Исследование прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе в аэродинамических установках тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат наук Внучков Дмитрий Александрович

• Внучков Дмитрий Александрович
• кандидат наук
• 2019

Оглавление диссертации кандидат наук Внучков Дмитрий Александрович

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. ТЕОРЕТИЧЕСКОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛИКЛИНОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА,

ПОСТРОЕННОГО НА ОСНОВЕ ПЛОСКИХ ТЕЧЕНИЙ

1.1. Методика построения цилиндрических воздухозаборников для высоких скоростей полета из комбинации плоских течений

1.1.1. Параметрические расчеты характеристик воздухозаборников

на расчетном режиме

1.2. Экспериментальное исследование расходных характеристик поликлинового воздухозаборника при различных углах атаки

1.2.1. Условия проведения испытаний

1.2.2. Описание испытываемой модели

1.2.3. Методика измерения расхода

1.2.4. Результаты испытаний

1.3. Экспериментальное исследование дроссельных характеристик поликлинового воздухозаборника

1.3.1. Модель лобового поликлинового воздухозаборника

1.3.2. Расходомерно-дроссельное устройство

1.3.3. Условия проведения испытаний

1.3.4. Методика измерения и оценки погрешностей дроссельных характеристик

1.3.4.1. Оценка погрешности измерения дроссельных характеристик в аэродинамической трубе Т-313

1.3.5. Результаты испытаний модели поликлинового воздухозаборника

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 2. ИССЛЕДОВАНИЯ ГОРЕНИЯ ТВЁРДОГО ТОПЛИВА

В ВЫСОКОСКОРОСТНОМ ПОТОКЕ ГАЗООБРАЗНОГО ОКИСЛИТЕЛЯ

2.1. Исследование возможности управления процессами горения твёрдого

горючего путём изменения расхода газообразного окислителя

2.1.1 Описание экспериментальной установки

2.1.2 Расчетная модель

2.1.3 Обсуждение результатов

2.2. Разработка унифицированной методики исследования горения

твердого топлива в высокоскоростном потоке воздуха

2.2.1. Описание установки для исследования горения твердого топлива

2.2.2. Методика обработки результатов эксперимента

2.2.2.1. Определение расхода рабочих газов на входе огневого подогревателя

2.2.2.2. Определение состава рабочей смеси после огневого подогревателя

2.2.2.3. Определение среднего расхода твердого топлива

2.2.2.4. Определение мгновенного расхода образца твердого топлива

2.2.2.5. Методика определения полноты сгорания твердого топлива

2.2.2.6. Определение тепловыделения при горении твердого топлива

2.2.3. Обобщение результатов эксперимента

2.3. Разработка модели проточного газогенератора твердого топлива

2.3.1. Выбор схемы проточного газогенератора

2.3.2. Испытания на базе установки для исследования горения твердого топлива

2.3.3. Макет внутримодельного проточного газогенератора

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ГЛАВА 3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ МОДЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ПРЯМОТОЧНЫМ ВОЗДУШНО -РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ

3.1. Испытания модели ПВРД №1 с горением твёрдого топлива

3.1.1. Описание конструкции модели малогабаритного ПВРД ТТ

3.1.2. Экспериментальное исследование тяговых характеристик

модели ПВРД №1 в условиях аэродинамической трубы «Транзит-М»

3.2. Испытания модели ПВРД №2 с проточным газогенератором

3.2.1. Описание модели ПВРД ТТ и условия испытаний

3.2.2. Экспериментальные результаты в аэродинамической установке

«Транзит - М»

3.2.3. Экспериментальные результаты в аэродинамической установке Т-313

ВЫВОДЫ ПО ГЛАВЕ

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Список основных сокращений

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ (по главам)

Приложение 1. Список опубликованных работ по теме диссертации

Приложение 2. АКТ об использовании диссертационного исследования

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе в аэродинамических установках»

Актуальность проблемы:

В настоящее время наблюдается повышенный интерес к созданию прямоточных двигателей с использованием твёрдого топлива, которое существенно упрощает конструкцию и эксплуатацию летательного аппарата.

Реактивные двигатели разделяются на два класса: ракетные двигатели (РД), работа которых не зависит от условий полета и окружающей среды, так как источник тепловой энергии вместе с окислителем расположен на борту такого летательного аппарата (ЛА), и воздушно-реактивные двигатели (ВРД). На борту ЛА с ВРД размещается только топливо, поскольку рабочим телом является воздух, поступающий непосредственно из атмосферы.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) относится к простейшему по конструкции виду воздушно-реактивного двигателя, вследствие отсутствия типичных для турбореактивных двигателей вращающихся частей, таких как турбины и компрессоры. По этой причине для дозвуковых ПВРД характерны низкие значения тягово-экономических показателей. При дозвуковых скоростях полета повышение статического давления в тракте воздухозаборного устройства ПВРД, получаемое только за счет скоростного напора, весьма незначительно. Оно лишь немного превышает атмосферное. Поэтому свободная энергия горячих газов мала, и в кинетическую энергию преобразуется только малая часть энтальпии продуктов сгорания. Кроме того, для создания нужных величин тяг требуются большие сечения для потока воздуха. Это приводит к росту площади поперечного сечения ПВРД и как следствие увеличению его лобового сопротивления [1].

При полёте на сверхзвуковых скоростях давление воздуха в канале воздухозаборника, а следовательно в камере сгорания двигателя, может достигать десятки атмосфер. В этих условиях эффективность ПВРД существенно возрастает, однако лобовая тяга двигателя остается низкой по сравнению с РДТТ.

Среди сверхзвуковых ПВРД в особый класс выделяют гиперзвуковые ПВРД (ГПВРД), у которых скорость движения рабочего тела во внутреннем тракте также является сверхзвуковой.

Расчеты показывают, что при температуре воздуха свыше 30000 К (что соответствует температуре торможения при М=6 - 7 на уровне моря или М=8 на больших высотах) не представляется возможным подвести тепловую энергию в камеру сгорания за счет сжигания топлива. Если скорость потока в тракте ПВРД остается сверхзвуковой, температура воздуха на

входе в камеру сгорания значительно снижается, что позволяет уменьшить потери от диссоциации и повысить эффективность сжигания топлива[2, 3].

Области применения сверх- и гиперзвуковых ПВРД по высоте и скорости полета, в сравнении с турбореактивными двигателями, приведены на рисунке 1 [4]. Видно, что эти области включают в себя зоны, требуемые для ракетного вооружения различных классов и назначений: стратегических ракет, ракет систем залпового огня, зенитно-управляемых ракет, активно-реактивных снарядов и др.

О 2 4 6 8 Мп

1— пределы устойчивого горения; 2— предел по температуре и давлению Рис. 1. - Области применения ПВРД и ГПВРД [4] На рисунке 2 [4] представлена оценка производительности двигателей различного типа от числа Маха. Высокая экономичность ПВРД при сверхзвуковых скоростях движения позволяет, при прочих равных условиях (главным образом, габаритах и стартовой массе), достигать дальностей полета в 1,5-2 раза превышающих аналогичные значения в случае использования ракетных двигателей.

0 2 4 6 8 10 12

1 - турбореактивный двигатель; 2 - турбореактивный двухконтурный двигатель; 3 - прямоточный воздушно-реактивный двигатель; 4 - ракетно-прямоточный двигатель; 5 - гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель; 6 - ракетный двигатель. Рис 2. - Производительность двигателей различного типа [4].

ПВРД можно разделить на два основных типа: прямоточный воздушно-реактивный двигатель на жидком топливе (ПВРД ЖТ) и прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твёрдом топливе (ПВРД ТТ).

Использование твёрдого топлива, в качестве тепловой энергии в ПВРД, ведет к существенному упрощению конструкции двигателя и увеличению эффективности. ПВРД на твёрдом топливе состоит из воздухозаборника, камеры сгорания, внутри которой располагается топливная шашка или газогенератор, и сопла при этом отсутствуют топливные баки, трубки, клапана и эжекторы свойственные ПВРД ЖТ. Отсюда можно заключить что, прямоточный двигатель на твёрдом топливе намного дешевле и безопаснее чем на жидком топливе.

Для артиллерийских снарядов, где основным направлением является увеличение дальности полёта, использование ЖРД не представляется возможным, в силу ограничения по габаритам. Использование ракетного двигателя приводит к увеличению дальности лишь на 20 -36%. Реализованные зарубежные образцы снарядов с донным газогенератором (ДГГ) и РДТТ (США, Италия, Франция, Швеция) не обеспечивают требуемую дальность полета; их дальность не более 22 - 30 км [5].

Исследования в области гиперзвуковых скоростей, проводимые в западных странах, направлены на создание малогабаритных твердотопливных ПВРД, вмонтированных в снаряды. Такие снаряды намечается использовать для поражения как бронетанковой техники (120 мм) так и воздушных целей (калибр 35 - 40 мм). В частности сообщается об объединенной шведско-голландской программе, в рамках которой предполагалось осуществить ряд запусков экспериментальных образцов этих снарядов. В настоящее время подобные исследования проводятся во Франции (компания PROTAC), Израиле("Рафаэль") и ЮАР ("Денел") [6].

