Разработка малоразмерной ракетной камеры для генерации аэрозоля

• Автор: Епищенко, Сергей Владимирович
• Шифр специальности: 05.07.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2010
• Место защиты: Самара
• Количество страниц: 116 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ И УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
ВВЕДЕНИЕ
1 Состояние вопроса. Цели и задачи работы
1.1 Применение ракетных двигателей в технологических процессах
1.2 Физико-химические, экологические и экономические аспекты применения мелкодисперсного аэрозоля в целях пожаротушения
1.3 Методы получения мелкодисперсного огнетушащего аэрозоля
1.4 Цели и задачи исследования
2. Исследование рабочего процесса ракетной камеры для получения огнетушащего аэрозоля
2.1 Устройство для пожаротушения па базе ракетной камеры
2.2 Принцип формирования огнетушащего аэрозоля посредством ракетной камеры
2.3 Режимы распыливания
2.4 Модель движения монодисперсного газожидкостного потока в трансзвуковой части ракетной камеры
2.5 Оценка влияния испарения диспергированной жидкости на теплофизические параметры продуктов сгорания
2.6 Расчёт процессов формирования огнетушащего аэрозоля ракетной камерой
2.7 Расчёт нераспавшейся части струи
2.8 Вывод по главе
3. Проектирование генератора сверхзвуковых струй на базе ракетного двигателя малой тяги в качестве устройства пожаротушения и стенд для его экспериментального исследования
3.1 Выбор параметров ракетного генератора аэрозоля
3.1.1 Выбор компонентов топлива и его состава

3.1.2 Определение давления подачи и номинального значения давления в камере сгорания
3.1.3 Выбор схемы подачи компонентов топлива
3.1.4 Разработка формы профиля камеры сгорания
3.1.5 Расчет расходных диафрагм
3.1.6 Система воспламенения компонентов топлива
3.1.7 Конструкция ракетного генератора аэрозоля
3.1.8 Рекомендации по проектированию ракетного генератора аэрозоля
3.2 Стенд для экспериментального исследования устройства мелкодисперсного аэрозоля
3.2.1 Устройство контроля дисперсной фазы
3.2.2 Основные системы стенда для проведения экспериментальных
исследований
3.3 Выводы по главе
4. Экспериментальные исследования ракетного генератора
аэрозоля
4.1 Методика проведения эксперимента
4.1.1 Методика стендовых испытаний при определении дисперсности и скорости генерируемого аэрозоля
4.1.2 Оценка огнетушащей способности генератора огнетушащего аэрозоля
4.2 Выводы по главе
ВЫВОДЫ
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ
ПРИЛОЖЕНИЯ

ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ И УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
Сокращения
БЭ - блок электроники;
ВРД - воздушно-реактивный двигатель;
ГСС - генератор сверхзвуковых струй;
ГТД - газотурбинный двигатель;
ДД - датчик давления;
ДУ - датчик усилия;
ИП - источник питания;
КС - камера сгорания;
РГА - ракетный генератор аэрозоля;
РД - ракетный двигатель;
РДМТ - ракетный двигатель малой тяги;
СПВ - система подачи воздуха;
СПП - система подачи пропана;
СПТ - система подачи топлива;
СПЖ - система подачи жидкости;
СХП - система хранения и подачи;
ТРД - турбореактивный двигатель;
ПГС - пневмогидравлическая схема;
ПК - персональный компьютер;
1Ш - первичный преобразователь;
УК - устройство контроля дисперсной фазы;
ХГКПЭ - химический генератор концентрированных потоков энергии.

Плотность газовой среды.
Если плотность (давление) воздуха превышает атмосферную всего лишь в 2 - 3 раза, то её увеличение приводит к уменьшению размеров капель.
Вязкость газовой среды.
С увеличением вязкости газовой среды происходит некоторое уменьшение размеров капель. Увеличение вязкости газовой среды приводит к отрыву от поверхности струи жидкости гребней мелких волн, то есть происходит образование более мелких капель.
Физические свойства жидкости.
Основные физические константы жидкости (коэффициент поверхностного натяжения и вязкость) оказывают влияние на размеры капель. С увеличением вязкости жидкости возрастает медианный диаметр капель. Диаметр капель также увеличивается, если растёт величина коэффициента поверхностного натяжения.
При выяснении влияния отношения расходов продуктов сгорания и жидкости, а также скорости потока продуктов сгорания на дисперсность капель, можно использовать эмпирическую зависимость /42, 67, 93/:
А =0,77, В = 0,011 постоянные для характерного профиля камеры сгорания и сопла ракетного двигателя. /83
т=2 — коэффициент, зависящий от конструкции камеры сгорания и соплового аппарата;
Результаты расчётов приведены на рисунке 2.8. Как видно из рисунка
2.6 область, с диаметром капель менее 0,5 мм соответствует скоростям, превышающим 40 м/с. Данные расчёты подтверждают выводы из рисунка 2.6, что при скорости продуктов сгорания более 34 м/с происходит наиболее
(2.13)