ИСТИНА |
Войти в систему Регистрация |
|
ФНКЦ РР |
||
Данный проект нацелен на решение вопроса о целесообразности использования детонационного горения в сверх и гиперзвуковых ПВРД аэрокосмической техники с установившимся или близким к нему течением в камере сгорания.
The creation of hypersonic aircraft (GLA) is on the agenda of modern aerospace science and technology. It is known that the burning of fuel in the combustion chambers of aircraft engines is most rational to carry out in a stationary gas or in a stream at a low speed. Studies on the use of diffusion, slow and turbulent combustion have not yet led to satisfactory results, in particular, due to the impossibility of isentropic braking of the supersonic flow to subsonic speed and the loss of total pressure in extended heat-release zones. An alternative is detonation combustion, which is characterized by a small extent of the heat release zone and does not require flow inhibition even to small supersonic speeds. Estimates published show that detonation combustion can be energetically more efficient than conventional, for example, in pulsating engines. Among the schemes of direct-flow engines for detonation combustion, the most advanced is the scheme with detonation, continuously rotating between coaxial cylindrical surfaces, a working engine layout has been developed. The urgent task is to compare existing schemes for energy efficiency in various conditions of engine operation on detonation combustion. The most accurate assessment of the effectiveness of a particular scheme can be obtained as a result of experimental and numerical studies based on adequate models of physicochemical hydrodynamics, the development and verification of which determines the high scientific significance of the project. The scientific novelty of the studies is due to new approaches to assessing the efficiency of detonation combustion engines, which will take into account the range of their operability in terms of altitude and flight Mach number, as well as new models of detonation combustion of hydrogen and heavy gaseous hydrocarbons, in particular kerosene or gasoline in supersonic and hypersonic streams. For the first time, the initiation and stabilization of detonation combustion of heavy gaseous hydrocarbons entering the combustion chamber at supersonic and hypersonic speeds is studied on the basis of detailed models of chemical kinetics. It is planned to numerically determine the configuration of the detonation combustion nozzle chamber providing thrust at heights of up to 40 km, and also to obtain the dependence of thermal efficiency, total and specific thrust on the Mach number and flight altitude. For practice, the significance of the project is determined by the recommendations on fuel and the engine design for detonation combustion, as well as the assessment of the level of total and specific thrust in various engine operating conditions. The scientific significance of the results is due to the solution of the fundamental issue of energy efficiency and the feasibility of using detonation combustion in engines of supersonic aircraft, depending on the flight conditions.
1. Разработка двумерных нестационарных моделей сверх и гиперзвуковых течений ТВС на основе водорода и керосина в каналах сложной формы с учетом детальной кинетики химических превращений и реальных термодинамических свойств газовых компонент. 2. Конфигурация сопловых камер, обеспечивающих инициирование и стабильное детонационное горение указанных ТВС с генерацией тяги на высотах до 40 км при умеренных и гиперзвуковых числах Маха набегающего потока. 3. Зависимость полетного и термического КПД, суммарной и удельной тяги от числа Маха, высоты полета и типа топлива. 4. Численный макет компоновки ПДДГ, рассчитанного на умеренные числа Маха набегающего потока исследуемых ТВС. 5. Конфигурация сверхзвукового ПДДГ, в котором формирование сверх и гиперзвукового потока ТВС происходит на расстоянии нескольких диаметров максимального сечения камеры сгорания. 6. Методика запуска и актуализации камер сгорания и рабочего тракта ПДДГ в сверх и гиперзвуковых потоках исследуемых ТВС. 7. Данные по энергетической эффективности рассматриваемых ТВС в ПДДГ с установившемся или близким к нему течением в камере сгорания в зависимости от числа Маха и высоты полета. Разработка адекватных моделей и проведение на их основе исследований по энергетической эффективности детонационного горения определяет высокую научную значимость проекта. Прикладная значимость проекта обусловлена решением принципиального вопроса о целесообразности использования детонационного горения в двигателях летательных аппаратов с установившемся течением в камере сгорания, а также рекомендациями по топливу и компоновке сверхзвукового прямоточного двигателя на детонационном горении.
