CC BY
116
казала хорошую сходимость результатов с данными натурных экспериментов, можно заключить, что для описания сложных течений около ЛА с внутренними полостями целесообразно использовать именно ее, причем в зависимости от потребной точности итоговых аэродинамических характеристик можно применять как базовые параметры модели турбулентности в сочетании с рекомендованными размерами элементов расчетной сетки, так и подбирать соответствующие коэффициенты модели турбулентности для более детального описания течения.
Список литературы
1. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.-Л.: Гостехиздат,
1950.
2. Comparison of Different k-s Models For Indoor Air Flow Computations // Numerical Heat Transfer, Part B, 28:353-369, 1995.
3. Гидро- и аэромеханика: по лекциям проф. Л. Прандтль. Т.2. М.: Гос. технико-теоретическое изд., 1935. 313 с.
V. V. Vetrov, V.A. Dunaev, E.M. Kostyanoy, K.N. Mikheev
FEATURES OF THE DESCRIPTION VISCOUS FLOW IN CHANNEL OF SPENT RAMJET
The results of testing the two-layer k-s turbulence model for the definition of viscous flows in channels are presented. The recommendations for the rational size of computation mesh elements and parameters of the turbulence model are given.
Key words: viscous flow, two-layer k-s turbulence model, test.
Получено 17.10.12
УДК 621.44.454.455
И.С. Лебеденко, канд. техн. наук, доц., (4872)35-05-52 lebeden-
[email protected] (Россия, Тула, ТулГУ),
Ю. И. Лебеденко, канд. техн. наук, доц., (4872)35-05-52
[email protected] (Россия, Тула, ТулГУ),
В.И. Лебеденко, инж., (4872)35-05-52, [email protected]
(Россия, Тула, ТулГУ)
МОДУЛЬ ПАРОЭЖЕКТОРНОГО ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДЕТОНАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Анализируется современное состояние силовых установок летательных аппаратов и предлагается новое решение тягового модуля для пароэжекторных ПуДД, которые в далёкой перспективе могут заменить турбокомпрессорные двигатели .
Ключевые слова: пары горючего, эжектор, турбокомпрессор, генератор горячего газа, прямоточный воздушно - реактивный двигатель, горючая смесь, паро-эжекторный пульсирующий детонационный двигатель.
Энергетические возможности двигателей силовых установок, использующих термодинамический цикл Брайтона, достигнув высокого уровня совершенства для всех родов авиации, к настоящему времени оказались практически исчерпанными. Дальнейший прогресс в увеличении экономичности и габаритно-массовых характеристик авиационных двигателей возможен за счет использования в качестве рабочего процесса процесс газовой детонации в двигателях периодического действия, работающих по циклу V=const. Длительное время не удавалось найти технически приемлемые способы практической реализации этого цикла в воздушно-реактивных двигателях. Только в самое последнее время найдены и экспериментально проверены новые подходы к созданию пульсирующих детонационных двигателей (ПуДД). Они отличаются полным отказом от каких-либо механических клапанов. Пульсирующий процесс в них осуществляется за счет возбуждения высокочастотных (ультразвуковых) автоколебаний в акустическом газодинамическом резонаторе, периодически заполняющемся специально подготовленной экзотермически активной топливо-воздушной смесью, а выделение тепла, усиливающее амплитуду этих колебаний, происходит вследствие детонационного сгорания этой смеси в ударно-волновых структурах, образующихся в резонаторе. За счет такого периодически повторяющегося взрывного сгорания с частотой до 25 кГц степень повышения давления в цикле может достигать 150 ... 200, что дает очень высокую степень последующего расширения продуктов истечения, не осуществимую в газотурбинных двигателях (ГТД). За счет этого обеспечиваются более высокий КПД и лучшие удельные параметры, чем при использовании цикла Брайтона (р = const) [1].
Проанализировав работы, опубликованные на «Королёвских чтениях» 2007 г., и патенты [1, 2, 3, 4, 5, 6] , авторы пришли к выводу, что ПуДД с высокой частотой акустических колебаний могут быть построены с использованием резонаторов в виде цилиндра [5] или шарового сегмента [6].
Для работы ПуДД необходим источник сжатого воздуха, в качестве которого может использоваться турбокомпрессорный агрегат, работающий на более низких давлениях, т. е. упрощенной конструкции. Однако это также сложная механическая машина значительной мощности, одна четвертая часть массы которой представляет собой вращающийся ротор, создающий вибрации, а турбина использует горячий газ, получаемый в цикле Брайтона (p=const). Кроме того, лопатки турбины работают в потоке горячего газа, что ограничивает рабочую температуру газовой турбины. Авторы считают такое решение нецелесообразным и предлагают из множества возможных вариантов следующее решение данной проблемы, показанное на примере тягового модуля с цилиндрическим резонатором (рис. 1).
Экспериментальные работы с макетом эжекторного прямоточного пульсирующего двигателя в 2010 - 11 гг. показали, что электрический нагрев недостаточен и подача горючего под большим давлением охлаждает нагретый электрически теплообменник и из форсунок течёт жидкое неис-парёное горючее, создавая высокий факел пламени. Поэтому правильным
оказалось высказанное на «Королёвских чтениях» в 2007 г. замечание, что аккумуляторы для электроподогревателя придётся возить на грузовике.
