. 10 приведена зависимость секундного расхода воздуха от давления в воздушном резервуаре высокого давления, а на рис. 11 представлена зависимость секундного расхода пропана от давления в резервуаре высокого давления пропана. Расход воздуха в эксперименте мог изменяться от 25 г/с до 150 г/с, а расход пропана – от 1 г/с до 6 г/с.
Изучение процесса воспламенения и горения водородсодержащих смесей в условиях низкотемпературной плазмы важно как с точки зрения фундаментальных исследований механизмов и кинетики атомно-молекулярных превращений при наличии сильных электрических полей, так и с точки зрения оптимизации плазмохимических процессов и ряда прикладных аспектов. Одной из таких проблем является разработка метода поддержания стационарного горения и увеличения эффективности сгорания топлива в условиях высокоскоростных воздушно-углеводородных потоков. В лаборатории для инициации воспламенения используются объемные и поверхностные сверхвысокочастотные разряды, а также различного типа поперечные и продольные (по отношению к сверхзвуковому потоку) разряды постоянного тока и импульсно-периодические разряды.
В условиях импульсного самостоятельного разряда сверхзвуковое горение свободных (без использования застойных зон) воздушно-углеводородных потоков происходит только в течение длительности импульса, и пламя срывается, как только подвод энергии прекращается. Для стационарного горения при использовании нестационарной низкотемпературной плазмы необходимо оптимизировать режим инициации импульсного разряда, т.е. величину вкладываемой в плазму энергии, длительность и частоту следования импульсов. Это может быть осуществлено при создании разряда в режиме программированного импульса [40, 41]. В программированном режиме пробой газа и создание плазмы осуществляется с помощью короткого импульса, или пачки коротких импульсов, а поддержание образующейся плазмы и вклад энергии в плазму происходит в течение длительного маломощного импульса, следующего с некоторой временной задержкой tзад после первого импульса, или после пачки коротких импульсов.
Известно, что в неподвижном газе повторный электрический пробой газа облегчен по сравнению с первичным пробоем (смотри, например, [40, 41]). Это связано с тем фактом, что деионизация разрядного промежутка происходит в течение некоторого времени, то есть к моменту подачи второго импульса в разрядном промежутке может еще находиться большое количество заряженных частиц.
Параметры сверхзвукового горения пропан-воздушного топлива внутри аэродинамического канала
На рис. 42 представлена динамика развития программированного разряда (поверхностный СВЧ-разряд плюс разряд постоянного тока) в трансзвуковом воздушном потоке с числом Маха М = 1.1 при атмосферном давлении воздуха в камере ркам = 1 атм, давлении воздуха в ресивере высокого давления р0 = 2 атм, длительности воздушного потока tвоздух = 1.5 с, длительности инжекции в капельной фазе спирта в воздушный трансзвуковой поток tспирт = 0.5 с, время задержки начала впрыска спирта по отношению к моменту старта воздушного потока tзад = 0.3 с, длительности импульса источника постоянного напряжения t = 0.8 с, средней мощности разряда постоянного тока WРПТ »11 кВт, длительности СВЧ-импульсов tСВЧ = 20 мкс, частоте их следования f = 50 Гц, числе импульсов в пачке N = 40, импульсной СВЧ-мощности Wи = 100 кВт, средней СВЧ-мощности WСВЧ = 100 Вт.
Режим работы высокоскоростной камеры: время экспозиции одного кадра – 4 мкс, частота съемки 5000 кадров в секунду (временной интервал между кадрами – 200 мкс). Слева – вид сбоку разряда в воздушном потоке (время регистрации – 56-ая миллисекунда от начала разряда). Посредине – переходный процесс воспламенения трансзвукового воздушно-спиртового потока (время регистрации – 320-ая миллисекунда от начала разряда). Справа – стабилизация горения трансзвукового воздушно-спиртового потока (время регистрации – 760-ая миллисекунда от начала разряда).
Для изучения процесса стабилизации горения регистрировался с временным разрешением с помощью высокоскоростной видеокамеры общий вид пламени (смотри рис. 43). На рис. 43 представлен фрагмент видеограммы (время от 400-ой до 418-ой миллисекунды от начала развития разряда), зафиксированный после начала стабилизации процесса горения жидкого спирта, инжектируемого в трансзвуковой воздушный поток. Время экспозиции одного кадра – 4 мкс, частота съемки 5000 кадров в секунду. Видно, что канальная структура разряда исчезает, область горения фиксируется на поверхности пластины вблизи электродов. В течение времени происходят незначительные изменения в общем виде процесса горения. Следует отметить, что, если инжекция спирта в поток прекращается до момента окончания импульса разрядного тока, то разряд переходит в режим пульсирующего разряда, а колебания напряжения на разрядном промежутке снова резко возрастают.
На рис. 44 представлена вольтамперная характеристика комбинированного разряда в условиях стабилизации горения жидкого спирта при четырех значениях балластного сопротивления R. На этом же графике приведена нагрузочная прямая при балластном сопротивлении R = 500 Ом.
Видно, что в условиях стабильного горения жидкого углеводородного топлива, чем больше значение тока, тем меньше напряжение на разрядном промежутке, т.е. вольтамперная характеристика падающая
Нагрузочная прямая пересекает вольтамперную характеристику в двух точках. В верхней точке пересечения разряд нестабилен, так как при случайном уменьшении тока напряжение на разрядном промежутке также уменьшается, что ведет к дальнейшему падению тока и разряд гаснет. При увеличении тока напряжение на разряде растет, что приводит к увеличению частоты ионизации и, соответственно, концентрации электронов и разрядного тока. В нижней точке пересечения нагрузочной прямой и вольтамперной характеристики происходит стабилизация разряда.
Для оптимизации процесса сжигания жидкого углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке необходимо проводить всестороннюю диагностику изучаемого явления. С этой целью в экспериментах использовался автоматизированный диагностический комплекс, состоящий из оптических рефракционных датчиков, фотоэлектронных умножителей, системы для измерения проводимости пламени, электрических зондов, термопар, датчиков давления, двухпроводной линии, цифровых монохроматоров, спектрографов, осциллографов, фото и видеокамер.
На первом этапе в качестве жидкого углеводородного топлива использовался технический спирт. Были проведены измерения параметров плазмы и газа в условиях стационарного горения на поверхности диэлектрической (тефлоновой) пластины жидкого спирта, инжектируемого в капельной фазе в трансзвуковой (М 1) воздушный поток. Для воспламенения и стабилизации горения использовалась нестационарная неравновесная низкотемпературная плазма программированного разряда. Программированный разряд создавался в режиме, когда маломощный импульс включается в течение времени, равном длительности пачки коротких мощных СВЧ-импульсов. Число импульсов N в пачке можно было изменять от 1 до 100, частота повторения СВЧ-импульсов f = 50 Гц. Для этого использовался СВЧ-генератор с параметрами: l = 2.4 см, t1 = 20 мкс, W = 50 кВт, Q = 1000. В качестве маломощного импульса использовался разряд постоянного тока. В экспериментах длительность программированного импульса изменялась от 0.8 до 1.2 с, время задержки подачи жидкого спирта – от 0.2 до 0.3 с. На рис. 45 представлены фрагменты общего вида разряда в потоке воздуха без инжекции спирта и общий вид при стабилизации горения спирта (время экспозиции одного кадра равно 4 мкс).