Хотя ПВРД и относится к простейшему по конструкции виду воздушно-реактивного двигателя, вследствие отсутствия типичных для турбореактивных двигателей вращающихся частей, таких как турбины и компрессоры. Однако создание, указанных выше перспективных летательных аппаратов с ПВРД, требует углубленного теоретического и экспериментального исследования вопросов внешней и внутренней аэродинамики, режимов работы воздухозаборника, двигателя, камеры сгорания, выхлопного тракта, проблем рационального газодинамического интегрирования корпуса и силовой установки.

При исследовании работы ПВРД большой объем испытаний составляют испытания воздухозаборников, которые оказывают определяющее влияние на тяговые характеристики двигателя [5, 7].

Ещё, одной из принципиальных и нерешенных проблем остается обеспечение высокоэффективного горения топлива в камере сгорания ограниченной длины, что необходимо

для получения требуемых тягово-аэродинамических характеристик в широком диапазоне полетных условий.

Все вышеперечисленные проблемы при создании ПВРД работающих на твёрдом топливе обостряются в большей степени из-за новизны и недостаточной обработанности процессов испытаний создаваемых двигателей.

Существуют две основные схемы организации горения в ПВРД - это газогенераторная схема и проточная схема. При этом в основном используется газогенераторная схема, поскольку она более привычная. По сути, это классический РДТТ с меньшим содержанием окислителя на борту 10-25% (Рис. 3).

Рис 3. - Удельный импульс.

Однако наличие окислителя на борту уменьшает удельный импульс. Поэтому особый интерес представляет разработка прямоточных двигателей с проточной схемой. В данной работе преимущественно рассматривается прямоточная схема организации горения.

Испытание прямоточных двигателей с горением твёрдого топлива и с моделированием внешнего обтекания (тяговых характеристик) возможно либо в реальном полёте, либо в наземных аэродинамических установках. При этом, испытания ПВРД ТТ в реальном полёте весьма затратные и малоинформативные.

В ИТПМ СО РАН выполнен большой объём испытаний прямоточных двигателей в аэродинамических установках с использованием газообразного и жидкого топлива [5].

Испытания прямоточных двигателей с горением в аэродинамических установках редки в мировой практике, из-за сложности их организации и недостаточной проработанности методических аспектов.

Методика экспериментальной отработки проблем аэротермодинамики летательных аппаратов с ПВРД на твёрдом топливе в наземных условиях включает в себя следующие виды испытаний:

- исследование рабочих характеристик воздухозаборника;

- исследование горения твёрдого топлива в камере сгорания с высокоскоростным потоком окислителя;

- испытания действующей модели двигателя с горением и образованием тяги в условиях внешнего обдува потоком воздуха.

Цель диссертационной работы:

Исследование характеристик новой схемы прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом топливе с проточным газогенератором в аэродинамических трубах.

Задачи исследований:

■ Разработка и исследование нового класса воздухозаборников для малогабаритных летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, подверженных большим перегрузкам.

■ Разработка методов исследований в наземных установках горения различных видов топлива, включая твёрдое топливо в высокоскоростном потоке окислителя.

■ Исследование горения твёрдого топлива в камере сгорания с высокоскоростным потоком газообразного окислителя.

■ Разработка технологии проведения экспериментов, создание экспериментальной установки, разработка методики проведения измерений. Подготовка и отладка измерительного оборудования.

■ Разработка и апробация методики проведения испытаний работающих прямоточных воздушно-реактивных двигателей в аэродинамических установках с внешним обдувом и с измерением суммарных тягово-аэродинамических характеристик.

■ Разработка методики сопровождения экспериментальных исследований прямоточных воздушно-реактивных двигателей в аэродинамических установках посредством численного моделирования.

Научная новизна работы:

1. Предложен и рассмотрен новый класс поликлиновых воздухозаборников для высоких скоростей полета с использованием У-образных тел, выдерживающих большие перегрузки.

2. Предложена и отработана унифицированная методика исследования характеристик горения твердого топлива в высокоскоростном потоке воздуха применительно к задачам создания единой методологии испытаний твердого топлива для задач ПВРД.

3. Получены новые данные о скорости газификации и тепловыделении различных вариантов твердого топлива в рабочем диапазоне изменения температуры, давления, скорости и плотности тока газообразного окислителя в камере сгорания.

4. Получены новые результаты по тяговым характеристикам при испытаниях моделей прямоточных воздушно-реактивных двигателей с горением твёрдого топлива, в условиях внешнего обдува в аэродинамических установках.

Теоретическая и практическая значимость работы:

• Предложенные в данной работе новые воздухозаборники могут быть использованы для создания перспективных летательных аппаратов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

• Предложенная унифицированная методика исследования характеристик горения твердого топлива в высокоскоростном потоке воздуха может быть использована для выработки предложения по созданию единой методологии проведения испытаний твёрдых топлив применительно к задачам ПВРД.

• Теоретические и экспериментальные исследования по горению различных видов топлива могут быть использованы для построения физических и математических моделей, описывающих процессы горения твердого топлива в высокоскоростном потоке газообразного окислителя.

• Полученные результаты могут быть использованы в научно-исследовательских и конструкторских организациях, занимающихся исследованием, разработкой перспективных летательных аппаратов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Методология и методы исследования

В качестве инструмента использовались экспериментальные методы исследования в аэродинамических установках. Все экспериментальные исследования сопровождались расчётными оценками выполненными методами математического моделирования.

Основные положения, выносимые на защиту:

^ Результаты расчетного и экспериментального исследования новых поликлиновых воздухозаборников для высоких скоростей полета, выдерживающих большие перегрузки.

> Методика проведения и результаты экспериментов по исследованию характеристик горения различных видов твердого топлива в высокоскоростном потоке газообразного окислителя.

^ Результаты испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей с горением твердого топлива и с внешним обдувом в аэродинамических трубах.

Достоверность результатов обеспечивается использованием в работе традиционных для аэродинамического эксперимента надёжных и достоверных методов измерения сил, давления и температур. Все экспериментальные исследования подтверждаются результатами численного моделирования.

Апробация работы:

Основные результаты работы опубликованы в российских журналах «Физика горения и взрыва», «Теплофизика и аэромеханика», «Прикладная механика и техническая физика», в специальном журнале «Труды МАИ», а так же в зарубежных журналах «International Journal of Hydrogen Energy». Итого, опубликовано десять статей в ведущих научных журналах из перечня ВАК. Основные результаты диссертационной работы докладывались на российских и международных научных конференциях, симпозиумах и семинарах. В том числе на Международной конференции по методам аэрофизических исследований ICMAR'2012 (Казань, 2012), ICMAR'2014 (Новосибирск, 2014), ICMAR'2016 (Пермь, 2016), на Международной конференции «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск, 2010), на Международной конференции «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (Новосибирск, 2012), на Всероссийской конференции, посвященной памяти В.В. Бахирева (Бийск, 2011), на 13-ой Международной конференции «Авиация и космонавтика-2014» (Москва, МАИ 2014), на V Всероссийской научно-технической конференции «Фундаментальные основы баллистического проектирования» (Санкт-Петербург, 2016) и на Международной конференции HEPCM 2017 (Новосибирск, 2017).

Личный вклад автора:

Автор предложил принцип построения поликлиновых воздухозаборников для осесимметричных летательных аппаратов высоких скоростей полета. Выполнил расчетные и экспериментальные исследования характеристик предложенных воздухозаборников.

Принимал непосредственное участие в разработке и отработке методики проведения экспериментов по горению различных видов твердого топлива в высокоскоростном потоке газообразного окислителя. Выполнил испытания реальных топлив по разработанной методике.

Предложил и отработал методику проведения испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей с горением твердого топлива, в условиях внешнего обдува в аэродинамических установках.

Разработал конструкцию моделей ПВРД и принимал непосредственное участие в испытаниях этих моделей с внешним обдувом и с измерением тяговых характеристик при горении твёрдого топлива.

Использование в диссертационной работе результатов, полученных в совместных исследованиях, согласовано с соавторами.

Структура диссертации

Во введении дано обоснование актуальности темы диссертационной работы, выполнен анализ развиваемого научного направления, сформулированы наиболее важные научные результаты.

В Главе 1 предложен новый класс поликлиновых воздухозаборников, пригодных для создания малогабаритных осесимметричных летательных аппаратов, подверженных большим осевым перегрузкам. Приведены расчетные и экспериментальные характеристики воздухозаборников на различных углах атаки и различных числах Маха набегающего потока.

В Главе 2 рассматриваются результаты теоретических и экспериментальных исследований по горению различных видов твердого горючего в высокоскоростных потоках газообразного окислителя.

В Главе 3 представлены результаты экспериментов по определению тяговых характеристик модели ПВРД с горением твердого топлива и с внешним обдувом в аэродинамических установках.

В заключении сформулированы основные выводы по данной работе.

Автор выражает особую благодарность научному руководителю, доктору технических наук Звегинцеву В.И. Автор признателен коллективу лаборатории «Гиперзвуковых технологий» и «Экспериментальной аэрогазодинамики» ИТПМ СО РАН за помощь в подготовке и проведении экспериментов.

ГЛАВА 1. ТЕОРЕТИЧЕСКОЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛИКЛИНОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА, ПОСТРОЕННОГО НА ОСНОВЕ

ПЛОСКИХ ТЕЧЕНИЙ

Основной задачей воздухозаборника прямоточного воздушно-реактивного двигателя является повышение статического давления за счет торможения газового потока для получения максимально возможного значения термического КПД при подводе тепла в камере сгорания. Несмотря на то, что известны различные способы торможения сверхзвукового потока, на практике применяется только один из них - с помощью геометрического воздействия. Более того, из всех возможных геометрических воздействий для построения конфигураций воздухозаборников до сих пор используются только двумерные (плоские и осесимметричные) течения.

