Газодинамика горения в открытом потоке и каналах переменной геометрии

Горение в сверхзвуковом потоке, как самостоятельное направление исследований, впервые наиболее отчетливо проявилось со стороны авиации в конце 50-х годов и пережило первый всплеск значительного интереса в последующее десятилетие. Хронологически это совпадает с периодом после изучения и началом практического применения прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Вершиной данных работ на то время можно считать проект крылатой ракеты «Буря» — фотография справа, воплощенный в реальную конструкциюстратегическую крылатую ракету, имевшую скорость горизонтального полета М=3,1 при реально достигнутой в испытаниях дальности 6500 км. На второй (маршевой) ступени использовался ПВРД РД-012У тягой 7,75 т конструкции М. М. Бондарюка. В наземных испытаниях двигатель непрерывно работал в течение 6 ч, его тяга доводилась до 12,9 т. После данного этапа закономерно возник вопрос об увеличении скорости полета свыше 3−4 скоростей звука при использовании двигателей прямоточной схемы. При этом из-за термодинамических проблем потребовался качественный скачок. Принципиальные ограничения ПВРД связаны со слишком большим увеличением температуры при росте полетного числа Мп. В самом деле, из-за торможения потока воздуха до дозвуковой скорости температура в камере сгорания (КС) достигает температуры сгорания топлива, т. е. тепловыделение не приведет к увеличению тяги. Начинают проявляться эффекты диссоциациивелики потери полного давления (при торможении потока от Мп до М<1). В дополнение к этому очень значительной становится проблема охлаждения двигателя.

Переход на другой уровень решения проблемы обеспечила идея умеренного торможения воздушного потока с сохранением сверхзвуковой скорости на входе в КС. Далее в КС организуется подвод тепла в сверхзвуковой поток за счет химических реакций. Поскольку уровень статических температур получается ниже, чем в дозвуковом потоке, то снижаются требования к охлаждению конструкций, а происходящий рост температуры при горении позволяет получать тягу.

Приоритетом в данной области является авторское свидетельство Е. С. Щетинкова [1] (заявлено 16 апреля 1957 г.) на прямоточный двигатель со сверхзвуковым горениемза рубежом основной первоначальный вклад внес Антонио Ферри.

В России (СССР) основные работы по первым исследованиям и созданию ГПВРД связаны с именами В. Т. Жданова, Е. С. Щетинкова, И. Б. Леванова, В. С. Панкратоваорганизациями — НИИ-1 (называвшийся в разные годы РНИИ, НИИТП, теперь — «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша»), ЦИАМ, ЦАГИ, ОКБ 670 МАП, к которым в последующие годы присоединились МАИ, ИТПМ СО АН, НИИ Механики МГУ и др. Можно лишь поражаться, как глубоко и всесторонне уже в те годы были определены и начали изучаться ключевые проблемы, от решения которых до сих пор зависит реальность создания работоспособной двигательной установки. ОКБ-670, возглавлявшееся М. М. Бондарюком, уже с 1961 г. вело проектные разработки экспериментальной модели ГПВРД (совместно с НИИ-1). С 1962;1963 гг. начались стендовые исследования горения в модели плоской расширяющейся КС с числом Маха на входе М=2,8 в условиях присоединенного воздухопровода. Испытания шли на базе ОКБ в Тураево. Первые испытания показали, что процесс горения в сверхзвуковом потоке осуществим, но до полностью работоспособного изделия было еще далеко. В 1964 г. впервые при обтекании свободным потоком с М=6 была испытана крупномасштабная осесимметричная модель двухрежимного ПВРД с диаметром входа 220 мм и общей длиной почти 1,5 м. Это стало возможным в связи с созданием (под руководством Е.С. Щетинкова) первого крупномасштабного аэродинамического стенда БМГ с диаметром 400 мм и огневым подогревом воздуха. В 1966 г рассматривались возможные тягово-экономические характеристики ДА, получившего обозначение «Эра», с гиперзвуковым режимом работы диффузора на М=6,0−10,0 и высотах 14−30 км. Диаметр ГПВРД (ведущий конструктор В.С.Панкратов) превышал 2500 мм. В рассекреченном сейчас отчете НИИ-1 [2] предложен проект и всесторонне рассмотрены необходимые научно-технические работы в обеспечение создания многоразового воздушно-космического аппарата, основной силовой установкой которого предлагался ГПВРД. Кратко, но достаточно всеобъемлюще этот первый этап исследований описан в [3].

В Америке много первых оригинальных исследований проведено, кроме А. Ферри, также Р. Вебером, Д. Маккеем, Ф. Биллигом, Г. Даггером и др. (см., например [4,5]). Значительные усилия в те годы были направлены непосредственно на создание ГПВРД. Как у нас, так и за рубежом (в первую очередь в Америке) работы привели к появлению и стендовому испытанию практически натурных камер сгорания и двигателей, после чего могли начаться летные испытания. К примеру, предполагалось испытание ГПВРД на гиперзвуковом ракетном самолёте Х-15, для чего второй экземпляр (из трех построенных) в 1963;64 гг. был значительно переоборудован. В частности, на него в хвостовой части под фюзеляжем вместо снятой поворотной части нижнего вертикального оперения мог устанавливаться ГПВРД (см. схему переоборудования и фотографию в полёте). Однако при рекордном скоростном полёте данного экземпляра (3.10.1967) с подвешенным макетом ГПВРД появился ранее неизвестный эффект наложения тепловых потоков от скачков уплотнения (возникших при обтекании макета двигателя), при этом в хвостовой части произошел значительный рост тепловых нагрузок. В полёте была развита наивысшая из всех испытаний Х-15 скорость 2020 м/с (7273 км/ч), соответствующая М=6,72, но температура на передней кромке пилона достигла 1650 °C, вместо ожидавшихся 1040−1100°С. После скоротечного уноса абляционного покрытия и разрушения конструкции пилона макет двигателя был сорван, а в подфюзеляжном киле образовался прогар размером 7,5×15,5 см. Пилот посадил повреждённый ракетоплан, но анализ состояния самолёта, а также последовавшая вскоре (15.11.1967) авария 3-го экземпляра самолета привела к отказу от дальнейших скоростных полётов и последующему сворачиванию всей программы Х-15, вследствие чего рабочего испытания ГПВРД так и не было произведено [6].

Внешний топливный бак.

Удлиненная опора шасси.

Фотография и схема некоторых изменений ракетного самолёта Х-15, переоборудованного для подвески ГПВРД.

В дальнейшем пришло понимание, что разработка практически применимого ГПВРД является более сложной задачей, чем представлялось первоначально. Стало ясно, что рабочий процесс в двигателе на стыке сверх-и дозвуковых скоростей трудноуправляем и может происходить с многократным изменением режима горенияна тепловыделение сильно влияют возникающие области дозвукового течениявоздействие волновой структуры на процесс горения оказалось более значительным и недостаточно изученнымприменяемые одномерные методы расчёта давали недостоверные результаты (вроде полноты сгорания >1) — оказались достаточно сложными вопросы воспламенения и стабилизации пламени, а также достижения приемлемой полноты сгорания. Кроме того, выяснилось, что при гиперзвуковых скоростях полета невозможно разделить аэродинамику летательного аппарата и компоновку силового агрегата. Быстрое решение всех этих вопросов оказалось невозможным, и потребовалась длительная кропотливая работа по исследованию происходящих физических процессов и наземной доводке, для чего необходимо было также развивать экспериментальную базу. В последующем, хотя количество организаций и исследовательских групп увеличилось, но в связи с невысокой востребованностью правительствами данная гиперзвуковая тематика до уровня летных испытаний не поднималась.

Расширение интереса к данной проблеме приходится приблизительно на последнее десятилетие (90-е годы) XX века. Ближе к концу XX века значительно расширился и круг стран, вовлеченных в исследования по тематике гиперзвуковых двигателей. Кроме России и США, очень активно работы ведутся во Франции (в т.ч. в кооперации с другими Европейскими странами, особенно с ФРГ), в Австралии, Япониив последнее время большие усилия предпринимает Китай, начинаются работы в Индии. В разных странах началась подготовка и были проведены первые летные испытания ГПВРД. Здесь необходимо отметить первенство России в проведении первых в истории летных испытаний ГПВРД (27.11.1991). Гиперзвуковая летающая лаборатория для летных испытаний ГПВРД — ГЛЛ «Холод» [7−9], разработанная в ЦИАМ им. П. И. Баранова (с участием большого количества других организаций), достигла числа Маха 5,6 (скорость 1653 м/с). Время работы ГПВРД в полете увеличивалось от одного испытания к другому и в последнем составило 77 с (рекорд, не превзойденный до сих пор). Максимальная достигнутая скорость полета ГЛЛ «Холод» составила 1855 м/с, что соответствует числу Маха М=6,49, причём установлено, что в данном полёте работоспособность камеры сгорания сохранилась после ее выключения. а б.

Гиперзвуковая летающая лаборатория «Холод», смонтированная на разгонщике (ракете-носителе) С-200 (а) и двигатель, работавший в последнем полёте (найденный после испытания) (б).