Разработан код для расчета двумерных нестационарных сверхзвуковых течений с учетом детальной кинетики горения водорода и реальных термодинамических свойств газовых компонент смеси на основе схемы С.К. Годунова и ее модификации второго порядка аппроксимации. Численно показана возможность стабилизации детонационного горения водородовоздушных смесей в осесимметричном конвергентно-дивергентном сопле с центральным телом. Стационарные режимы горения проверены на устойчивость по отношению к неоднородности состава поступающей водородовоздушной смеси. Определена универсальная форма сопла, обеспечивающего тягу при детонационном сжигании водорода на высотах до 16 км и числах Маха набегающего потока от 7 до 9. Предложен подход к решению задачи инициирования детонационного горения водородовоздушных смесей на высотах более 16 км. Определена конфигурация сопла,обеспечивающая стабилизацию детонационного горения водорода на высотах от 20 до 30 км. Отработана уникальная экспериментальная методика запуска сопла путем его вбрасывания в предварительно сформировавшийся гиперзвуковой поток. В ударной трубе экспериментально определяются времена задержки воспламенения пропана. Численно исследовано смешение водорода с воздухом в случае, когда инжекция топлива в сверхзвуковой поток осуществляется через радиально расположенные пилоны. Накоплен опыт редуцирования детальных моделей кинетики горения тяжелых газообразных углеводородов. Проведены расчеты по инициированию детонационного горения паров керосина с воздухом в трубе постоянного сечения за отошедшими ударными волнами перед центральным телом с наветренной торцевой стенкой.
НИИ механики МГУ | Соисполнитель |
грант РФФИ |
# | Сроки | Название |
1 | 3 февраля 2020 г.-15 апреля 2021 г. | Детонационное горение газообразных топливно-воздушных смесей в двигателях сверхзвуковых летательных аппаратов |
Результаты этапа: План первого года НИР по гранту РФФИ № 20-51-00003 Бел_а выполнен. 1. Разработана новая упрощенная кинетическая модель горения керосина, которая базируется на использовании н-декана в качестве суррогата керосина и содержит 24 компонента, которые участвуют в 25 химических реакциях, описывающих воспламенение керосина как при высоких, так и при низких температурах. Тестирование модели выполнено путем сравнения расчетных и экспериментальных значений времени задержки воспламенения при температуре от 800 до 2000 K и давлении от 5 до 40 атм. В отличие от редуцированной модели, опубликованной в [1], предлагаемая кинетическая схема отличается продвижением в область температур ниже 1100 К, что особенно важно при решении вопроса об инициировании детонационного горения слабыми ударными волнами или в условиях высотной атмосферы. Новая модель остается намного более компактной, чем другие кинетические схемы, претендующие на детальное описание процессов горения керосина, что облегчает ее использование при численном моделировании сложных газодинамических течений, включая детонационное горение керосина в камерах сгорания гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Следует, однако, объективно отметить, что точность предложенной кинетической схемы падает с ростом температуры (рис. 1), где лучше работает редуцированная схема из [1]. Разработанная редуцированная модель и результаты тестирования представлены в статье [2], принятой к печати. 2. Сформулирована математическая модель и постановка задач сверхзвукового течения топливно-воздушных смесей (ТВС) на основе керосина и воздуха в каналах переменного сечения. В основе газодинамической модели – двумерные нестационарные уравнения для невякого газа (уравнения Эйлера). Отличительной особенностью модели является использование детальных редуцированных схем кинетики неравновесного горения керосина с учетом индивидуальных термодинамических свойств газовых компонент, входящих в состав исходной смеси и продуктов горения. Предложены две постановки задач детонационного горения ТВС, поступающих со сверхзвуковой скоростью в осесимметричное конвергентно-дивергентное сопло (сопло Лаваля). В одном случае во всей полости канала задаются однородные параметры потока. Решение определяется в процессе численного интегрирования уравнений газовой динамики с учетом химической превращений. Эта постановка никак не отражает