Начиная с 70-х годов, в ИТПМ СО РАН разрабатывается направление газодинамического конструирования трёхмерных воздухозаборников на основе комбинирования известных двумерных течений [1.1-1.5]. Характеристики рассматриваемых воздухозаборников на расчетном режиме обтекания могут быть получены простыми аналитическими методами. Это обстоятельство существенно упрощает процесс конструирования и предварительный анализ эффективности новых трехмерных воздухозаборников. Однако на нерасчётных режимах их обтекание носит общий пространственный характер и требует применения трёхмерного численного анализа.

Одним из рассматриваемых в ИТПМ СО РАН направлений являлось построение цилиндрических воздухозаборников на основе осесимметричного течения Буземана [1.6, 1.7]. Как выяснилось, основным недостатком таких воздухозаборников являлась их значительная длина.

Другим направлением являлось построение воздухозаборников на основе плоских течений с начальным скачком уплотнения. В качестве аналога рассматривались V-образные крылья Нонвейлера [1.8], характеристики обтекания которых на расчётных режимах хорошо известны. В [1.9] с использованием комбинаций V-образных тел построены «звездообразные» тела, обладающие меньшим волновым сопротивлением по сравнению с эквивалентным круговым конусом. Здесь было высказано предположение, что комбинируя V-образные тела, можно также построить многоугольные воздухозаборники, характеристики которых на расчётном режиме легко определяются, но конкретные конфигурации воздухозаборников не рассматривались.

Такие же многоугольные V-образные тела с косыми скачками уплотнения рассматривались в работе [1.10] с точки зрения оценки их волнового сопротивления.

В работах [1.11-1.14] метод газодинамического конструирования использовался для построения пространственных сверхзвуковых воздухозаборников в виде V-образных тел, в которых в потоке за начальным плоским скачком уплотнения формируется дополнительное плоское изоэнтропическое течение сжатия. Рассматриваемые воздухозаборники обеспечивают меньшие потери полного давления при сжатии захватываемого потока по сравнению с обычными, плоскими воздухозаборниками.

Важным результатом явилось создание, так называемых конвергентных воздухозаборников, в которых сжатие высокоскоростного потока осуществляется по сходящимся в пространстве направлениям. Наибольший интерес вызывают конвергентные воздухозаборники [1.4-1.5], полученные комбинацией плоских течений, образующихся при обтекании стреловидных клиньев и V-образных тел сжатия, а также конвергентные лотковые воздухозаборники типа [1.15-1.18], конструируемые с использованием сверхзвуковых осесимметричных течений сжатия.

Конвергентные воздухозаборники позволяют получить более высокую степень внешнего сжатия, например, при тех же углах наклона поверхностей, как и у плоских воздухозаборников, что было подтверждено экспериментально [1.16-1.19]. Компактность сечения канала и относительно малая смачиваемая площадь его поверхности позволяют уменьшить суммарные тепловые потоки и, следовательно, облегчить теплозащиту и вес конструкции силовой установки [1.20].

В работе [1.21] У-образные тела сжатия на входе воздухозаборника использовались в качестве пилонов для подачи газообразного горючего с целью увеличения продолжительности смешения его с воздухом.

В данной работе рассматривается способ построения «цилиндрических» (правильный многоугольник при виде спереди) воздухозаборников для больших скоростей полета методом газодинамического конструирования их из комбинации V-образных тел. Методами численного моделирования выполнено исследование характеристик предлагаемых воздухозаборников, как на расчётных, так и на нерасчётных режимах обтекания.

1.1. Методика построения поликлиновых воздухозаборников для высоких скоростей полета из комбинации плоских течений

Методика построения заключается в последовательном выполнении следующих действий.

В качестве первого шага рассматривается процедура построения плоского двухскачкового воздухозаборника (см. рис. 1.1.1). Исходный сверхзвуковой поток с числом Маха М, полным давлением в набегающего потока Ро, статическим давлением Р и плотностью р набегает на конструируемый воздухозаборник. Исходным параметром для построения является угол клина О, который определяет наклон поверхности сжатия к вектору скорости набегающего потока.

При заданном значении числа Маха клин 1 создает скачок уплотнения 3, наклоненный под углом О1 к вектору скорости набегающего потока, который отклоняет поток на угол О. Число Маха потока после скачка уменьшается до определенного значения М1.

На расстоянии Н по вертикали от передней кромки воздухозаборника располагается обечайка 2, передняя кромка которой начинается от скачка уплотнения. В этом случае величина Н определяет вертикальный размер трубки тока, вырезаемой воздухозаборником из набегающего потока воздуха и, соответственно, расход воздуха.

Поток, параллельный поверхности сжатия клина, набегает на внутреннюю поверхность обечайки и создает второй скачок уплотнения 4, в котором разворачивается обратно на тот же угол О. Угол наклона скачка относительно вектора скорости набегающего на обечайку потока вычисляется по новому значению числа Маха М1 и составляет О2, а относительно горизонтали составляет (О2 - О). После второго скачка направление потока в канале 5 воздухозаборника высотой к совпадает с направлением исходного течения, но число Маха после прохождения скачков уменьшается до М2, а давление потока и его плотность возрастает до значений Р2 и р2. Следует обратить внимание на то, что на расчетном режиме, когда второй скачок 4 падает на излом центрального клина, поток в канале направлен параллельно стенкам, поэтому здесь не возникают дополнительные волны сжатия или разрежения. В данном случае поток на выходе из канале воздухозаборника можно считать одномерным, что может представлять интерес для согласования с одномерными схемами расчета дальнейшего течения в камере сгорания.

В рассмотренном случае поток после второго скачка остается сверхзвуковым (М2 > 1) и течение можно рассматривать как течение в канале ГПВРД. В случае, если в горле возникает

1 - клин; 2 - обечайка; 3 - скачок уплотнения от клина; 4 - скачок уплотнения от обечайки; 5 - канал

Рис. 1.1.1. - Построение плоского воздухозаборника

дополнительный прямой скачок уплотнения (или «псевдоскачок»), в котором поток тормозится до дозвуковых скоростей (М3 < 1), тогда течение соответствует течению в канале ПВРД.

В качестве второго шага рассмотрим построение пространственного V-образного воздухозаборника из описанного выше плоского воздухозаборника (см. рис. 1.1.2). Носовой частью такого воздухозаборника является крыло Нонвейлера, представляющее собой «вырезку» из известного плоского течения за косым скачком уплотнения. Для этого через линию тока АС, лежащую на поверхности сжатия, проводятся две плоскости, расположенные симметрично под углом относительно вертикали. Треугольники АВС и АВ1С, вырезанные плоскостями из исходного течения, являются боковыми щеками V-образного воздухозаборника, ограничивающими захватываемую струю воздуха. Обечайка V-образного воздухозаборника располагается на исходном плоском скачке уплотнения и представляет собой прямоугольник BjBDDj шириной В ¡В = 2b. Длина обечайки, как и длина канала воздухозаборника, определяются из конструктивных соображений. Передняя кромка обечайки создает второй косой скачок В ¡ВС, причем точка С совпадает с точкой излома исходной линии тока. Две плоскости BCED и B¡CED¡ совместно с обечайкой B¡BDD¡ образуют стенки треугольного канала воздухозаборника и течение в нём определяется с использованием простых решений для скачков уплотнения. Лобовая площадь F0 воздухозаборника, определяющая захватываемую в набегающем потоке струю воздуха на расчётном режиме, в данном случае есть проекция треугольника ABB¡ на плоскость, перпендикулярную вектору набегающего потока.

Из построений понятно, что в случае невязкого обтекания параметры потока на выходе из V-образного воздухозаборника на расчетном режиме в точности совпадают с параметрами потока на выходе из рассмотренного выше плоского воздухозаборника.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Внучков Дмитрий Александрович, 2019 год

G2 - G0

f р Y P2

P

V 1 20 J

(2.12)

где О0 - начальный расход горючего, г - показатель степени функции учета зависимости скорости горения горючего от давления в камере сгорания. Запись в виде (2.12) соответствует известной тенденции увеличения скорости горения твердого горючего по мере увеличения давления в камере сгорания (см., например, [2.14]):

( р У

=р$и0р- (2.13)

Vр20 )

здесь £ - площадь поверхности горения горючего; и0 - скорость горения горючего при нормальных условиях.

Расчеты проводились для характерных моментов времени каждого опыта, включая интервал подачи воздуха, интервал подачи водорода, интервал с горением. При обработке результатов опытов в качестве параметра изменялась величина теплотворной способности топлива (что эквивалентно изменению полноты выгорания) до получения максимального согласования результатов расчета с измерениями давления в камере газогенератора. Потери

тепла в стенки газогенератора не учитывались. Результаты измерений и расчетов для фиксированного момента времени на режиме с горением для каждого из рассматриваемых опытов приведены в таблице 2.1.

2.1.3. Обсуждение результатов

Эксперименты с горением водорода.

В основной серии экспериментов с горением водорода давление подаваемого воздуха (окислителя) и давление водорода в процессе опыта с помощью редукторов поддерживались постоянными. В качестве типичных экспериментов из этой серии рассматриваются опыты 172 -176.

