Что в архиве: Оформление квалификационной работы:

Расчетно-пояснительная записка на _168_ листах формата А4.

Перечень графического (иллюстративного) материала (чертежи, плакаты, слайды и т.п.)
___Чертежи А0 – 2 шт, чертежи А1 – 2 шт., чертеж А2 – 1 шт.; плакаты А0 – 1 шт., плакат А1 – 2 шт.; слайды – до 25 шт._______________________________________________________
РЕФЕРАТ
В работе содержится 172 страницы, 76 рисунков, 22 таблицы, 28 литературных источников.
Ключевые слова: ГАЗОТУРБИННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, ВЫСОТНЫЙ ЗАПУСК, СИСТЕМЫ ЗАЖИГАНИЯ, МОДЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ПОДЖИГА, НИЗКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ПЛАЗМА, СВЧ ИЗЛУЧЕНИЕ, ПОДКРИТИЧЕСКИЙ СВЕРХВЫСОКОЧАСТОТНЫЙ РАЗРЯД
Объектом исследования в данной работе является модельное устройство поджига на основе подкритического сверхвысокочастотного разряда.
Цель работы – усовершенствование конструкции и расчетно-экспериментальное исследование характеристик модельного устройства поджига на основе подкритического сверхвысокочастотного разряда.


СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ. 13
1 АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР. 15
1.1 Проблема высотного запуска АД.. 15
1.2 Традиционные методики розжига КС АД.. 16
1.3 Технология ПАС как альтернативная методика розжига КС АД.. 21
1.4 Влияние низкотемпературной плазмы на процесс горения. 22
1.5 Выбор метода реализации технологии ПАС в потоке ТВС.. 26
1.6 Особенности формирования микроволновых разрядов в воздухе в пучке квазиоптического электромагнитного СВЧ излучения. 34
1.7 Практические схемы организации микроволновых разрядов в квазиоптическом пучке СВЧ излучения для реализации технологии ПАС.. 37
1.8 Схемы реализации ПАС топлива в модельном канале. 41
2 ПРОЕКТИРОВАНИЕ МУП.. 43
2.1 Конструкция МУП.. 43
2.2 Газодинамический канал. 45
2.2 Электромагнитная излучающая система. 50
2.3 Топливная система. 55
1.1 Принципиальная схема топливной системы.. 55
1.2 Подбор стандартного оборудования. 56
1.3 Разработка дополнительных элементов топливной системы.. 58
2.4 Экспериментальный стенд У-389. 62
2.4.1 Описание конструкции стенда. 62
2.4.2 Система диагностики стенда У-389. 68
2.4.3 Измерение массового расхода воздуха. 69
2.4.4 Измерение полной температуры потока. 70
2.4.5 Измерение давлений и скоростей. 72
2.4.6 Метрологическое обеспечение измерений. 75
3 ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МУП.. 78
3.1 Расчет характеристик газодинамического канала стенда У-389. 79
3.1.1 Постановка задачи. 79
3.1.2 Результаты расчета. 82
3.2 Расчет характеристик газодинамического канала МУП.. 88
3.2.1 Постановка задачи. 88
3.2.2 Постобработка результатов. 101
3.2.2 Результаты для дозвукового режима. 102
3.2.3 Результаты для сверхзвукового режима. 111
3.3 Электродинамический расчет. 115
3.3.1 Постановка задачи. 115
3.3.2 Результаты расчета. 125
4 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МУП.. 134
4.1 План испытаний МУП.. 134
4.2 Отладочные испытания МУП.. 136
4.2.1 Описание эксперимента. 136
4.2.2 Результаты испытаний. 141
4.2.3 Анализ результатов испытаний. 143
ЗАКЛЮЧЕНИЕ. 146
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ. 151
ПРИЛОЖЕНИЕ А.. 154
Техническое задание на модернизацию стенда У-389 (ЦИАМ им. П.И. Баранова) 154
1 Общие требования. 154
2 Система диагностики стенда. 154
3 Топливная система МУП.. 155
4 Оборудование для анализа атмосферы выхлопных газов. 155
ПРИЛОЖЕНИЕ Б (Чертежи) 158
ПРИЛОЖЕНИЕ В.. 159
Протоколы отладочных испытаний ЭМ излучающей системы МУП.. 159
Протокол электротехнических испытаний катодной цепи блока питания СВЧ генератора. 166

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
В настоящей работе применяются следующие сокращения, обозначения и индексы:
Сокращения
АД – авиационный двигатель
ГПВРД – гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
ГТД – газотурбинный двигатель
КС – камера сгорания
ЛА – летательный аппарат
ПВРД – прямоточный воздушно-реактивный двигатель
СВЧ – сверхвысокочастотный
ТВС – топливно-воздушная смесь
ТРД – турбореактивный двигатель (с форсажной камерой)
ТРДД – турбореактивный двухконтурный двигатель (с форсажной камерой)
ЭМ – электромагнитный
Обозначения
p – давление, Па
Т – температура, К
G – расход, кг/с
M – число Маха
S – площадь, м²
x, y, z – декартовы координаты
s = p*/p*_¥ – коэффициент восстановления полного давления
Индексы
¥ – параметры потока, набегающего на ЛА
* – параметры торможения
зп – параметры в области затопленного пространства
атм – атмосферные параметры
вх – параметры потока в сечении входа
вых – параметры потока на выходе
кр, crit – критические параметры
x, y, z – проекции на оси связанной системы координат

ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время достаточно остро стоит проблема высотного запуска ТРДД, ПВРД на большой скорости, при этом полетные условия сильно осложняются в связи со следующими факторами [19]:

• ухудшением смешивания топлива с воздухом;
• снижением расхода воздуха через газовоздушный тракт АД;
• уменьшением количества кислорода в ТВС;
• увеличением задержки воспламенения;
• замедлением химических реакции окисления (горения);
• снижением степени сжатия компрессора ГТД;
• ухудшением распыления охлажденного вязкого топлива форсунками;
• снижением емкости аккумуляторных батарей;
• обеднением ТВС;
• повышением вероятности срыва пламени скоростным газовым потоком.

Указанная совокупность негативных факторов приводит к снижению полноты сгорания топлива, увеличению энергозатрат на воспламенение и поддержание горения ТВС и закономерному снижению экономичности АД. Также при неполном сгорании топлива в выхлопном потоке АД повышается концентрация недоокисленных продуктов горения ТВС, загрязняющих окружающую среду.
В современных авиационных двигателях проблема высотного запуска на большой скорости, как правило, решается следующими способами [21]:

• кислородная подпитка: в пусковые воспламенители КС одновременно с ТВС подается кислород из баллонов, находящихся на борту ЛА;
• поджиг ТВС в искусственно созданных областях малых скоростей: полостях, за обратной ступенью или завихрителем;
• увеличение энергии поджига на ~40..50% относительно стандартных значений ( = 4..8 Дж; = 2..20 Гц; = 10..200 мс).

Перечисленные методы имеют очевидные недостатки в виде необходимости наличия кислородной системы как на борту ЛА, так и на аэродроме для осуществления предполетной заправки, а также необходимости дополнительного усложнения конструкции газодинамического канала авиадвигателя.
Перспективным решением проблемы высотного запуска авиационных ТРДД на высокой скорости считается использование плазменных систем зажигания в рамках технологии плазменно-ассистированного сгорания (ПАС). Так, основная и форсажная КС двигателя АЛ-41Ф1 (Изделие 117) для СУ-57 оснащены топливными форсунками (топливными плазмотронами) с возможностью реализации дугового разряда для бескислородного розжига. Помимо этого ряд обсуждаемых в [19] исследований по плазменной аэродинамике дает основание полагать, что благодаря химическим, термическим и газодинамическим эффектам, обусловленным влиянием неравновесной низкотемпературной плазмы, использование технологии ПАС в авиационных двигателях типа ТРДД может

• стимулировать воспламенение ТВС,
• улучшить смешивание топлива с окислителем,
• стабилизировать процесс горения в широком диапазоне рабочих давлений и концентраций топлива.

Группой авторов [10, 11, 14, 15, 16, 18] показана принципиальная возможность использования подкритического (при ) или глубоко подкритического (при ) микроволнового разряда для реализации ПАС, а также реализован ряд соответствующих опытных конструкций [23, 24].
В данной работе описывается усовершенствованная конструкция и принцип работы модельного устройства поджига (МУП) на основе подкритического СВЧ разряда, приводятся сведения о конструкции экспериментального стенда, разрабатываемого в ЦИАМ им. П.И. Баранова, для газодинамических и огневых испытаний МУП. Помимо этого представляются результаты расчетного исследования газодинамических и электродинамических характеристик МУП, а также результаты этапа отладочных испытаний МУП.

1 АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР

В рамках аналитической части ВКР магистра автором

• проведено рассмотрение современного состояния проблемы высотного запуска АД, традиционных и альтернативных методик розжига КС АД;
• на основании анализа научно-технической литературы обоснован выбор типа и схемы реализации СВЧ разряда для использования в модельном устройстве поджига.

1.1 Проблема высотного запуска АД

В ходе полетов ЛА возможны случаи самопроизвольного или преднамеренного выключения АД, сопровождающиеся прекращением горения топлива в КС. Перезапуск двигателя возможен как практически сразу после его выключения (встречный режим запуска), так и спустя некоторое время, за которое ротор АД успевает выйти на устойчивый режим авторотации, т.е. раскручивается только лишь набегающим потоком газа [8].
Для высотного запуска АД необходимо обеспечить надежное воспламенение и устойчивое горение ТВС в КС в неблагоприятных условиях, зависящих от высоты и скорости полета ЛА. Стратегический интерес представляют скоростные полеты с М ≥ 1,5..2 на высотах более 8..10 км. В данном случае полетные условия характеризуются понижением давления и температуры, а также повышением скорости потока ТВС в КС, вследствие этого процессы в КС осложняются в связи с рядом факторов [19, 20]: