Экспериментальное исследование процессов воспламенения и горения в модели ГПВРД в импульсных установках

• Автор: Бай Ханьчэнь
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2003
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 151 с. : ил

ОГЛАВЛЕНИЕ

Перечень основных обозначений

Введение

Глава 1. Обзор литературы по исследованию ГПВРД

Глава 2. Оборудование и методика испытаний

2.1. Модель ГПВРД

2.2. Экспериментальные установки

2.3. Методы исследования

Глава 3. Газодинамика течения в тракте модели без горения

3.1. Распределение давления в канале воздухозаборника

3.2. Интегральные характеристики воздухозаборника
3.3. Распределения давления и течение в канале полного двигателя
Глава 4. Характеристики прямоточного двигателя в режиме сверхзвукового
горения
4.1. Распределения давления в канале двигателя при горении топлива
4.2. Распределения чисел Маха на выходе из камеры сгорания и сопла..
4.3. Тепловые потоки в канале при горении топлива
4.4. Влияние коэффициента избытка топлива
4.5. Весовые испытания полной модели двигателя
4.6.Определение полноты сгорания углеводородных топлив и
термодинамический анализ процесса
4.7. Испытания двигателя на водороде
Заключение
Литература
Иллюстрации

ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
А - площадь;
Сх - коэффициент сопротивления;
/ - коэффициент расхода;
Е) - измеренное сопротивление (или тяга); к - показатель адиабаты;
Мг - момент тангажа;
М - Число Маха;
Т - температура; р - статическое давление;
Ро - полно? давление набегающего потока; д - тепловой поток; д(М)~ расходная функция;
V - коэффициент восстановления давления.
ИНДЕКСЫ N - параметры в горле сопла расходомера; п - параметры после прямого скачка;
р - Пито;
г - параметры торможения;
со - параметры набегающего потока;
гор. - параметры на выходе из горла (давления, Х=367мм) или в горле (теплового потока, Х=321мм); г - параметры при горении;
кс - параметры на выходе камеры сгорания;
с - параметры на выходе сопла;
х - параметры холодного режима (без горения).

Введение
Разработка и исследование гиперзвукового прямоточного воздушно- • реактивного двигателя (ГПВРД) различных типов проводятся уже более 40 лет [1,2]. За это время достигнут большой прогресс в этой области и накоплено большое количество теоретических и экспериментальных данных, которые относятся к различным аспектам работы двигателя и его элементов [3-5]. Сформировались теоретические методы оценки эффективности ГПВРД и летательного аппарата в целом [6-7]. Последние достижения в разработке ГПВРД показали техническую возможность создания и экономическую эффективность его применения для гиперзвукового транспортного самолета, включая транспортные системы с ГПВРД для доставки груза на орбиту [8] . Вместе с этим достигнуто понимание, что разработка и испытание силовой установки гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) является ключевой проблемой при реализации гиперзвуковых полетов [9-10]. Актуальность исследований ГПВРД подтверждают национальные и международные программы, которые реализуются в США [11-12], Европе [13-14], России [15-16], Японии [17-18].
Развитие современной вычислительной техники и методов вычислений позволяет проектировать ГПВРД различной конфигурации и назначения, понять и объяснить многие физикохимические процессы и газодинамические процессы в ГПВРД, определить его эффективность и предсказать влияние двигателя на характеристики летательного аппарата (ЛА) [19,20]. Но сложная трехмерная структура внешнего и внутреннего течения, наличие химических процессов, отрыва и присоединения пограничного слоя на внешних и внутренних поверхностях и т.п. не позволяют определить и достаточно надежно предсказать характеристики двигателя и аппарата. Практически во всех случаях существуют трудности при расчете камеры сгорания даже для двигателя с водородным топливом. Применение углеводородных топлив сильно усложняет задачу ввиду существенно более сложной схемы химических реакций. Это приводит к необходимости использования приближенных методов и моделей. Во всех случаях расчетные методы требуют экспериментальной проверки [21].
водорода с азотом и смеси кислорода с азотом), водородного подогревателя, сопла (конического или профилированного), рабочей части и вакуумной емкости. Установка имеет импульсный, относительно кратковременный режим работы. Рабочий газ с высокой энтальпией создается водородным подогревателем.
Трубы наполняются рабочим газом давлением до 12МПа, а рабочий объем откачивается до давления 0.013—1.ЗЗПа. Количество водорода и кислорода в смесях определяются необходимой температурой рабочего газа. Между трубами и подогревателем установлены дроссели, которые регулируют расход смеси из каждой трубы. Две диафрагмы выполняют функции быстродействующего клапана при запуске трубы. На входе подогревателя расположены свечи зажигания для воспламенения смеси. Между подогревателем и сужающей частью сопла располагается диафрагма, которая открывается при рабочем давлении. После разрыва диафрагмы устанавливается рабочий режим. Подогреватель одновременно выполняет роль форкамеры.
Дроссели необходимы для обеспечения постоянства расхода газа в подогревателе. Таким образом, можно поддержать давление (падение давления не превысит 5%) в подогревателе (форкамере) в течение 50-ЮОмс.
Основные характеристики трубы:
числа Маха 5 и 6;
максимальное давление в форкамере бМПа;
максимальная температура торможения 2000К (при максимальном давлении торможения бМПа);
выходной диаметр сопла 300мм;
объем вакуумной емкости З8м3;
длительность режима при постоянном давлении 50~100мс.
Испытания в трубе САЫЭС были проведены при числе Маха 6. Параметры трубы при числе Маха 6 показаны на рис. 2.12-2.13. Калибровочные испытания трубы показали, что рабочий режим достигается примерно за Юме и остается стабильным в течение около ЮОмс (рис. 2.12). На длине до 300мм от выхода сопла число Маха набегающего потока изменялась не более чем на 5%.
Изменение числа Рейнольдса при испытаниях в трех трубах приведены на рис. 2.14.