На рисунках 2.4, 2.5, 2.6 представлены результаты измерения давлений в опытах 172, 176 и 171 соответственно. В опытах менялось количество отверстий для выхода продуктов сгорания из газогенератора. Соответственно изменялось давление продуктов сгорания в газогенераторе.

1 - давление водорода, 2- давление окислителя, 3 - давление в газогенераторе,

кружки - расчет.

Рис. 2.4. - Результаты экспериментов с горением газообразного горючего (Опыт 172)

1 - давление водорода, 2- давление окислителя, 3 - давление в газогенераторе,

кружки - расчет.

Рис. 2.5. - Результаты экспериментов с горением газообразного горючего (Опыт 176)

1 - давление водорода, 2- давление окислителя, 3 - давление в газогенераторе,

кружки - расчет.

Рис. 2.6. - Результаты экспериментов с горением газообразного горючего (Опыт 171)

В опыте 172 было открыто всего лишь одно отверстие на выходе из газогенератора. Давление подачи воздуха составляло 5,5 атм. При горении водорода давление в газогенераторе повышается до 5 атм. Согласование расчетных и экспериментальных данных по давлению в газогенераторе получено при величине теплотворной способности 45 МДж/кг или 37,5% от теоретической величины 120 МДж/кг при полном сгорании подаваемого водорода. Расчетные оценки показывают, что малый перепад давления привел к существенному уменьшению расхода воздуха (до 1,17 г/с вместо 2,0 г/с перед воспламенением водорода). Как и ожидалось, уменьшение расхода окислителя не позволило давлению в газогенераторе при горении превысить давление подачи окислителя. Температура продуктов сгораний достигает 1600 К. В данном опыте сгорало до 47% окислителя и до 37,5% горючего. Уменьшение расхода воздуха привело к обогащению выходящих продуктов сгорания несгоревшим водородом (коэффициент избытка воздуха а = 0,67).

В опыте 173 (см. таблицу 2.1) было открыто два выходных отверстия. Вследствие этого давление в газогенераторе при горении не превышало 4,32 атм, тогда как давление подачи воздуха составляло 5,45 атм. Повышение давления при горении в газогенераторе не привело к заметному уменьшению расхода окислителя (1,94 г/с вместо 2,1 г/с перед воспламенением).

При дальнейшем увеличении количества выходных отверстий из газогенератора в опытах 174 - 176 (3, 4 и 5 отверстий, соответственно) давление в газогенераторе остается примерно постоянным и не превышает 3,5 атм. Уровень давления в газогенераторе не влияет на расход окислителя. В опытах 173 - 176 сгорало от 24 до 30% поступающего окислителя и 21 - 25% поступающего водорода. Температура продуктов сгорания в этих опытах составляла 1100 -1200 К. В продуктах сгорания на выходе из газогенератора оставалась достаточно большое количество несгоревшей водородно-воздушной смеси с увеличенным содержанием водорода (коэффициент избытка воздуха а = 0,8).

В опытах 170 и 171 подача окислителя производилась непосредственно из баллона (без редуктора). При этом давление и расход окислителя непрерывно уменьшались по времени эксперимента, в то время как давление и расход подаваемого водорода поддерживались постоянными. Результаты измерений для опыта 171 показаны на рисунке 2.6. В опыте 170 продукты сгорания выходили из газогенератора через 5 отверстий, а в опыте 171 - через 2 отверстия. Из рисунка 2.6 видно, что в опыте 171 после включения свечи происходит воспламенение водорода, и давление в газогенераторе заметно повышается до 5,5 атм. Уменьшение площади выходных отверстий примерно в 6 раз привело к росту давления в газогенераторе примерно в 1,8 раза. В обоих опытах давление в газогенераторе уменьшается по времени режима в соответствии с уменьшением давления подаваемого окислителя.

Согласование результатов для опыта 170 (см. таблицу) получено при величине теплотворной способности 45 - 55 МДж/кг или 37 - 46% от теоретической величины 120 МДж/кг при полном сгорании подаваемого топлива. Температура продуктов сгорания увеличивается по времени режима от 1600 К до 1900 К. При этом доля сгоревшего водорода остается примерно постоянной (37 - 46% от исходного количества), а доля прореагировавшего воздуха увеличивается от 38% до 78%. Коэффициент избытка воздуха в продуктах сгорания уменьшается от 1,0 до 0,24.

В опыте 171 с меньшим количеством выходных отверстий из газогенератора согласование по давлению в газогенераторе получено при величине теплотворной способности 30-40 МДж/кг или 25 - 33% от теоретической величины. Температура продуктов сгорания по времени режима увеличивается от 1010 К до 1350 К. Доля сгоревшего водорода составляет 25 - 30% от исходного количества, а доля прореагировавшего воздуха увеличивается от 18% до 51%. Коэффициент избытка воздуха в продуктах сгорания уменьшается от 2,3 до 0,40.

Эксперименты с горением бензина.

В основной серии экспериментов давление подаваемого воздуха с помощью редуктора поддерживалось постоянным по времени. Перед экспериментом в газогенератор заливалось 5 см бензина (3,5 г). Время горения определялось по измерениям давления в газогенераторе. Предполагалось, что весовой расход горючего постоянный по времени режима с горением.

На рисунках 2.7 и 2.8 показаны результаты измерения давления для двух опытов 40 и 43 с горением бензина, выполненных при различных значениях давления окислителя.

8,0

т 6,0

I

га

«Г

I 4,0 ш С ш

0,0

-ч *— -

—^

0 20 40 60 80

Время, с

1 - давление окислителя, 2 -.давление в газогенераторе при горении, 3 - без горения. Рис. 2.7. - Результаты экспериментов с горением жидкого горючего (Опыт 40)

60 80 Время, с

1 - давление окислителя, 2 -.давление в газогенераторе при горении, 3 - без горения. Рис. 2.8. - Результаты экспериментов с горением жидкого горючего (Опыт 43)

В начале каждого опыта сочетание объемов емкостей окислительного баллона и газогенератора, а также проходных сечений трубопроводов между ними, создавало определенный расход окислителя через газогенератор, который изменялся пропорционально давлению окислителя (так же, как в опытах без горения). Через некоторое время включалась поджигающая свеча, и начиналось горение паров бензина в газогенераторе. В этот момент давление внутри газогенератора увеличивалось, перепад давлений окислителя и продуктов сгорания уменьшался, что приводило к уменьшению расхода окислителя, поступающего в газогенератор. Горение и тепловыделение в газогенераторе стабилизировались на уровне, соответствующем расходу окислителя. Увеличение тепловыделения приводило бы к повышению давления в газогенераторе и, следовательно, к уменьшению расхода окислителя. С другой стороны, уменьшение тепловыделения привело бы к увеличению расхода и интенсификации горения.

Математическая модель позволяла, путем варьирования величины выделяющегося при горении тепла, согласовать расчетное давление в газогенераторе с экспериментально измеряемым значением. Результаты обработки, приведенные в таблице, показывают, что в

рассматриваемых опытах с горением давление в газогенераторе всегда было на 15 - 20 % меньше давления подаваемого окислителя. Реальное тепловыделение составляло от 34,3% до 48,6% от возможного тепловыделения 41,9 МДж/кг при полном сгорании бензина. Если предположить, что сгоревшие доли горючего и окислителя находятся в стехиометрическом соотношении, то внутри газогенератора сгорает от 34,3 до 48,6% горючего и от 23,0 до 32,7% окислителя. Расчеты показывают, что температура продуктов сгорания внутри газогенератора составляла от 852 К до 611 К.

Таким образом, из выходных отверстий газогенератора, наряду с продуктами полного сгорания, выходит перемешанная и нагретая горючая смесь с коэффициентом избытка воздуха от 1,6 до 2,3, в которой содержится от 51,4 до 65,7% подаваемого горючего и от 67,3 до 77% подаваемого окислителя.

Следует отметить наличие (избыток) окислителя в выходящих из газогенератора продуктах сгорания. Если процесс горения внутри газогенератора полностью контролируется наличием или отсутствием окислителя, то в выходящих продуктах сгорания не должно быть окислителя, или, по крайней мере, выходящая горючая смесь должна иметь избыток топлива. Очевидно, что в рассматриваемой модельной конструкции газогенератора не происходит полного перемешивания горючего и окислителя, поэтому часть окислителя проходит транзитом через камеру сгорания, не участвуя в процессе горения.

Эксперименты с горением твердого топлива.

В экспериментах с горением твердого горючего подача окислителя производилась из баллона через редуктор. При этом давление и расход окислителя поддерживались постоянными. В опытах изменялось количество отверстий для выхода продуктов сгорания из газогенератора (от 1 до 3 отверстий).

4,0

0,0 --1—,------

О 10 20 30 40 50 60 70 80

Время, с

1 - давление окислителя, 2 - давление в газогенераторе, кружки - расчет Рис. 2.9. - Результаты экспериментов с горением твердого горючего(Опыт 244)

В опыте 244 (см. рис. 2.9) были открыты три отверстия на выходе из газогенератора. Давление подачи окислителя составляло 2,6 атм. Давление в газогенераторе при горении не

превышало 1,6 атм. Из-за большого перепада давлений расход воздуха практически не менялся при горении, и равнялся 1,03 г/с по сравнению с 1,05 г/с до воспламенения. Согласование расчетных и экспериментальных данных по давлению в газогенераторе получено при величине теплотворной способности 4 МДж/кг или 13% от теоретической величины 30 МДж/кг при полном сгорании уротропина. Температура продуктов сгорания составляла 778 К. В газогенераторе сгорало 15% подаваемого воздуха. В продуктах сгорания на выходе из газогенератора оставалась достаточно большое количество топливной смеси (коэффициент избытка воздуха а = 0,89), способной к дальнейшему горению.