реальное развитие процесса в камере сгорания. Другая постановка предполагает два этапа решения задачи. Вначале рассматривается задача запуска сопла в сверхзвуковом потоке воздуха. Полученное решение используется в качестве начального распределения параметров для второго этапа моделирования, который начинается с замены воздуха топливно-воздушной смесью на входе в канал. В такой постановке решение представляется более реалистичным. Особо следует отметить, что в обоих случаях рассматривается не только внутреннее, но и внешнего течения газа, что обеспечивает корректное решение вопроса о запуске сопла в сверхзвуковом потоке при численном моделировании, то есть корректность решения для внутреннего течения. Еще одной особенностью задач является наличие в сопле центрального коаксиального тела, которое, во-первых, предназначено для инициирования детонационного горения, а во-вторых, должно способствовать дополнительному сжатию набегающего потока, что необходимо в условиях разреженной атмосферы на больших высотах. 3. Разработаны вычислительные коды для численного решения двумерных нестационарных задач детонационного горения ТВС на основе керосина в каналах переменного сечения, в частности, в осесимметричных конвергентно-дивергентных соплах с коаксиальным центральным телом, имеющим наветренную торцевую стенку. В основе расчетных программ - модификация конечно-разностного метода С.К. Годунова второго порядка точности по пространственным переменным на гладких решениях [3], которая стоится с учетом принципа В.П. Колгана [4-6] о минимальном модуле частных производных по пространственным переменным. Особенность разработанных кодов заключается в использовании полиномов из базы данных НАСА [7], аппроксимирующих термодинамические параметры отдельных компонент, входящих в состав воспламенившейся смеси паров керосина и воздуха в задаче со сложной структурой газодинамического течения . В случае водородовоздушных смесей для этих целей используются приведенные функции Гиббса из известного многотомного издания [8]. Примеры применения разработанных кодов можно найти в [9 - 10]. Впервые численно показана возможность стабилизации детонационного горения паров керосина с воздухом в расширяющемся и в конвергентно-дивергентном сопле с центральным телом «цилиндр-конус» (ЦК) и «конус-цилиндр-конус» (КЦК) как в условиях нормальной атмосферы (рис. 2), так и атмосферы на высоте порядка 16 км. В условиях нормальной атмосферы центральное тело КЦК оказывается более эффективным, как в случае расширяющегося, так и конвергентно-дивергентного сопла (рис. 3). При числе Маха набегающего воздушного потока 7 и 9 сопло Лаваля обеспечивает более высокие показатели по удельному импульсу и тяге, чем расширяющееся сопло с теми же продольными и поперечными габаритами. На высоте 16 км центральное тело КЦК также более эффективно при М0 = 7, но в отличие от тела ЦК не гарантирует полного сгорания смеси, поступающей в сопло Лаваля при М0 = 9, что делает более предпочтительным использование центрального тела ЦК, несмотря на его более высокое аэродинамическое сопротивление (таблица 1). Выполненные расчеты указывают на общую тенденцию снижения эффективности детонационного горения с ростом числа Маха набегающего потока. Показано также, что генерация тяги в случае использования детонационного горения бензина в сопле Лаваля представляется более сложной задачей, чем в случае керосина. 4. В тестовом режиме численно с использованием программного пакета ANSYS решена задача смешения паров керосина и воздуха в сверхзвуковом потоке при поперечной инжекция топлива в сверхзвуковой поток из кольцевой щели на стенке осесимметричного канала (рис. 4). В основе модели - двумерные нестационарные уравнения Рейнольдса с использованием гибридной k-ω модели турбулентности Ментера. Постановка задачи и результаты подробно изложены в [11]. Изучено влияние параметров торможения инжектируемой струи керосина на характеристики формирующегося течения, в частности, на коэффициент смешения и коэффициент потерь полного давления при фиксированных параметрах набегающего воздушного потока. Установлено, что увеличение температуры торможения инжектируемой струи снижает эффективность смешивания и приводит к росту потерь полного давления. Увеличение давления торможения в парах керосина способствует более глубокому проникновению керосина в сверхзвуковой воздушный поток. В целом схема с поперечной инжекцией топлива представляется недостаточно эффективной для применения в ГПВРД на детонационном горении. В связи с этим в рамках проекта предложена схема ГПВРД, расположенного за торцевой стенкой кормы обтекаемого летательного аппарата [12], где предположительно проблема смешения существенно упрощается, поскольку топливо может подаваться как через перфорированную стенку внешнего тела, так и торцевую стенку камеры сгорания рис. 5. 