Диссертация (Воспламенение и стабилизация горения углеводородного топлива в высокоскоростных воздушных потоках в условиях низкотемпературной газоразрядной плазмы), страница 6

Institute of High Temperature of RAS. Moscow. 10-12 April 2012. PP. 13-16.23a. P.V.Kopyl, V.M.Shibkov, L.V.Shibkova, A.Yu.Baurov, O.S.Surkont. Stabilization ofcombustion of high-speed hydrocarbon-air streams under conditions of the combinedmicrowave discharge // VIII International Workshop Microwave Discharges:Fundamentals and Applications (MD-8). Abstracts. Russia. Zvenigorod. 10-14 September2012. P. 51.24a. I.N.Gusev, A.A.Karachev, P.V.Kopyl, V.M.Shibkov, L.V.Shibkova, O.S.Surkont.Programmable microwave discharge as the way of combustion stabilization of liquidalcohol, injected into transonic air stream // 10th International Workshop on MagnetoPlasma Aerodynamics.

Abstracts. Institute of High Temperature of RAS. Moscow. 2011.P. 53-55.25a. И.Н.Гусев, А.А.Карачев, П.В.Копыл, О.С.Сурконт, В.М.Шибков, Л.В.Шибкова.Стабилизация с помощью программированного СВЧ разряда горения жидкогоспирта, инжектируемого в капельной фазе в трансзвуковой воздушный поток. //XXXVIII Международная (Звенигородская) конференция по физике плазмы и УТС.Тезисы докладов. 14-18 февраля 2011 г. С.

349.26a. И.Н.Гусев, А.А.Карачев, П.В.Копыл, О.С.Сурконт, В.М.Шибков, Л.В.Шибкова.Параметры пламени при горении в высокоскоростном воздушном потоке жидкогоспирта в условиях программированного разряда. // XXXVIII Международная(Звенигородская) конференция по физике плазмы и УТС. Тезисы докладов.

14-18февраля 2011 г. С. 350.27a. А.Ф.Александров, А.П.Ершов, С.А.Каменщиков, П.В.Копыл, О.С.Сурконт,В.А.Черников. Зондовые измерения параметров плазмы в сверхзвуковом потоке. //XXXV Международная (Звенигородская) конференция по физике плазмы и УТС.Тезисы докладов.

11-15 февраля 2008 г. С. Т44.26Глава 1ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫПроводимые в диссертации исследования связаны с разработкойспособов повышения эффективности горения высокоскоростных потоковвоздушно-углеводородноготопливазасчетразработкифизическихпринципов применения плазменных технологий для целей уменьшениявремени воспламенения горючего, увеличения полноты сгорания топлива истабилизации сверхзвукового горения. Сутью этих разработок являетсяиспользованиедляуправленияпроцессомсверхзвуковогогоренияплазменной технологии, основанной на применении комбинированногоразряда.Этопозволяетвводитьввысокоскоростнойвоздушно-углеводородный поток энергию по определенной программе. С однойстороны, осуществляя быстрое в течение нескольких единиц или десятковмикросекунд воспламенение [9], а, с другой стороны, стабилизацию иполноту сгорания углеводородного топлива [10]. При этом режим работыгенератора (длительность и частота следования импульсов, импульснаямощность) определяется обратной связью от датчиков, контролирующихэффективность горения, а необходимая для достижения стабилизациигорения и полноты сгорания топлива стационарная мощность определяется спомощью сигналов от датчиков, контролирующих эффективность горения.Разработка, практическая реализация и внедрение быстрого плазменностимулированного воспламенения сверхзвуковых воздушно-углеводородныхпотоков и оптимизация режима горения топлива позволит существенноуменьшить продольные размеры камеры сгорания прямоточного воздушнореактивного двигателя, снизить вес двигателя, увеличить эффективность егоработы, и, соответственно, увеличить долю массы полезной нагрузки.27В России, Евросоюзе, США и других регионах проводятся поискиновейших технологий, которые позволили бы кардинально улучшитьэффективность работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя.Одной из таких технологий является новая технология, рассматривающаявозможность применения газоразрядной плазмы для быстрого объемноговоспламенения высокоскоростных воздушно-углеводородных потоков, атакже для стабилизации сверхзвукового горения и увеличения полнотысгорания.

Работы, выполненные в данной области за последние пятнадцатьлет,представленынамеждународныхконференциях,посвященныхсверхзвуковой плазменной аэродинамике [13] и других российских изарубежныхконференциях.Вразличныхинститутахпроводятсяинтенсивные экспериментальные и теоретические исследования в рамкахплазменно-стимулированного горения в сверхзвуковом потоке топливнойсмеси [9, 10, 13-113]. Тем не менее, на сегодняшний день недостаточнопроработаны экспериментальные исследования, посвященные изучениюразличных механизмов, связанных с быстрым объемным воспламенением истабилизациейгорениявысокоскоростныхпотоковуглеводородноготоплива.