Лётные испытания проводились также в Австралии (программа Ну8Ьо1 [10,11], первое удачное испытание 30.06.2002 г. при Мп ~ 7,6), США: испытания Х-43 (27.03.2004 при Мп = 7 и 16.11.2004 при Мп = 9,65) [12]. Надо сказать, что пока ориентация большинства разрабатываемых двигателей идет на полетное число Маха порядка 6 (от М = 5 до М = 8). При таких скоростях полета течение в тракте двигателя носит, как правило, псевдоскачковый характер, который имеет ряд своих особенностей, требующих тщательного учета. При более высоком числе Маха (свыше 8−10) возникают новые проблемы, связанные с еще большими температурами и соответственно новыми эффектами. Это расширяет круг вопросов, требующих изучения, на такие направления, как влияние диссоциации и рекомбинации, сдвиг равновесия химических реакций и снижение их теплового эффекта, сложность диагностики высокотемпературных процессов, достоверность наземных испытаний и существующих моделей процессов для численных расчетов, повышение требований к теплозащите.

Для решения таких задач необходимо наличие мощной экспериментальной базы с возможностями всесторонней диагностики протекающих процессов. В Институте теоретической и прикладной механики, как академическом институте, ведутся в первую очередь исследования фундаментальных явлений, связанных с решениями задач аэрогазодинамики, математического моделирования и физико-химической механики. Направление исследований, связанных с изучением процессов, происходящих при горении в сверхзвуковом потоке, стало наиболее активно развиваться при академике В. В. Струминском. В последующем значительное развитие получили современные, особенно оптические методы исследований. Экспериментальная база Института включает в себя комплекс аэродинамических труб, газодинамических, плазмохимических и лазерных установок. Такое соединение позволяет использовать передовые достижения из смежных областей науки и техники для всесторонних исследований протекающих физических процессов, характерных для высоких скоростей и температур. В данной работе значительное внимание уделено внутренним физическим процессам, понимание которых необходимо для организации и эффективного управления процессами горения при сверхзвуковых скоростях. Отметим некоторые моменты, на которые необходимо обратить внимание при проведении экспериментальных исследований.

Организация процесса горения в сверхзвуковых потоках имеет свои существенные особенности, связанные с высокими скоростями, широким диапазоном температур и наличием волновой структуры. При выборе способов управления горением, в отличие от дозвуковых потоков, необходимо обязательно учитывать воздействие скачков уплотнения и волн разрежения, органически присущих сверхзвуковым течениям, так как они оказывают значительное влияние на процесс горения. (Практический выход исследований по газодинамическому воспламенению топлив может быть связан с самыми различными приложениями, включая даже пожарную безопасность [13−16]). Необходимо отметить, что хотя первые исследования, где использовались скачки уплотнения для воспламенения топливной струи, появились достаточно давно [17], работ по исследованию взаимодействия волновой структуры и пламени известно немного (например [18−22]). В ряде экспериментальных и расчетных [23−26] работ принималось во внимание влияние степени нерасчетности на задержку воспламенения, или возможность смещения зоны тепловыделения под воздействием волновой структуры [27], но механизм взаимодействия скачков уплотнения с пламенем не рассматривался. При исследованиях процесса горения в сверхзвуковом потоке обычно использовались усредненные параметры струи и, как правило, отмечался только факт воздействия скачков уплотнения на факел (отмечено влияние даже от слабых скачков, вызванных степенью обработки поверхностей водородного сопла [28]), либо специально изучались расчетные режимы истечения [29]. Газодинамическая структура влияет и на процесс смешения [30−33], но такой информации также недостаточно, особенно для реагирующих потоков.

Такое положение связано с объективными трудностями организации исследований в сверхзвуковых высокотемпературных реагирующих потоках — невозможностью или значительными ограничениями по применению распространённых методов исследования. Обычно в экспериментах достаточно легко можно зафиксировать только внешнюю границу зон горения. При этом регистрируются параметры, соответствующие осредненному стационарному течению, но в таком случае пропадают данные о внутренней структуре и динамике развития пламени. В то же время без знания масштабов и структуры внутренних и граничных областей невозможно полноценное описание процесса турбулентного смешения и горения [34]. Поэтому необходимо тщательно обосновывать, выбирать и проверять экспериментальные методы, наиболее подходящие для изучения тонкой структуры реагирующих течений и получения информации о развитии процесса горения. Особенно информативными здесь являются бесконтактные оптические методы, вносящие минимальные искажения в исследуемые процессы (например [33,35−43]).

Ещё одним немаловажным фактором, влияющим на достоверность проведения экспериментальных исследований в высокотемпературном реагирующем потоке, является влияние загрязнения воздуха продуктами нагрева, так как большинство установок непрерывного действия для исследования процессов горения в сверхзвуковом потоке используют огневые подогреватели. В ряде работ проведены исследования [44−48], в первую очередь расчётные, влияния способа подогрева на кинетику процессов горения. Но из прямых экспериментов известна только одна работа [49], в которой сделано сравнение огневого (за счёт сжигания водорода) и кауперного (т.е. создающего «чистый» поток) способов подогрева. При этом получено значительное различие в параметрах воспламенения в условиях «чистого» воздуха и при огневом подогреве. Несоответствие параметров двигателей при испытаниях в условиях наличия воды было обнаружено и в работах [7,50]. По-видимому, наиболее актуальной проблема состава воздуха становится при температурах подогрева, близких к предельным для огневых подогревателей (-2000 К), когда значительно возрастает концентрация воды в составе рабочего газа («воздуха»). Для решения данной проблемы представляется важным выбор типа подогревателя и принятие целенаправленных мер для снижения уровня загрязнения воздушного потока.

Этот вопрос связан с кинетическим воздействием на процесс горения. Управление процессом горения кинетическим воздействием возможно применением промотирующих и ингибирующих добавок, каталитически, введением активных центров реакции путем атомизации части окислителя или топлива, воздействием температуры и т. п. [51−60]- а для интенсификации смешения применяются различные инжектора и методы впрыска [61−65]. Однако нужно учитывать, что применение только одного способа повышения интенсивности горения, без учёта воздействия других факторов, способно привести к противоположным результатам. Таким примером может быть увеличение температуры воздуха. До определенных пределов это является положительным фактором, так как создает лучшие условия для воспламенения и стабилизации пламени. Однако при числах Маха полета превышающих 8−10, высокие температуры становятся проблемой, приводящей к ухудшению горения и последующей потере тяги двигателем. В этом случае температура торможения потока значительно превышает 2000 К и из-за высокой энтальпии газа относительный теплоподвод становится незначительным. Кроме того, уменьшение периода задержки воспламенения и времени протекания химической реакции ухудшает процесс перемешивания водорода с воздухом на начальном участке инжекции [59,60]. При высоких температурах воздуха появляются эффекты диссоциации, которые экспериментально недостаточно изучены, в том числе из-за трудностей проведения экспериментов при таких уровнях температур. До недавнего времени систематически вопросом влияния диссоциации на процесс горения в ГПВРД не занимались, а немногочисленные эксперименты проводились только на установках кратковременного действия.

В связи с разнообразием задач, возлагаемых на перспективные летательные аппараты (ЛА) с гиперзвуковыми прямоточными воздушно-реактивными двигателями (самолёт-разгонщик, пассажирский, транспортный или ударный самолёт, крылатая ракета, снаряд и др.) требуется различный диапазон крейсерских чисел Маха полёта и, соответственно, изменяются условия на входе в камеру сгорания (КС). В зависимости от начальных параметров реализуются режимы горения с различной интенсивностью тепловыделения, которая зависит как от кинетики процесса, так и от скорости смешения топлива с окислителем. На нижнем уровне полётного диапазона скоростей (Мп ~ 4−5,5) течение в большей части канала как правило дозвуковое, параметры торможения невелики, и существуют проблемы как с воспламенением, так и со стабилизацией пламени.

В диапазоне полётных чисел Маха до 8 возможна реализация различных режимов горения (при близких начальных параметрах в КС) — от диффузионного со слабым тепловыделением до детонационного с максимальными скоростями процесса. Как показали опыты [55,59,66−71], достаточно интенсивное горение в канале удается получить в псевдоскачковом режиме. При этом управление таким режимом горения представляет собой отдельную сложную задачу, которая связана с необходимостью точного регулирования теплоподвода. Наибольшая эффективность достигается, если после торможения потока в псевдоскачке до М = 1 поддерживать такой уровень теплоподвода, который не переводит течение в дозвуковое [72]. Это приводит к необходимости исследования геометрии каналов, способов инициирования и стабилизации пламени, а также к выбору мест и способов подачи топлива, что в совокупности определяет газодинамический режим течения и эффективность теплоподвода [73].

Более высокий диапазон полётных чисел Маха (Мп> В-10) исследован значительно меньше — неявно предполагалось несущественное отличие его от предыдущего диапазона. Здесь уровень высоких температур и скоростей сочетается с малыми временами пребывания и сверхзвуковым режимом течения. В ранних трудах обращалось внимание только на малую величину достижимого удельного импульса (см. известную зависимость удельного импульса от Мп), что предлагалось компенсировать увеличением массового расхода («отбрасываемой массы») топлива [2].

Зависимость удельного импульса от Мп. для воздушно-реактивных двигателей [74].

Некоторые оценки показывают, что из-за значительного уровня потерь тяга может снизиться до нуля уже при Мп = 12−14 [75,76], а это означает необходимость как тщательного подхода к организации процесса в двигателе, так и поиск новых принципов получения тяги.