В опыте 245 были открыты два отверстия на выходе из газогенератора. Давление подачи окислителя составляло 2,6 атм. Давление в газогенераторе при горении поднялось до 2,0 атм. Расход воздуха при горении изменялся незначительно и составлял 0,91 г/с вместо 0,98 г/с до воспламенения. Температура продуктов сгорания составляла 905 К. В газогенераторе сгорало 17% от используемого уротропина и 19% подаваемого воздуха. В продуктах сгорания на выходе из газогенератора оставалась достаточно большое количество топливной смеси (коэффициент избытка воздуха а = 0,87), способной к дальнейшему горению. Аналогичные результаты получены в дублирующем опыте 248.

В опыте 246 (см. рис. 2.10) было открыто одно отверстие на выходе из газогенератора. Давление подачи окислителя составляло 2,96 атм. Давление в газогенераторе при горении достигало 2,71 атм. Вследствие малого перепада давления расход воздуха при горении уменьшался и составлял 0,68 г/с вместо 0,96 г/с до воспламенения. Температура продуктов сгорания составляла 741 К. В газогенераторе сгорало 10% от используемого уротропина и 17% подаваемого воздуха. В продуктах сгорания на выходе из газогенератора оставалась достаточно большое количество топливной смеси (коэффициент избытка воздуха а = 0,55), способной к дальнейшему горению. Аналогичные результаты получены в дублирующем опыте 247.

г> 1./Ч1/-« 1

Р*0 щ МЦи 01 См

«Я Г „„

О 10 20 30 40 50 60 70 80 Время, с

1 - давление окислителя, 2 - давление в газогенераторе, кружки - расчет. Рис. 2.10. - Результаты экспериментов с горением твердого горючего (Опыт 246)

Таким образом, в работе показана возможность реализации схемы газогенератора, в котором горение регулируется подачей газообразного окислителя. В качестве горючего использовались газообразный водород, жидкий бензин и твердый уротропин (сухой спирт). При использовании различных видов горючего горение в газогенераторе предлагаемой схемы является устойчивым, давление в камере сгорания газогенератора не превышает давление подачи окислителя и четко отслеживает изменение расхода окислителя. Проведенные по одномерной квазистационарной модели расчеты позволили определить все параметры процесса, включая параметры, которые не измерялись в эксперименте. В частности установлено, что температура продуктов сгорания составляет от 600 К до 1900 К, а из газогенератора выходит высокотемпературная горючая смесь с высоким содержанием топлива (коэффициент избытка воздуха а = 0,55 - 2,30).

Также данная работа позволяет утверждать, что ПВРД ТТ проточной схемы являются устойчивыми при работе и повышение давления в камере сгорания не приведёт к разрушению летательного аппарата в отличие от газогенераторной схемы.

Таблица 2.1. - Характерные параметры рабочего процесса газогенератора на режимах с горением.

№ опыт а Гор юче е Время г Давлени е подачи воздуха Расход воздуха Расход горюче го Выделени е тепла в ГГ Давлени е в ГГ Температ ура в ГГ Доля сгоревш его воздуха Доля сгоревш его горючег о Значение а в продуктах сгорания

с ата г/с г/с МДж/кг ата К % %

170 Водород 20,0 0,48 1,60 0,073 55,0 2,24 1900 72,1 45,8 0,33

171 19,0 0,52 1,66 0,074 30,0 4,09 1200 33,2 25,0 0,67

172 10,0 5,48 1,167 0,043 45,0 5,15 1595 47,3 37,5 0,67

173 10,5 5,45 1,938 0,066 30,0 4,32 1228 29,3 25,0 0,80

174 10,5 5,13 2,006 0,068 30,0 3,40 1235 29,2 25,0 0,81

175 10,5 5,10 2,028 0,068 25,0 2,75 1101 24,1 20,8 0,83

176 10,5 5,06 1,982 0,068 30,0 2,24 1242 29,6 25,0 0,79

40 Бензин 40,0 7,68 0,83 0,073 11,2 6,52 851 32,74 44,3 1,63

41 40,0 5,87 0,63 0,046 13,0 4,80 809 28,73 48,6 2,34

42 30,0 4,40 0,47 0,037 8,5 3,65 632 23,02 37,8 2,04

43 40,0 3,11 0,33 0,030 7,0 2,35 611 23,39 34,3 1,71

244 Уротроп ин 40,0 2,59 1,032 0,128 4,0 1,54 777 14,7 13,3 0,89

245 40,0 2,59 0,909 0,114 5,0 1,97 905 18,7 16,6 0,87

246 40,0 2,96 0,682 0,128 3,0 2,71 741 16,7 10,0 0,55

2.2. Разработка унифицированной методики исследования горения твердого топлива в высокоскоростном потоке воздуха

Одним из перспективных направлений развития современной ракетной техники считается разработка и применение прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе (ПВРД ТТ). Основным препятствием на этом пути является сложность и многоплановость вопросов горения твердого топлива (горючего) в высокоскоростном потоке окислителя (воздуха). Разработчики твердого топлива в первую очередь обращают внимание на повышение энергетических характеристик и соблюдение определенных технологических и эксплуатационных параметров. Характеристики воспламенения и горения такого топлива в камере сгорания ПВРД считаются прерогативой конструкторов конкретного двигателя. Необходимость преодоления существующих проблем заставляет создавать уникальные огромные и дорогие стенды с воспроизведением натурных условий полета, в которых проводятся испытания создаваемых конструкций. При этом не обеспечиваются обобщение и экстраполяция результатов проведенных испытаний на изменяющиеся входные условия и, прежде всего, на изменение физико-химических свойств различных вариантов применяемого твердого топлива. Целью данной работы является выбор обобщающих критериев и создание единой унифицированной методики экспериментального исследования характеристик горения твердого топлива в высокоскоростном потоке воздуха.

Исходные предположения, заложенные при разработке методики экспериментальных исследований характеристик горения образцов твердого топлива в высокоскоростном потоке воздуха, заключаются в следующем:

1. Эксперименты проводятся в диапазоне рабочих условий реальной камеры сгорания

ПВРД.

2. Берутся небольшие количества твердого топлива (10 - 50 гр.).

3. Продолжительность испытания 1-10 с.

Анализ траекторий полёта показал, что требуемый диапазон условий в реальной камере сгорания ПВРД следующий:

- Температуры от 300 до 1600 К;

- Статическое давление до 37 бар;

- Скорость потока от 240 м/с до 50 м/с;

- Плотность тока от 300 до 900 кг/с/м2

Исходя из вышеперечисленных требований, была создана установка для исследований характеристик горения образцов твердого топлива. В форкамеру установки подается воздух с давлением до 20 бар. Здесь он разогревается с помощью огневого подогревателя до

необходимой температуры < 1600 К и обтекает образец твердого топлива в виде цилиндра диаметром 20 и длиной 40 мм. Начинается процесс горения твёрдотопливного образца, и продукты сгорания поступают в камеру дожигания, в которой проводятся измерения характеристик потока.

В процессе обработки экспериментальных данных определяются:

- радиальная скорость выгорания (регрессии) твердого топлива;

- полнота сгорания топлива в камере дожигания;

- прирост удельного импульса на выходе критического сечения дросселя;

- тепловыделение данного топлива в камере дожигания;

Эксперименты проводятся во всём диапазоне основных параметров набегающего потока воздуха, которые следует ожидать в реальной камере сгорания ПВРД ТТ.

Для обобщения и аппроксимации полученных экспериментальных данных предлагается зависимость по трем основным параметрам (давление, температура и плотность тока), вида:

На основе такой методики можно будет регламентировать требования к создаваемым твердым топливам для ПВРД и, в то же время, обеспечить взаимопонимание разработчиков топлива и двигателя по основным характеристикам горения твердого топлива.

2.2.1. Описание установки для исследования горения твердого топлива

В качестве основы для создаваемой экспериментальной установки использовалась простая Модельная Аэродинамическая Установка (МАУ), разработанная в ИТПМ СО РАН и предназначенная для проведения научно-исследовательских работ и обучения студентов вузов

Для проведения исследований по горению твердого топлива установка МАУ подверглась модернизации. Вместо рабочей части и форкамеры установки организована камера сгорания, система дополнительного подогрева воздуха, и выхлопная система для удаления продуктов сгорания. Установка оборудована автоматизированной системой управления процессами в экспериментах с горением (см. рис. 2.2.1 и 2.2.2).

[122].