Продолжается поиск оптимального типа электрического разряда инеобходимого оптимального режима создания плазмы.Состояниеработпосозданиюпассажирскихгиперзвуковыхлетательных аппаратов можно охарактеризовать как наработка базы знаний ипоиски решения отдельных задач. Одной из проблем, которые необходиморешить при создании гиперзвуковой авиации, является обеспечениеэффективного, устойчивого и управляемого по заданной программе горенияуглеводородного топлива в сверхзвуковом воздушном потоке с учетомпеременных характеристик внешней среды, возникающих в процессе полета.В нашей лаборатории предложено использовать для решения этой задачиновуютехнологию,быстрогообъемногорассматривающуювоспламенения28возможность применениявысокоскоростныхдлявоздушно-углеводородныхувеличенияпотоков,полнотыстабилизациисгораниятопливасверхзвуковогогорениянизкотемпературнуюиплазму,создаваемую в условиях комбинированного СВЧ-разряда [11-12].Гиперзвуковойпрямоточныйвоздушно-реактивныйдвигатель(ГПВРД) состоит из входного устройства, в котором поступающий воздухпретерпевает сжатие из-за высокой скорости аппарата; камеры сгорания, гдепроисходит сжигание топлива; сопла, через которое происходит выходвыхлопного газа со скоростью, большей скорости поступающего воздуха, чтои создает тягу двигателя [1-8].

Высокая скорость делает сложным управлениепотоком внутри камеры сгорания. Весь проходящий со сверхзвуковойскоростью через камеру сгорания газ должен с минимальным трениемсмешаться с топливом и иметь достаточно времени для сгорания с цельюпоследующего расширения в сопле и порождения тяги. Это накладываетсильные ограничения на давление и температуру потока и требует, чтобывпрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективны. Рабочиезначения давления лежат в диапазоне 20-200 кПa и при этом под давлениемпонимается динамическое давление 2/2, где ρ – плотность;  – скорость.Давление и температура в двигателе должны быть постоянными для того,чтобыскоростьсгоранияоставаласьпостоянной.Этоявляетсяпроблематичным, так как системы управления воздушным потоком в такомдвигателе невозможны, что означает ограничение высоты и скорости илисоответствующегодинамическогодавления,прикоторыхГПВРДфункционирует.

Таким образом, для соблюдения этого требования такойаппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальнаятраектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянногодинамического давления. Считается [1], что аппараты с ГПВРД могутиспользоваться до высоты 75 км.Порядок впрыска топлива также является сложной проблемой [1-8].Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим29образом: топливо сжимается до 100 атм турбонасосом, нагреваетсяфюзеляжем, проходит через турбину и затем оставшаяся часть давленияиспользуется инжекторами для впрыска топлива со скоростью, большейскорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания.При этом, чем сложнее молекулы топлива, тем длиннее должен бытьдвигатель для завершения сгорания. Минимальное число Маха, при которомГПВРД может работать, ограничено тем, что сжатый поток должен бытьдостаточно горячим для горения топлива и иметь давление, достаточновысокое для завершения реакции до того, как воздушная смесь покинетсопло.

Для устойчивости работы ГПВРД, поток газа должен сохранятьсверхзвуковую скорость на всех участках своего пути в двигателе.Прямоточный воздушно-реактивный двигатель является простейшимбескомпрессорным реактивным двигателем [1-8]. Для предварительногоподъема гиперзвукового летательного аппарата на заданную высоту ипоследующего его разгона используются специальные носители и ракетныеускорители. Для функционирования прямоточного воздушно-реактивногодвигателя в подавляющем большинстве случаев для розжига используетсялегко воспламеняемое топливо (водород, силан и др.), а для стабилизациигорения применяются различного рода застойные зоны.

Воздух, поступая соскоростью полета во входное устройство двигателя, затормаживается, егокинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию, а температураи давление повышаются. Сжатие воздуха в прямоточном воздушнореактивном двигателе осуществляется только за счет использованиякинетической энергии потока, набегающего на двигатель в полете. Поэтомудвигатель не может работать на этапе разгона летательного аппарата, ималоэкономичен при дозвуковых скоростях полета.С увеличением скорости полета растут температура и давление воздухав двигателе, увеличивается расход воздуха, проходящего через двигатель.Это приводит к росту абсолютного значения тяги двигателя и повышает30экономические показатели его эксплуатации. В камере сгорания за счетсжигания топлива температура существенно увеличивается.

Продуктысгорания из камеры поступают в выходное сопло. При прохождении по соплускорость газов растет, а давление падает, при этом происходит процесспреобразования энергии потока газов в кинетическую энергию газовой струи.Скорость истечения газов из сопла двигателя оказывается больше скоростиполета летательного аппарата. При скорости полета М = 5 и Т0 = 273 Kтемпература заторможенного рабочего тела в двигателе достигает 1600 К, апри М = 6 температура порядка 2200К, а с учетом трения и скачковуплотнения в реальном процессе еще выше.

В этом случае дальнейшийнагрев рабочего тела за счет сжигания топлива становится проблематичнымиз-заограничений,накладываемыхтермическойустойчивостьюконструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Поэтому внастоящее время из-за отсутствия высокотемпературных конструкционныхматериалов скорость, соответствующая М = 5, считается предельной длясверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя.К камерам сгорания предъявляются следующие требования [1-8]:устойчивость горения топливно-воздушной смеси во всем диапазоне рабочихрежимов, что определяет надежность работы прямоточного воздушнореактивного двигателя; высокая эффективность сгорания топлива, что влияетна удельных расход топлива и определяет экономичность двигателя,дальность и продолжительность полета; малые потери полного давления,которые при относительно небольших скоростях существенно влияют нарабочие параметры двигателя, что приводит к росту удельного расходатопливаиуменьшениюудельнойтяги;надежноевоспламенение;необходимость высокой теплонапряженности, увеличение которой приводитк уменьшению размеров камеры сгорания.