Затем появились и другие вопросы, вызванные тем, что немногочисленные эксперименты, проведенные в условиях высоких температур, показали существование трудностей с воспламенением топлива, а также ухудшение выгорания вследствие снижения интенсивности смешения [77,78] и протекания эндотермических процессов диссоциации продуктов сгорания. Была также показана (в первую очередь в расчетах) V необходимость учета влияния эффектов химической неравновесности [7880]. Здесь существенно то, что проведению широкомасштабных экспериментов при таких параметрах мешает недостаточная экспериментальная база, так как условия, моделирующие по температуре Мп > 8 (То > 2500 К), создаются в основном на ударных и импульсных трубах. (Аэродинамические высокоэнтальпийные установки периодического действия используют в основном огневой подогрев воздуха, что позволяет достичь температур не выше 2000;2200 К [81]).

Для решения всех этих проблем требуется углубленное изучение детальных физико-химических процессов, происходящих при горении. При этом среди большого круга вопросов выделяются некоторые важнейшие направления, требующие проведения точных экспериментов, как количественных, так и качественных, а также сопоставлений и обобщений, необходимых для выяснения физики явлений и построения физических моделей процессов: — Для сверхзвукового потока с химическими реакциями практически нет данных по тонкой структуре пламени, слабо изучен механизм взаимодействия пламени с волновой структурой течения. Мало известно о динамике развития пламени и изменении его структуры при горении в сверхзвуковом потоке, в том числе при различных уровнях температур. Необходимо проведение исследований механизма смешения, обращая особое внимание на масштаб структур, определяющих данный процесс, а также на управление смешением, воспламенением и стабилизацией пламени, включая газодинамические и кинетические способы воздействия с целью оптимизации теплоподвода.

Задачи, поставленные в работе, связаны также с постановкой исследований по изучению структуры реагирующих течений и особенностей горения при высоких скоростях и температурах воздушного потока, при которых помимо воспламенения и горения топлива возможно появление эффектов от термической диссоциации.

Таким образом, актуальными остаются задачи:

— Изучения взаимовлияния газодинамики потока и процессов горения в условиях сложной пространственной структуры высокотемпературных сверхзвуковых течений;

— Изучения способов управления процессами смешения, воспламенения и стабилизации пламени с учётом тонкой структуры пламени и динамики физико-химического взаимодействия на микромасштабном уровне;

— Поиска эффективных способов управления режимами горения в свободном и ограниченном пространстве, включая газодинамическое и кинетическое воздействие;

— Постановки исследований влияния малоизученного диапазона высоких (2000 К 3000 К) температур на структуру пламени водорода и характер его выгорания.

Целью диссертационной работы является решение задачи выяснения физических особенностей и механизма горения в сверхзвуковом высокотемпературном воздушном потоке, имеющей существенное значение для механики газа, жидкости и плазмы, а также технических приложений, связанных с организацией эффективного горения в сверхзвуковом потоке.

При этом основные задачи диссертации заключались: 1. В изучении тонкой структуры водородных пламён с высоким временным и пространственным разрешением в условиях сверхзвукового высокотемпературного воздушного потока, включая исследования масштабов зон горения и динамики их развития.

2. В изучении и разработке перспективных, в первую очередь газодинамических и кинетических, способов управления процессом выгорания топлива в свободном пространстве и в каналах различной геометрии.

3. В получении новых научных данных по особенностям процесса горения водорода в при температурах торможения сверхзвукового воздушного потока в диапазоне от 2000 до 3000 К.

Данная работа по исследованию процессов горения в условиях сложной газодинамической структуры непосредственно связана с выяснением физической стороны явлений, происходящих в камерах сгорания гиперзвуковых летательных аппаратов, и направлена на изучение физики процессов, повышение эффективности тепловыделения и развитие способов управления процессами горения в сверхзвуковых высокотемпературных потоках.

Научная новизна работы заключается в том, что впервые:

1. Выяснена объемная структура водородо-воздушного пламени в сверхзвуковом потоке, включая микроструктуру и динамику развития зон горения. Показано, что в стационарных условиях выгорание происходит неравномерно — определяющее влияние на интенсивность горения оказывает газодинамика течения и вихревые структуры, образующиеся в области смешения топлива и окислителя.

2. Обнаружен и объяснен эффект «перескока» пламени, реализующийся только в сверхзвуковых течениях вследствие газодинамического воздействия воздушной струи на пламя.

3. Подробно изучены особенности и обобщен характер выгорания водорода по длине пламени при различных способах его подачи в сверхзвуковой высокотемпературный поток. При этом показано, что интенсификация только смешения может приводить к обратному результату — ухудшению выгорания вследствие появления задержки воспламенения.

4. Предложен газодинамический способ стабилизации пламени и повышения эффективности процесса горения в расширяющихся каналах, заключающийся в создании структуры течения подобной существующей в нерасчетных струях.

5. Экспериментально при длительном режиме работы установки показаны особенности процесса горения в высокоэнтальпийном потоке при температурах торможения свыше 2000 К, связанные с диссоциацией продуктов реакции.

Научная и практическая значимость работы состоит в разработке методов и средств исследования процесса горения водорода в приложении к сверхзвуковым высокотемпературным реагирующим потокам, получении экспериментальных данных по структуре и динамике развития реагирующих струй, на основании которых выяснена объемная структура пламен, показаны и объяснены особенности развития процесса горения в условиях сложной газодинамической структуры.

Практическая ценность полученных результатов подтверждена тем, что: показаны возможности использования волновой структуры сверхзвуковых течений для управления процессами горенияобнаружен, изучен и предложен в нескольких вариантах практической реализации газодинамический способ изменения мест воспламенения водородного пламени;

— выяснен и сопоставлен характер тепловыделения при различных способах подачи водорода, что дает возможность управлять процессом горения в зависимости от требуемого распределения интенсивности тепловыделения по длине пламени;

— предложен и проверен способ организации горения в канале с большими углами расширения (до 10°), при создании газодинамической структуры течения, близкой к структуре нерасчетных струй, истекающих в затопленное пространствовыяснена эффективность и особенность управления тепловыделением газодинамическим и кинетическим воздействиями;

— изучены особенности процесса выгорания водорода в сверхзвуковом воздушном потоке при температурах торможения до 3000 К. В этом малоизученном диапазоне температур (2000 — 3000 К) экспериментально обнаружены и исследованы эффекты снижения скорости смешения, изменения длины пламени и положения зон основного тепловыделения, что необходимо учитывать при организации горения в условиях высоких скоростей полёта.

Полученные результаты могут быть использованы в научно-исследовательских институтах и конструкторских бюро при создании камер сгорания воздушно-реактивных двигателей для режимов работы с самовоспламенением.

Результаты, полученные в диссертации, были использованы при выполнении ряда хоздоговорных и совместных работ с ЦАГИ, ЦИАМ, ИПРИМ РАН, КазНУ, ЦНИИчермет, ИХФ РАН, использовались в российских и международных научных исследовательских проектах (РФФИ №№ 00−01−834, 06−08−735, 09−08−998, договорах между КазНУ им. Аль-Фараби и ИТПМ СО РАН по программе «Международные научно-технические разработки на 2004;2006 годы»), которые выполнялись под научным руководством автора диссертации или в которых он был ответственным исполнителем. Личный вклад автора состоит также в том, что под его руководством осуществлена модернизация «Стенда сверхзвукового горения», с превращением его в уникальный комплекс для аэрофизических исследований течений с энергоподводом и горением, оснащенный современными методами диагностики. Постановка задач и выбор направления исследований производились вместе с научным консультантомэкспериментальные исследования, обработка, анализ и обобщение полученных результатов проведены непосредственно соискателем, либо коллективом сотрудников под его руководством.

Обоснованность и достоверность результатов основана на комплексном применении различных методов исследований и сопоставлении полученных данных, многократном проведении и повторении тестовых испытаний, одновременной регистрацией процесса в различных диапазонах длин волн и вариацией времен экспозиций, сравнением результатов, получаемых различными способами, а также сопоставлением с имеющимися экспериментальными и расчетными результатами других исследователей. В целом полученные экспериментальные данные не противоречат между собой, дополняют друг друга и создают единую картину исследуемых процессов.

Основные положения, выносимые на защиту.

На защиту выносятся следующие положения:

— Результаты экспериментальных исследований газодинамической структуры водородного пламени и динамики его развития при горении в спутной сверхзвуковой воздушной струе, что позволило показать определяющее влияние на процесс выгорания волновой структуры в начальной части пламени и обнаружить нестационарность процесса вследствие существования вихревых зон горения в области смешения топлива с окислителем.

— Газодинамический метод стабилизации и управления пламенем в свободном и ограниченном пространстве.

Обобщение результатов исследований характера выгорания газообразного водорода при различных способах его подачи в сверхзвуковой высокотемпературный воздушный поток, показавшие необходимость одновременного учета взаимовлияние процессов смешения и газодинамического воздействия для управления интенсивностью горения.

— Принципы организации эффективного и управляемого теплоподвода при кинетическом воздействии, включая введение химически активных добавок, а также в условиях высоких температур, что позволяет изменять величину задержки воспламенения, режимы горения и длину пламени.

Апробация работы. Результаты работы (по мере их получения) докладывались на семинарах по Структуре газофазных пламён (Новосибирск, 1983, 1986, 2005, 2011 гг.- Брюссель, 2008 г.), III Всесоюзном семинаре «Экспериментальные и теоретические исследования тепломассопереноса при химически неравновесных течениях в каналах» (Минск, 1984 г.), Международной школе-семинаре «Процессы турбулентного переноса в реагирующих системах» (Минск, 1985 г.), VIII Всесоюзном симпозиуме по горению и взрыву (Ташкент, 1986 г.), Всесоюзной школе по кинетической теории разреженных и плотных газовых смесей и механике неоднородных сред (Ленинград, 1987 г.), Всесоюзном семинаре «Механика реагирующих сред» (Томск, 1987 г.), Международных конференциях «Методы аэрофизических исследований» — ICMAR (Новосибирск, 1992, 1996, 1998, 2000, 2002, 2004, 2007, 2008,2012 гг.), Всероссийском семинаре по динамике пространственных и неравновесных течений жидкости и газа (Миасс, 1993 г.), Международной конференции «Аэрогазодинамика силовых установок летательных аппаратов» (Жуковский, 1993, 1999 г.), XVI Всероссийском семинаре «Струйные и нестационарные течения в газовой динамике» (Новосибирск, 1995 г.), 4 Азиатском симпозиуме по визуализации (Пекин, 1996 г.), Международном симпозиуме «Actual Problem of Physical Hydroaerodynamics» (Новосибирск, 1999 г.), VI и X Международных конференциях «Оптические методы исследования потоков» (Москва, 2001, 2009 г.), Всероссийской конференции «Аэродинамика и газовая динамика в XXI веке» (Москва, 2003 г.), Международной конференции по микросмешению в турбулентных потоках с химическими реакциями (Москва, 2004 г.), Международной конференции «Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений» (Жуковский, 2004 г.), Международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века» (Москва, 2005 г.), XIV школе-семинаре «Современные проблемы аэрогидродинамики» (Сочи, «Буревестник» МГУ, 2006 г.), Международных Аэрокосмических Конгрессах (Москва, 2006, 2009, 2012 г.), VIII и IX Съездах по теоретической и прикладной механике (Пермь, 2001 г.- Нижний Новгород,.

2006 г.), Международной конференции WEHSFF (Москва, 2007 г.), Международной конференции «Новые рубежи авиационной науки» (Москва,.

2007 г.), Международной конференции «Современные проблемы прикладной математики и механики», посвященной 90-летию со дня рождения академика H.H. Яненко (Новосибирск, 2011 г.), IX Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (Алушта, 2012 г.), XXVII, XXX-XXXVI Академических чтениях по космонавтике (Москва, 2003, 20 062 012 гг.), семинарах в ИТПМ СО РАН и НИИ Механики МГУ.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы и приложения. Общий объем диссертации составляет 256 страниц, в том числе 150 рисунков.

Список литературы

состоит из 277 наименований.

Выводы по главе 4.

1. Показана возможность эффективного управления процессом горения водорода в сверхзвуковом воздушном потоке при кинетическом воздействии.

Это может реализовываться путем подачи небольших количеств промотирующих или ингибирующих добавок. При этом важное значение имеет место ввода этих добавок: максимальный эффект достигается при образовании активных радикалов непосредственно перед местом подачи топлива.

2. Экспериментально установлено, что при высоком уровне температур воздушного потока уменьшается задержка воспламенения водорода и зоны реакции смещаются к поверхности пламени. Это влечёт за собой снижение интенсивности перемешивания топлива с окислителем и приводит к увеличению длины пламени.

3. Экспериментально определено, что на процесс горения водорода в сверхзвуковом потоке при высоких температурах начинают оказывать значительное влияние процессы диссоциации и рекомбинации. Это проявляется как в изменении интегральной интенсивности излучения промежуточного радикала ОН*, так и в изменении режимов горения и эффективности теплоподвода в камерах сгорания. Ухудшение процесса горения вследствие диссоциации является одной из основных проблем, требующих решения при скоростях полёта ЛА М > 8−10.

4. Влияние как кинетического, так и температурного воздействия физически похоже — оно ускоряет на начальном этапе процесс горения, но при слишком значительном воздействии может приводить к увеличению длины пламени (то есть итоговому снижению скорости тепловыделения по длине пламени), так как скорость смешения не увеличивается, а раннее начало горения приводит к ухудшению процесса смешения. Поэтому для эффективной организации и управления процессом горения необходимо соблюдать баланс между кинетическим (тепловым) воздействием и интенсивностью смешения для получения необходимого закона тепловыделения.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

Проведены исследования структуры течения и процессов горения в сверхзвуковых высокотемпературных реагирующих потоках. В работе показаны и объяснены особенности развития процесса горения в условиях сложной газодинамической структуры, исследована физика и предложены активные способы управления пламенем, изучена взаимосвязь процессов смешения, горения, а также влияние высоких температур на характер тепловыделения в условиях свободного пространства и в каналах с начальной сверхзвуковой скоростью.