Рис. 2.2.1. - Общий вид установки для исследования горения твердого топлива в высокоскоростном

потоке окислителя (воздуха)

Рис. 2.2.2. - Рабочая часть установки для исследования горения твердого топлива в высокоскоростном

потоке окислителя (воздуха) В процессе эксперимента рабочий газ - сжатый воздух, поступает в форкамеру установки через многоканальный омический подогреватель, разогретый до 800 К. В форкамере воздух разогревается до необходимой температуры < 1600 К с помощью огневого подогрева (водород+кислород). Далее, через звуковое сопло, газ поступает в кольцевую камеру смешения, где на пилоне с обтекателем установлен образец твердого топлива, представляющий собой цилиндр диаметром 20 и длиной 40 мм. Для реализации широкого диапазона параметров потока предусмотрено два варианта камеры смешения с внешним диаметром кольцевого канала 30 (вариант №1, см. рис. 2.2.4) и 40 мм (вариант № 2 см. рис. 2.2.5). Вариант №1 камеры смешения оборудован смотровым окном, позволяющим осуществлять оптическую визуализацию свечения.

Рис. 2.2.4. - Камера смешения - вариант № 1

Рис. 2.2.5. - Камера смешения - вариант № 2 Горение и унос массы образца ТТ осуществляются только на внешней поверхности образца. Сразу за камерой смешения следует камера дожигания диаметром 40 мм и длиной 900 мм. Камера дожигания состоит из четырех измерительных секций, каждая длиной 200 мм, и секции газоотбора длиной 100 мм. Каждая измерительная секция оборудована четырьмя измерительными портами с возможностью установки датчиков давления и термопар. Секция газоотбора оборудована гребенкой полного давления и может быть установлена на разных расстояниях от образца ТТ. Гребенкой, через пять приёмных отверстий, осуществляется отбор газовых проб из потока для последующего химического анализа. Внутренний канал камеры смешения и всех секций камеры дожигания выполнен из теплоизолирующего высокотемпературного материала П-5-7 ЛДП с толщиной стенки 5мм.

у^Ч 'л ®*>ч

V. 1 ::!_Л

Рис. 2.2.6. - Набор дросселей Набор дроссельных шайб (см. рис. 2.2.6) на выходе камеры дожигания и теплоподвод к потоку за счет горения образца ТТ позволяют регулировать давление в дозвуковой камере сгорания, что хорошо отслеживается по показаниям датчиков давления. Каждая дроссельная

шайба выполнена в виде профилированного звукового сопла с возможностью регистрации статического давления на горизонтальном участке критического сечения.

Рис. 2.2.7. Принципиальная схема установки для исследования горения твердого топлива

В процессе эксперимента регистрировалось:

- давление торможения в форкамере и в потоке КД;

- статическое давление на стенке сопла, на входе в кольцевой канал с образцом ТТ, и в критическом сечении дросселя на выходе КД;

- температура потока вблизи стенки на входе в кольцевой канал с образцом ТТ и в каждой измерительной секции КД;

- свечение в камере смешения через смотровое окно;

- распределение массовой доли О2 в газовой фазе продуктов сгорания в поперечном сечении КД;

- давление в системе подачи водорода;

- давление в системе подачи кислорода;

- давление в баллонах источника рабочего газа установки.

Измерение давлений выполнялось с помощью малогабаритных тензодатчиков давления, измерение температуры выполнялось с помощью термопар вольфрам-рений, отбор газовых проб из потока для исследования полноты сгорания осуществлялся через гребенку полного давления с помощью быстродействующей системы. Анализ газовой пробы на массовую концентрацию кислорода выполнялся с помощью датчика «Оксик-11».

Техника газоотбора и измерения концентрации кислорода в пробах газа.

Отбор газовых проб из потока осуществляется при помощи гребёнки приемников полного давления (рис. 2.2.8). Внутренний диаметр приёмных отверстий гребёнки ~ 2 мм. Газ, забираемый из потока гребёнкой, через пневмотрассы закачивается в резиновые шары. Управление временем начала и продолжительностью отбора газа выполняется с помощью блока задержек и системы быстродействующих электромагнитных клапанов (рис. 2.2.9), установленных в пневмотрассу между гребенкой и приемными резиновыми шарами. Перед экспериментом воздух из резиновых шаров откачивается вакуумированием. Набранный во

время испытания газ удерживается внутри шара и забирается медицинским шприцом для последующего газоанализа.

Рис. 2.2.8. - Схема расположения измерительных элементов

Рис. 2.2.9. - Система отбора газовых проб В одной или нескольких пневмотрассах, перед электромагнитными клапанами, устанавливаются датчики давления, который фиксируют полное давление потока в измеряемом сечении канала. В момент отбора газовых проб датчик фиксирует характерный «провал» сигнала (см. рис. 2.2.10), соответствующий статическому давлению потока в пневмотрассе.

Рис. 2.2.10. - Характерный вид показания датчика Рис. 2.2.11. - Датчик-сенсор «Оксик-11» давления в системе газоотбора

Пробы газа исследуются на концентрацию присутствующего в них кислорода с помощью датчика-сенсора «Оксик-11» (Рис. 11) фирмы ООО "Оксоний".

2.2.2. Методика обработки результатов эксперимента

2.2.2.1. Определение расхода рабочих газов на входе огневого подогревателя

По командам системы синхронизации на вход установки из отдельных емкостей (баллонов) подаются воздух, водород и кислород. В каждом баллоне производится запись давления газа Р(0 по времени эксперимента. Типичные зависимости давления в баллонах с воздухом, водородом и кислородом показаны на рис. 2.2.12-2.2.14 (для опыта №100). Для определения расхода проводился расчет зависимости давления от времени при адиабатическом истечении газа из емкости известного объема V через критическое отверстие с площадью Я* для известных значений начального давления Р0 и начальной температуры Т0 в емкости (начальная температура газа равна комнатной температуре).

Р(г) = Р0-(1+В - I)

_2* ж-1

Здесь: В = - Я - т - Я*-Ж 2 -V У

т =

г+1

' 2 и-1

В процессе расчета варьировалась площадь F* выходного отверстия так, чтобы график падения давления в баллоне, измеренный при помощи датчика давления, совпадал с расчетным графиком. Расчетные графики изменения давления показаны на рис. 12 - 14.

После определения площади критического сечения текущий расход газа определяется по формуле:

Z+1

G(t) = G0-(l + B■ t) ^

Данный метод позволяет определять расходы рабочих газов с погрешностью не более ± 0,5 %.

Использование калиброванных расходомерных сопел для малых расходов, порядка 10 г/с, затруднено в связи с компактностью конструкции и сложностью проведения измерения давления в критическом сечении порядка 1 мм в диаметре. Также значительно увеличивает погрешность измерений необходимость измерения температуры истекающего через мерное сопло газа, т.к. измерение температуры очень сложно провести с высокой точностью.

5000 -л—----

4750 4—1-1----

0 0.5 1 1.5 2

I. с

Рис. 2.2.12. - Опыт №100. Падение давление в баллонах с воздухом. Синяя кривая - измерения, красная - расчет Ро = 4963 кПа, То = 293, Свозд = 242,2 г/с

Рис. 2.2.13. - Опыт №100. Падение давление в баллонах с водородом. Синяя кривая - измерения, красная - расчет Ро = 2145 кПа, Т0 = 293, Ош = 1,73 г/с

2500

2450

2400

2350

2300

2250

2200

2150

0.4

0.6

0.8

1.2 1, с

1.4

1.6

1.8

Рис. 2.2.14. - Опыт №100. Падение давление в баллонах с кислородом. Синяя кривая - измерения, красная - расчет Ро = 2443 кПа, То = 293, Оо2 = 11,85 г/с

Вычисления по приведенной выше методике дают следующие значения расхода газов (для опыта №100):

Овозд = 242,2 г/с, 0Н2 = 1,73 г/с, Оо2доп = 11,85 г/с Суммарный расход газов на входе в подогреватель составляет:

Осумм = Овозд + ОН2 + ОО2 доп = 255,78 г/с

По измеренным расходам газов определяем количество кислорода на входе в подогреватель:

Расход кислорода в воздухе:

Оо2возд = Овозд • 0,2314 = 56,05 г/с

Суммарный расход кислорода составляет:

Оо2сумм = Оо2возд + Оо2 доп = 67,90 г/с

2.2.2.2. Определение состава рабочей смеси после огневого подогревателя

В огневом подогревателе путем горения газообразного водорода производился подогрев воздуха, поступающего на вход установки. Требуется определить состав продуктов сгорания на выходе из подогревателя, который зависит от полноты сгорания подаваемого водорода. Полнота сгорания водорода определяется по количеству кислорода, оставшегося в потоке после подогревателя.

Для определения оставшегося кислорода используются пробоприемники, установленные в потоке после подогревателя. Пробоприемник в течение определенного времени отбирает часть газа из рабочего потока, а после эксперимента определяется массовая концентрация кислорода МО2проб в газовой фазе этой пробы. При этом принимаются следующие допущения:

- Проба газовой фазы продуктов сгорания находится в нормальных условиях. Давление и температура в пробоприемнике атмосферные. Газовый состав пробы включает азот, кислород, аргон. При отборе пробы из потока происходит ее охлаждения в канале пробоприемника до комнатной температуры.

- Вода, образованная при сгорании водорода, в пробе находится в конденсированном состоянии, и таким образом исключается из рассмотрения газовой фазы продуктов сгорания в пробе.

Следует отметить, температура потока существенно выше температуры кипения воды, а температура пробы равна комнатной температуре. Образовавшаяся в результате горения водорода вода находится в газообразном состоянии в потоке и конденсируется в пробоотборнике. Поэтому составы газовой фазы в пробе и в потоке отличаются на долю воды, сконденсировавшейся в пробоотборнике.