5. Для исследований процессов смешения разработана установка и методика проведения соответствующих экспериментов с поперечной инжекцией топлива в сверхзвуковой поток воздуха [11]. При создании установки использовался опыт белорусских коллег. Особенность установки состоит в наличии системы испарения керосина и подогрева трубок, по которым пары топлива подаются в сверхзвуковой воздушный поток (рис. 6). Установка размещается в аэродинамической трубе А-7 НИИ механики МГУ. Проверена работа датчиков давления и температуры, а также системы подачи паров и подогрева трассы, но без подачи сверхзвукового потока. Получены теневые картинки инжекции горячего газа в покоящуюся среду. Тестовая проверка показала работоспособность разработанной установки смешения паров керосина и сверхзвукового воздушного потока при поперечной инжекции топлива. Однако учитывая результаты численного моделирования, в дальнейшем планируются эксперименты с другими схемами инжекции топлива, которые не требуют частичной модернизации установки. Это, в частности, инжекция топлива через кольцевую каверну на заостренном осесимметричном теле или за уступом стреловидного тела с коническим наконечником. 6. В соответствии с планом выполнена отладка экспериментальной методики запуска конвергентно-дивергентного сопла (сопла Лаваля) в гиперзвуковых потоках. Запуск должен исключить воспламенение смеси в конвергентной части сопла, то есть поток должен оставаться сверхзвуковым практически во всей полости канала, кроме области инициирования детонации, возникающей, например, за отошедшей ударной волной, перед наветренной торцевой стенкой центрального тела. Центральное тело сужает горло сопла, препятствуя успешному запуску, и создает дополнительное аэродинамическое сопротивление, снижая эффективность детонационного горения. Рассматриваются два вида тел: «цилиндр-конус» (ЦК) и «конус-цилиндр» (КЦ). Цель экспериментов - определение критических параметров сопла и центрального тела, обеспечивающих успешный запуск. В настоящей работе отработана уникальная методика, отличающаяся тем, что модель с соплом вбрасывается в заранее сформировавшийся гиперзвуковой поток при помощи пневмоввода - пневматической катапульты [11]. Эксперименты проводятся в установке ГАУ НИИ механики МГУ. Полученные теневые картинки показывают, что при числе Маха набегающего потока равном 6 в изготовленном сопле реализуется сверхзвуковое течение по всей длине канала, как в случае с длинным телом КЦ, так и с коротким телом ЦК (рис. 7). 7. При разработке ПВРД на детонационном горении кроме водорода и паров керосина интерес представляют и другие газообразные углеводороды. Возможность их использования в качестве топлива в большой степени определяется зависимостью времени задержки воспламенения от исходных параметров воспламеняющейся смеси. В данной работе экспериментально определена зависимость времени задержки воспламенения пропана в кислороде при температуре от 1050 до 1780 K и давлении 30 атм за отраженной ударной волной, как в бедных, так и в богатых смесях [13]. Эксперименты выполнены в ударной трубе НИИ механики МГУ. Полученные результаты сравниваются с данными других авторов, в частности, белорусских коллег. Впервые показано, что при температуре более 1000 К время задержки воспламенения пропана в кислороде растет с увеличением коэффициента избытка топлива (рис. 8), в то время как при температурах менее 1000 К эта зависимость носит противоположный характер. Полученная информация расширяет диапазон имеющихся экспериментальных данных, которые используются при тестировании моделей химической кинетики в камерах сгорания. В большей степени это замечание касается богатых смесей пропана с воздухом, для которых экспериментальные данные по временам задержки воспламенения отсутствуют. 1. Ю.В. Туник, Г.Я. Герасимов. Воспламенение паров керосина при сверхзвуковом обтекании цилиндра с торцевой наветренной стенкой// Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2018. Т.19, № 2. DOI: http://doi.org/10.33257/PhChGD.19.2.742 2. Г.Я. Герасимов, Ю.В. Туник, П.В. Козлов, В.Ю. Левашов, И.Е. Забелинский1, Н.Г. Быкова. Упрощенная кинетическая модель горения керосина//Химическая физики. 2021 г., принята к печати. 3. Туник Ю.В. Численное решение тестовых задач на основе модифицированной схемы С.К. Годунова// ЖВМиМФ , 2018, том 58, № 10, с. 1629–1641. 4. Колган В. П. Применение принципа минимальных значений производной к построению конечно-разностных схем для расчета разрывных решений газовой динамики// Ученые записки ЦАГИ. 1972. Т.III. № 6. С. 68–77. 5. Колган В. П. Конечно-разностная схема для расчета двумерных разрывных решений нестационарной газовой динамики// Ученые записки ЦАГИ. 1975. Т.VI. № 1. С. 9–14. 6. Тилляева Н. И. Обобщение модифицированной схемы С. К. Годунова на произвольные нерегулярные сетки // Ученые записки ЦАГИ. 1986. Т.XVII. № 2. С. 18–26. 7. Burcat A., Ruscic B. Third millennium ideal gas and condensed phase thermochemical database. Tech. Rep. No. ANL-05/20 and TAE 960. Lemont IL: Argonne National Laboratory, 2005. 8. Гурвич Л.В., Вейц И.В., Медведев В.А. и др. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочник. Т.1. Кн.2. М.: Наука, 1978. 327с. 9. Ю. В. Туник, Г. Я. Герасимов, В. Ю. Левашов,. М.С. Ассад. Эффективность детонационного горения паров керосина в соплах различной конфигурации// ТВТ. (принята к печати). 10. Ю.В. Туник, Г.Я. Герасимов, В.Ю. Левашов, М.С. Ассад. Сравнительный анализ детонационного горения паров керосина и бензина в сопле Лаваля// Химическая физика. 2021. Т.40, № 6. С 1–10. 11. Ю.В. Туник, М.А. Зубин, А. Ф. Зубков, В.О. Майоров. Разработка и отладка методики исследований по смешению паров керосина с воздухом в сверхзвуковом потоке// Отчет НИИ механики МГУ № 5480. 2021г. 27 с. 12. Ю.В. Туник. Сверхзвуковой ПВРД за кормой летательного аппарата// Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2020. Т. 21, № 1. DOI: http://doi.org/10.33257/PhChGD.21.1.899. 13. П.В. Козлов, Г.Я. Герасимов, В.Ю. Левашов, Ю.В.Акимов, И.Е. Забелинский, Н.Г. Быкова. Высокотемпературное воспламенение смесей пропан-кислород-аргон в ударной трубе при давлении 30 атм// Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2021. Т. 22, № 3. DOI: http://doi.org/10.33257/PhChGD.22.3.942. | ||
2 | 15 мая 2021 г.-15 мая 2022 г. | Детонационное горение газообразных топливно-воздушных смесей в двигателях сверхзвуковых летательных аппаратов |
Результаты этапа: 1. Разработана и апробирована кинетическая модель горения паров керосина в воздухе, учитывающая как низко-, так и высокотемпературное разложение молекул керосина. 2. На базе этой модели проведены расчеты детонационного горения паров керосина в атмосферном воздухе на высотах порядка 40 км при полетном числе Маха равном 9. Высокие силовые и энергетические характеристики получены, как в соплах Лаваля с диффузором Буземана, так и в соплах значительно меньших размеров. 3. Выполнены исследования детонационного горения водородовоздушных смесей в соплах Лаваля с диффузором Буземана. Численно показано, что диффузор Буземана может обеспечить стабильное детонационное горение водородовоздушных смесей на больших высотах и при больших значениях полетного числа Маха без подвода инициирующей энергии и размещения в потоке каких-либо дополнительных конструкций. Определены геометрические параметры сопел, которые в условиях атмосферного воздуха на высоте порядка 40 км при числе Маха набегающего потока равном 9 обеспечивают тягу свыше 0.4 тонн при энергетическом и полетном КПД более 30%. 4. Предложена новая схема инжекции топлива в сверхзвуковой поток воздуха, предположительно, обеспечивающая быстрое формирование воспламеняющейся смеси. Подготовлены образцы инжекторов и экспериментальный стенд. |
Для прикрепления результата сначала выберете тип результата (статьи, книги, ...). После чего введите несколько символов в поле поиска прикрепляемого результата, затем выберете один из предложенных и нажмите кнопку "Добавить".