Эксперименты проводились на стенде сверхзвукового горения с высокотемпературным электродуговым подогревателем воздуха. Показаны особенности применения электродугового подогрева в установках непрерывного действияопределены области применения, где наилучшим образом реализуются такие преимущества ЭДП, как быстрота выхода на режим, возможность быстрого изменения параметров пуска прямо во время эксперимента и получение высоких параметров по температуре торможения воздушного потока. Необходимость изучения тонкой структуры течения, включая динамику развития зон горения в условиях высоких градиентов давления и температуры, потребовала широкого применения оптических методов исследования, что связано с их высоким временным и пространственным разрешением и отсутствием искажающего влияния на исследуемый процесс.

В работе получены следующие результаты:

1. Создан комплекс для аэрофизических исследований течений с энергоподводом и горением, оснащенный современными методами диагностики, позволяющий решать широкий круг научных и практических задач по исследованию физики процессов в высокотемпературных сверхзвуковых потоках.

2. Детально изучена объемная структура водоро до-воздушного пламени, включая внутренние и периферийные области горения. Обнаружена значительная нестационарность процесса выгорания (на стационарных режимах течения), связанная с внешними зонами горения различных масштабов, образующимися в слое смешения топлива с окислителем. Впервые исследована динамика развития периферийных зон горения и показаны особенности их существования при зарождении, развитии и догорании.

3. Экспериментально выяснен и обобщен характер выгорания водорода при различных способах его подачи в высокотемпературный поток воздуха. Сопоставление различных способов инжекции топлива позволило выделить основные типы кривых выгорания, зависящих от интенсивности смешения на начальном участке. Показана взаимосвязь и взаимовлияние смешения, горения и волновой структуры на процесс выгорания водорода в сверхзвуковом потоке воздуха.

4. Исследованы вопросы газодинамического управления процессами воспламенения и горения. Впервые обнаружен, исследован и применен газодинамический эффект «перескока» пламени, реализующийся только в условиях сверхзвуковых течений. Показано, что использование волновой структуры, неразрывно связанной со сверхзвуковыми течениями и оказывающей определяющее влияние на процесс выгорания в начальной части пламени, позволяет эффективно воздействовать на процессы смешения, воспламенения и горения.

5. Предложена схема взаимодействия газодинамической структуры псевдоскачка с пламенем. Волновая структура псевдоскачка имеет сходство со структурой сверхзвуковых нерасчетных струй, но обеспечивает одновременное воздействие кинетического фактора и улучшение смешения топлива с окислителем, что объясняет высокую интенсивность горения в псевдоскачке.

6. Показана возможность организации горения в канале с большим углом расширения при сверхзвуковой скорости, при выборе конфигурации канала, обеспечивающей внутреннюю структуру потока аналогичную нерасчетным струям. Предложенная геометрия, создающая волновую структуру с наличием периодических областей сжатия за скачками уплотнения, позволяет управлять воспламенением и поддерживать эффективное горение в широком диапазоне режимных параметров, в каналах длиной 10−20 калибров от начального сечения и углами расширения до 10°.

7. Исследованы способы управления процессом горения водорода в сверхзвуковом воздушном потоке при кинетическом воздействии, что позволяет в канале с одинаковыми начальными условиями на входе реализовывать различные режимы горения. Показано, что влияние как кинетического, так и высокотемпературного воздействия на процесс горения в сверхзвуковом потоке проявляется похожим образом: уменьшается время задержки воспламенения и зоны реакции смещаются к поверхности пламени. Это влечёт за собой снижение интенсивности перемешивания топлива с окислителем и приводит к увеличению длины пламени. Поэтому для эффективной организации и управления процессом горения необходимо соблюдать баланс между кинетическим (тепловым) воздействием и интенсивностью смешения.

8. Эксперименты по горению водорода, поставленные в диапазоне температур торможения воздушного потока свыше 2000 К, показали, что на процесс горения водорода в сверхзвуковом потоке при высоких температурах начинают оказывать значительное влияние процессы диссоциации и рекомбинации. Это проявляется как в изменении интегральной интенсивности излучения промежуточного радикала ОН*, так и в изменении режимов горения и эффективности теплоподвода в камерах сгорания. Ухудшение процесса горения вследствие диссоциации является одной из основных проблем, требующих решения при скоростях полёта ДА М > 8−10.