Предполагая, что массовая концентрация кислорода в газовой фазе пробы соответствует концентрации кислорода в газовой фазе потока без паров воды, можно определить массовое содержание кислорода в потоке.

ОО2 = МО2проб • (Осумм - Оводы)

Количество воды в этом выражении определяется последовательными приближениями с использованием соотношения для реакции образования воды:

Оводы = 1,125 • Оо2сгор = 1,125 • (Осумм - Оо2)

Qo2сroр - количества кислорода, вступившего в реакцию с водородом в подогревателе.

Для определения суммарной полноты сгорания сечение измерительного канала, в котором установлена гребенка пробоприемников, разделяется на кольцевые сечения, по одному на каждый пробоприемник.

- Вычисляется масса сгоревшего кислорода в каждой секции с учетом площади сечения секции.

QО2сгор.сек = QО2сгор • ^ек ^кан

Данный подход предполагает равномерное распределение расхода газа по сечению канала, что не соответствует действительности из-за наличия пограничного слоя на стенках канала. Однако такое допущение оправдано, если неравномерность распределения концентрации кислорода по сечению канала не превышает нескольких процентов.

- Находится суммарный расход сгоревшего кислорода в канале

QО2сгор.кан =

- Используя известный стехиометрический коэффициент Lн2 = 8 для водорода с кислородом, находится полнота сгорания пН2, как отношение массы прореагировавшего водорода QH2сгор кан к массовому секундному расходу водорода QН2.

Qн2сгор кан= Qo2сгор.кан/ Lн2 ЛН2 = QH2сгор кан

/ QН2

Рассмотрим определение полноты сгорания водорода на примере пуска №100. По показаниям датчика кислорода определяется массовая доля кислорода МО2проб в каждом из пяти пробоприемников.

Для приемника №1 в эксперименте получено: МО2проб = 22,56 %.

При этом суммарный расход газов составляет (см. выше):

^^сумм = ^^возд + Qн2 + Qo2 доп = 255,78 г/с Суммарный расход кислорода составляет:

^2сумм = ^2возд + ^2 доп = 67,90 г/с

Рассчитывается суммарная масса газа в пробе Qсyмм.проб, масса кислорода в пробе QО2проб, масса воды в пробе Qв0дЫ и масса сгоревшего кислорода. Используются выражения:

^оды = 1,125 • QО2сгор Qсyмм.проб = Qсyмм - Qводы

(1)

QО2проб _ МО2проб • Qсyмм.проб QО2сгор = QО2сyмм - QО2проб

Последовательным подбором

величины ^^О2сгор определяются остальные параметры,

удовлетворяющие системе (1)

^^воды = 15,38 г/с

дсумм.проб = 240,40 г/с

дс2проб = 0,2256 • 240,40 = 54,23 г/с

Qo2сгор = 13,67 г/с

Пример расчета для всех приемников гребенки в опыте 100 приведен в таблице 2.2.1. Таблица 2.2.1

№ приемника 1 2 3 4 5

МО2проб 22.557 22.561 22.590 22.568 22.584

°О2сгор 13.67 13.65 13.60 13.63 13.60

°сумм.проб 240.40 240.42 240.48 240.45 240.48

Qo2проб 54.23 54.24 54.33 54.26 54.31

°О2проб + °О2сгор 67.90 67.89 67.92 67.89 67.91

QО2сумм 67.90 67.90 67.90 67.90 67.90

По показаниям всех приемников получаем

°О2сгор.кан = ^(°О2сгор.сек0 = 13,62 г/с

Qн2сгор кан = 13,62 / 8 =1,70 г/с Полнота сгорания водорода в подогревателе:

ПН2 = Qн2сгор кан / Qн2 = 1,70 /1,73 = 0,98

2.2.2.3. Определение среднего расхода твердого топлива

Средний расход образца ТТ за режим определяется как

Qттсредн = Лт / ир = 2,58 / 1,0 = 2,58 г/с где Лт - изменение массы образца за режим, ^ор - время горения образца.

Изменение массы образца Лт определяется при помощи контрольного взвешивания образца до и после пуска на лабораторных весах с точностью 0,02 г.

Лт = т1 - m2 = 42,26 - 39,68 = 2,58 г Время горения образца определяется из графика полного давления, как промежуток времени, в течение которого давление в «горячем» пуске превышает давление в «холодном». В данном примере ^ор = 1,53 - 0,53 = 1,0 с.

2.2.2.4. Определение мгновенного расхода образца твердого топлива

На рис. 2.2.15 представлены типичные графики полного давления и температуры в канале для «холодного» и «горячего» пусков для пусков №79 и №81. Снижение давления в промежутке времени от 0,9 до 1,2 совпадает со временем отбора газовых проб, при этом часть расхода газов отбирается в пробоприёмник, что вызывает незначительное снижение давления. Пробы отбираются как в «холодном» так и в «горячем» пусках.

Ро, кПа

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 1, с

Рис. 2.2.15. - Полное давление и температура в канале для опытов 79 и 81 с топливом ТТ №1

Из графиков на рис. 2.2.15 видно, что повышение давления и температуры в канале в «горячем» пуске может быть не одинаково по времени. Например, в момент времени 1,25 с виден скачок параметров потока в канале. Очевидно, что прирост давления и температуры связан с изменением мгновенного расхода образца ТТ. Для определения мгновенного расхода ТТ по времени Qттi используется предположение, что квадратичный прирост давления пропорционален расходу образца ТТ.

О™ = (ЛРоi / ЕДРоО • Дт где ЛРо - квадратичный рост давления в каждый момент времени

ЛРо = (РОгор/РОхол)2 - 1

Вычисления проводятся в интервале времени, соответствующем времени горения образца ^ор.

На рис. 2.2.16 и рис. 2.2.17 приведены квадратичный рост давления и вычисленный в интервале времени ^ор расход ТТ Qтт. Видно, что мгновенный расход ТТ в течение пуска в данном примере может отличаться от среднего расхода на 40%

Рис. 2.2.16. - Квадратичный рост давления в канале для опыта 81 по отношению к опыту 79

5 4.5 4 3.5

£ 3

н- 2.5

а 2

1.5 1

0.5 0

300 500 700 900 1100 1300 1500 1700 ^ мс

-й||— 1, ,, -1—

'''ljl.ll Ы- Ун Р

1

Рис. 2.2.17. - Мгновенный расход образца ТТ №1 в опыте 81 по отношению к опыту 79

2.2.2.5. Методика определения полноты сгорания твердого топлива

Для определения оставшегося кислорода используются пробоприемники, установленные в потоке в камере дожигания. Пробоприемник в течение определенного времени отбирает часть газа из рабочего потока, а после эксперимента определяется массовая концентрация кислорода МО2проб в газовой фазе этой пробы. При этом принимаются следующие допущения:

- Проба газовой фазы продуктов сгорания находится в нормальных условиях. Давление и температура в пробоприемнике атмосферные. Газовый состав пробы включает азот, кислород, аргон, СО2. При отборе пробы из потока происходит ее охлаждения в канале пробоприемника до комнатной температуры.

- Вода, образованная при сгорании ТТ, в пробе находится в конденсированном состоянии, и таким образом исключается из рассмотрения газовой фазы продуктов сгорания в пробе.

Следует отметить, температура потока существенно выше температуры кипения воды, а температура пробы равна комнатной температуре. Образовавшаяся в результате горения ТТ

вода находится в газообразном состоянии в потоке и конденсируется в пробоотборнике. Поэтому составы газовой фазы в пробе и в потоке отличаются на долю воды, сконденсировавшейся в пробоотборнике.

Предполагая, что массовая концентрация кислорода в газовой фазе пробы соответствует концентрации кислорода в газовой фазе потока без паров воды, можно определить массовое содержание кислорода в потоке.

0о2 _ МО2проб • (Осумм - Оводы.подогр - Оводы.Тг) Оводы.подогр _ "Лш • (Он2 + Он2 • Ьн2) Оводы. ТТ = (Ьс3Н6(воды) • 0о2сгорТТ) + (Ьс3Н6(воды) • 0о2сгорТТ / Ьн2)

Оводы.тт количество воды, образовавшейся в камере дожигания при горении ТТ для полимеров (С2Н4, С3Н6).

ЬС3Н6(воды) - коэффициент показывающий, какая часть кислорода расходуется на образование воды при горении ТТ для полипропилена (С3Нб).

Ьс3Н6(воды) = (6 •МН/МС3Н6) • (Ьн2 / ЬсзН6) = О,333

где МН - молярная масса водорода, МС3Н6 - молярная масса полипропилена. ОО2сгорТТ - количества кислорода, вступившего в реакцию с ТТ в камере дожигания. Состав ТТ может отличаться от приведенных углеводородных полимеров, тогда нужно учитывать все конденсированные вещества (при комнатной температуре), которые могут присутствовать в продуктах сгорания.

Для определения суммарной полноты сгорания сечение измерительного канала, в котором установлена гребенка пробоприемников, разделяется на кольцевые сечения, по одному на каждый пробоприемник.

- Вычисляется масса сгоревшего кислорода в каждой секции с учетом площади сечения секции.

0о2сгор.ТТ сек _ 0о2сгор.ТТ • §сек ^кан

Данный подход предполагает равномерное распределение расхода газа по сечению канала, что не соответствует действительности из-за наличия пограничного слоя на стенках канала. Однако такое допущение оправдано, если неравномерность распределения концентрации кислорода по сечению канала не превышает нескольких процентов.

