Стабилизация горения на струях нагретого газообразного горючего в камерах сгорания ПВРД

• Автор: Митрохов, Николай Вячеславович
• Шифр специальности: 05.07.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2012
• Место защиты: [Москва]
• Количество страниц: 153 с. : ил.

Содержание
Введение

Обзор литературы

Глава 1 Разработка методики расчета коаксиального теплообменника для наземных испытаний камер сгорания ПВРД

1.1 Общие сведения о теплообмене

1.2 Особенности теплообмена и гидродинамики при течении теплоносителя в канале

1.3 Общий вид критериальных уравнений для конвективного теплообмена в каналах

1.4 Описание методики расчета теплообменного процесса

1.5 Описание программы для расчета коаксиальных теплообменников

1.6 Расчет теплового потока в элементе

1.7 Описание конструкции теплообменника

1.8 Описание проведенных экспериментов
1.9 Сравнение результатов экспериментов и расчетов
1.10 Применение коаксиальных теплообменников для испытания камер сгорания ПВРД
Глава 2 Физические механизмы стабилизация горения на плоских струях
2.1 Взаимодействие поперечных струй со сносящим дозвуковым потоком
2.2 Начальный участок плоской турбулентной струи в поперечном потоке
2.3 Влияние начальной температуры на горение в потоке однородной смеси
2.4 Стабилизация пламени в потоке системами струй
2.5 Моделирование горения углеводородного топлива в

сверхзвуковых потоках в каналах сложной формы
2.6 Стабилизация пламени на струях двухфазной горючей смеси
2.7 Интенсификация горения смесей в потоке
Глава 3 Экспериментальное исследование стабилизации горения на плоских струях
3.1 Описание теплообменника
3.2 Описание подогревателя
3.3 Описание модельной камеры сгорания
3.4 Методика экспериментального исследования глубины проникновения испаренного керосина в основной поток
3.5 Результаты экспериментального исследования глубины проникновения испаренного керосина в основной поток
3.6 Подтверждение адекватности численного расчета течения внутри камеры сгорания
3.7 Определение параметров модельной камеры сгорания
3.8 Выбор размеров топливоподающей щели
3.9 Проведение экспериментов
3.10 Результаты проведенных экспериментов
Заключение
Список использованной литературы

Введение
Основной тенденцией развития авиационной и ракетной техники является наращивание скорости полета летательных аппаратов. В соответствии с этим идет процесс исследований и разработок силовых установок - двигателей.
Для атмосферных летательных аппаратов наилучшими удельными характеристиками, в диапазоне чисел Маха полета от 5—6 до 15-18, обладает гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель - ГГТВРД [78].
Подход к выбору топлива и схеме организации рабочего процесса в ГПВРД зависит от принимаемой концепции гиперзвукового летательного аппарата. Принципиальные различия возникают в зависимости от требований к условиям старта летательного аппарата. Так, для летательных аппаратов ограниченного стартового веса, характерными габаритными размерами до 100 и более метров, к которым относятся многоразовые воздушно-космические самолеты, наиболее перспективными являются высокоэффективные криогенные топлива, такие как водород.
Применение ГПВРД в ракетных системах обусловлено жесткими ограничениями объема, в котором должны быть размещены все агрегаты ЛА с двигательной установкой. Размеры ЛА и ДУ в таких системах определяются габаритами стартовых контейнеров, что приводит к необходимости организации рабочего процесса ГПВРД с габаритами, соответствующими объему, который на старте занимал двигатель другого типа (РДТТ или ЖРД). Поэтому в ГПВРД, предназначенных для летательных аппаратов ограниченного объема (ЛАОО), используются, в основном, жидкие углеводородные топлива или борводородные топлива, имеющие существенно более высокую объемную теплотворную способность.
Так ракета с ГПВРД, работающем на керосине, имеет дальность полета почти в три раза большую, чем на водороде, а для топлива повышенной плотности, типа «шеллдайн» - почти в четыре раза.

с - — 5 +
' S 2
Раскрывая скобки в уравнении (1.15), получаем:

с,- с'
а2 F2

Ч /1 И /2
1 + с2 + с3
(1.16)
1/1 77 Z7 1 /2 (1.17)
а, Z7, а2 F2 u y
Р+''6 + 8 _ . J. _Q .J
а, F, а2- F2' л ' <118>
Введем еще две замены:

(1Л9>
(1.20)
Теперь можно записать уравнение (1.18) в виде:
() + С2-() + С3-() = С-Т/-С-Т/2 . (1.21)
Вынесем в уравнении (1.21) О за скобки:
0.(1 + С2+Сз) = С,.7>1-С1-7>2. (1.22)
Из уравнения (1.22) найдем тепловой поток:
(1.23)
Так как тепловой поток известен, находим температуры поверхностей трубки из уравнений (1.12) и (1.13). В силу того, что теплопроводность трубки является функцией температуры, найденный тепловой поток считается первым приближением. Теплопроводность трубки в первом приближении рассчитывается для температуры 700К.