- Находится суммарный расход сгоревшего с ТТ кислорода в канале

0о2сгор.ТТ кан _ £(Оо2сгор.ТТ сек')

- Зная стехиометрический коэффициент ЬТТ для используемого ТТ, находится полнота сгорания П тт, как отношение массы прореагировавшего ТТ к массовому секундному расходу ТТ

Оттсгор кан= 0о2сгор.кан/ Гтт

П ТТ - ОтГсгор кан / QTT

Рассмотрим применение методики определения полноты сгорания твердого топлива на примере обработки пусков №79 (холодный) и №80 (горячий).

По измеренным расходам газов, поступающих в форкамеру установки, определяем состав газа на выходе из подогревателя в пуске 80 с учётом полноты сгорания водорода в подогревателе, полученной в холодном пуске 79.

Суммарный расход газов на выходе из подогревателя составляет:

^^сумм = ^^возд + Qh2 + Q02 доп = 274,9 г/с

Qвозд = 241,9 г/с, Qh2 = 4,0 г/с, Qo2доп = 29,0 г/с.

Количество кислорода в воздухе:

Qo2возд = Qвозд ■ 0,2314 = 55,99 г/с

Расход ТТ Qtt = 1,94 г/с

При сгорании водорода в огневом подогревателе с полнотой сгорания пН2 = 0.98 (из холодного пуска № 79) образуется вода в количестве

^^воды.подогр = ПН2 ■ (Qh2 + Qh2 ' Lm) = 35,14 г/с При этом расходуется кислород в количестве QО2сгор.подогр = ЛН2 ' QH2 ■ Lh2 = 31,23 г/с тогда всего кислорода на выходе из подогревателя

Qo2подогр = Qo2доп + Qo2возд - Qo2сгор.подогр = 53,75 г/с

По показаниям датчика кислорода определяется массовая доля кислорода МО2проб в каждом из пяти пробоприемников. В качестве продуктов сгорания углеводородного ТТ (полипропилена С3Н6) принимаются вода и СО2.

Для приемника №1 в эксперименте 80 получено Мо2проб = 20,23 %.

Рассчитывается суммарная масса газа в пробе Qсyмм.проб, масса кислорода в пробе QО2проб, масса воды в пробе Qв0ды и масса сгоревшего кислорода QО2сгорТТ. Используются выражения:

Qводы = Qводы.подогр + Qводы.ТТ

Qсyмм.проб " " ^^сумм + QТТ - Q воды (2)

QО2проб = М О2проб Qсyмм.проб QО2сгорТТ = ^2 ' QО2подогр - QО2проб

где дводы^дсгр количество воды, образовавшейся в подогревателе при горении водорода

^^воды.подогр = ПН2 • ^Н2 + Qн2 • ЬШ) = 35,14 г/с

^^воды.тт количество воды, образовавшейся в камере дожигания при горении ТТ для полимеров (С2Н4, С3Н6)

Qводы.ТТ = (0.333 • Qо2сгорТт) + (0.333 • Qо2сгорТТ / Ьн2) = 1,97 г/с

УО2 - весовой коэффициент распределения измеряемой приемниками концентрации кислорода относительно средней концентрации по сечению канала для холодного пуска. Например, для приемника 1 в пуске №80 Уо21 = 0,9998. Уо2 = П • Мо2проб' / ^(Мо2проб')

п - количество точек измерения концентрации кислорода в данном сечении.

В дальнейших расчетах предполагается, что ожидаемое распределение концентрации кислорода по сечению канала относительно средней концентрации одинаково для холодного и для горячего пуска до начала горения ТТ.

Последовательным подбором величины Qо2CГOрТт определяются остальные параметры, удовлетворяющие системе (2) Qводы = 37,11 г/с

°сумм.проб = 239,74 г/с

Qо2проб = 48,48 г/с Qо2сгорТТ = 5,25 г/с

Пример расчета для всех приемников гребенки приведен в таблице 2.2.2. Таблица 2.2.2

№ приемника 1 2 3 4 5

Мо2проб 20.225 20.009 19.971 19.928 20.081

QО2сгор ТТ 5.25 5.85 5.80 5.95 5.80

Qсумм.проб 239.74 239.51 239.53 239.47 239.53

QО2проб 48.49 47.92 47.84 47.72 48.10

QО2проб + QО2сгорТТ 53.74 53.77 53.64 53.67 53.90

Qо2подогр • Vо2 53.74 53.78 53.64 53.68 53.92

УО2 0.9998 1.0005 0.9979 0.9987 1.0031

По показаниям всех приемников получаем

Qо2сгор.ТТ.кан = 2(Qо2сгор.сек1) = 5,85 г/с

Принимая значение стехиометрического коэффициента ЬТТ = 3,43 для полипропилена (СзН6) с кислородом.

Оттсгор кан= Оо2сгор.кан/ Ьтт = 5,85 / 3,43 = 1,71 г/с Полнота сгорания ТТ в камере дожигания:

Птт = Оттсгор кан / Отт =1,71 / 1,94 = 0,88

Определение прироста импульса на выходе камеры сгорания

Реальное звуковое сопло (М и 1,0)

Для оценки эффективности твердого горючего по результатам экспериментов рассчитывается удельное приращение импульса выходного сопла Д1зс э.

Д1зо э = Д^о э / (Отт • §), с

где:

Отт, г/с - расход ТТ g - ускорение свободного падения

ДI зс э = ^с гор — Jзc хол , Н

Тзс гор - импульс, полученный в «горячем» пуске 1зс хол - импульс, полученный в «холодном» пуске

Для расчета импульса выходного звукового сопла используется выражение импульса струи через число Маха и давление на срезе сопла.

1зс = §кр • Ркр • Мкр • ккр + Бкр • (Ркр - Ратм)

где:

Бкр - площадь критического сечения звукового сопла Ратм - давление в емкости, в которую происходит истечение

Поскольку Ратм в «горячем» и «холодном» пусках одинаково, то выражение для приращения импульса экспериментального звукового сопла приобретает следующий вид

Д1 зс э = §кр^Ркр э гор Мкр э гор • ккр гор - §кр^Ркр э хол Мкр э хол • ккр хол + §кр^Ркр э гор - §кр^Ркр э хол

2 2 Д1зс э = §кр • [(Ркр э гор • (Мкр э гор • ккр гор + 1)) - ( Ркр э хол • (Мкр э хол • ккр хол + 1))]

где:

Ркр э гор и Ркр э холл - статическое давление, измеренное в сечении звукового сопла в «горячем» и «холодном» пусках соответственно.

Мкр э гор и Мкр э холл - число Маха в сечении звукового сопла в «горячем» и «холодном» пусках соответственно вычисленное через газодинамическую функцию по показаниям датчиков

давления Ркр э и Ро для ккр. Из за неидеальной геометрии реального выходного сопла и наличия пограничного слоя, реальное число Маха звукового сопла может отличаться от М = 1 в пределах ± 10%.

ккр гор и ккр хол - показатель адиабаты для «горячего» и «холодного» пусков, определяемый при помощи программы термодинамического расчета «Терра» для теоретического состава газа, истекающего из сопла.

Теоретическое звуковое сопло (М = 1,0)

Другой подход предполагает определение удельного приращения импульса Д1зс т. для теоретического звукового сопла М = 1

Д1зс т = ДТзс т / (Отт • §), с

Тогда для вычисления приращения импульса теоретического звукового сопла используется упрощенное выражение

т §кр • [(Ркр т гор • (ккр гор + 1)) - (Ркр т хол • (ккр хол + 1))]

где: Ркр т гор и Ркр т холл - статическое давление в сечении звукового сопла в «горячем» и «холодном» пусках соответственно, вычисленное при помощи газодинамической функции по показаниям датчика давления Ро для числа Маха М = 1 и ккр.

Обработка данных нескольких десятков экспериментов показывает, что эти два подхода дают практически одинаковое значение удельного приращения импульса, разница не превышает ± 1%.

2.2.2.6. Определение тепловыделения при горении твердого топлива

Расчет температуры на выходе камеры дожигания

Из уравнения расхода Q = определяется статическая температура в критическом

сечение выходного звукового сопла.

т — ^

вых ^

ГР ■ м ■ ^ 0

где

к - показатель адиабаты Я - газовая постоянная

Р - статическое давление, измеренное в критическом сечение выходного сопла М - число Маха выходного сопла, для звукового сопла М = 1 £ - площадь сечения выходного сопла

Q - расход газа через выходное сопло

Используя газодинамическую функцию, находится полная температура на выходе камеры сгорания

Т = Т •

О вых вых

\ + • М2

Расчет теплопотерь в стенку камеры дожигания

В холодных пусках теплопотери в стенку определяются по уменьшению полной температуры по длине канала камеры дожигания

= СР • ^Овъх - Т0вх) • <2 , кДж

где Ср - теплоемкость газа;

Т0вх - полная температура на входе в камеру дожигания, в данной работе берется Т3, измеренная термопарой в первой секции камеры дожигания.

Потери в стенку, % энтальпии

25 20 15 10 5 О

4 » _

• • % #

• • • • •

• 0=14 «0=17,19,22

900

1000 1100 То вых, К

1200 1300

Рис. 2.2.18. - Доля потерь полной энтальпии потока в стенку камеры дожигания от температуры на выходе при различных скоростях потока в камере дожигания