Рис. 1. Схема модуля ПЭПуДД: 1 - корпус; 2 - резонатор; 3 - сверхзвуковое сопло паров топлива; 4 - камера подачи горючей смеси; 5 - диффузор эжектора; 6 - камера смешения эжектора; 7 - сверхзвуковое сопло эжектора; 8 - паропровод; 9 - пароперегреватель; 10- трубопровод горючего; 11 - котел - испаритель горючего; 12 - насос горючего; 13 - выходное
сопло тягового модуля; 14 - бак с горючим; 15 - кожух теплообменника; 16 -фильтр горючего; 17 - горючее; 18 - отборник горячего газа; 19 - сброс отработанного газа; 20 - горелка нагревателя; 21-пламя нагревателя; 22 - эжектируемый воздух; 23 - электровоспламенитель
Для дальнейшей отработки необходимо разработать методику и
устройство для пламенного разогрева.
Предлагаемое устройство работает следующим образом. Перед запуском тягового модуля открывают полностью выпускное окно кожуха теплообменника и направляют в него пламя 21 паяльной лампы 20 (рис. 1). Пламя, проникая в камеру теплообменника 15, нагревает камеру смешения 6 и диффузор 5 эжектора, пароперегреватель 9 и испаритель 11. После прогрева парообразующих элементов устройства до температуры 200...500 °С производят медленную подачу горючего насосом 12 по трубопроводу 10.
Затем включают насос 12 и в нагретый котёл-испаритель 11 медленно подают сжатое до двух - десяти бар в холодном состоянии горючее, которое, поступая в испаритель 11, частично испаряется. Затем, поступая в
16
17
пароперегреватель, оно испаряется в большей степени и в виде струи влажного пара горючего вытекает в смесительную камеру 6, где оно смешивается с воздухом и через диффузор 5 поступает в камеру подачи горючей смеси 4. Горючая смесь, вытекая из сопла 3 с небольшой скоростью, воспламеняется воспламенителем 23, и в виде пламени вытекает через выходное сопло модуля 13 в окружающую атмосферу. В резонаторе возникают относительно низкочастотные акустические колебания. По мере прогрева напор горючего увеличивают. Струя горючей смеси, вытекающая из сверхзвукового сопла 3, постепенно приобретает более высокую скорость. Кода скорость струи горючей смеси достигнет сверхзвуковой скорости, а в резонаторе генерируются сверхзвуковые колебания с соответствующими параметрами, создается рабочий режим модуля.
В рабочем режиме поступающее горючее под давлением 10... 50 МПа испаряется в испарителе 11 и перегревается в пароперегревателе 9.По паропроводу 8 перегретый пар поступает в сверхзвуковое сопло эжектора 7, откуда со сверхзвуковой скоростью вытекает в камеру смешения эжектора 6. В диффузоре эжектора 5 горючая смесь топлива тормозится, давление повышается и топливная смесь поступает в камеру смешения тягового модуля 4. Через кольцевое сверхзвуковое сопло топлива 3, представляющее собой критическое сечение между внутренней поверхностью корпуса камеры смешения и наружной поверхностью сопла с дальнейшим переходом в сверхзвуковое сопло внешнего расширения с усеченным центральным телом, сформированная сверхзвуковая струя поступает в полость резонатора 2.
Резонатор 2 предназначен для создания акустических (сверхзвуковых) колебаний. Чем выше частота колебаний, тем выше скорость акустической волны и тем больше мощность излучаемых акустических колебаний. При скорости акустической волны, близкой к скорости ударной (взрывной) волны, происходит детонационное сгорание горючей смеси [9]. Таким образом, резонатор предназначен для создания ударных волн и возбуждения детонационного сгорания топливной смеси.
Характерной особенностью конструкции является сопло внешнего расширения, режим работы которого не зависит от давления окружающей среды за счет сообщения с ней через окна «А» в корпусе 1. Разогнанная до скорости М > 2 горючая рабочая смесь попадает во внутреннюю полость резонатора 2, в которой возбуждаются акустические колебания высокой частоты с образованием ударных волн (эффект Гартмана). При столкновении акустических ударных волн с замкнутым торцом резонатора образуются отраженные ударные волны. При этом происходит резкое повышение температуры и давления (эффект Шпрингера), которые в свою очередь генерируют детонационное сгорание горючей смеси, что приводит к образованию детонационной волны, которая, отражаясь от донной части резонатора 2, устремляется к выходу, перекрывая путь поступающей рабочей смеси, образуя газовый затвор, прекращающий поступление горючей смеси в резонатор 2. В дальнейшем продукты детонации, истекая через выходное сопло и окна «А» корпуса 1, расширяются, что приводит к умень-
шению и выравниванию давлений на выходе из сверхзвукового сопла 3 и сверхзвуковой поток устремляется в полость резонатора 2, а детонационная волна устремляется по выходному соплу 13, создает за собой пониженное давление. Затем цикл повторяется. Частота пульсаций давления в резонаторе 2 зависит от глубины резонатора Ь и определяется также скоростью распространения в нем акустических волн. При этом должно быть выполнено условие Ь>Э, где Ь - глубина резонатора, Э - внутренний диаметр резонатора [5].
К сожалению, частота колебаний акустического резонатора зависит от его геометрических размеров, и увеличение их ведет к снижению частоты акустических колебаний, а низкие частоты не могут вызвать детонационного сгорания горючего. По указанной причине невозможно создать один мощный ПЭПуДД, необходимый для нужд современной авиации. Поэтому для получения необходимых мощностей требуется разработка блоков тяговых модулей из 4 - 8 и более тяговых модулей, которые будут использоваться как газовые генераторы, создающие стартовую тягу прямоточных воздушно-реактивных двигателей, как в комбинации жидкостного реактивного двигателя (ЖРД) с ПВРД [5], где пароэжекторный газогенератор выполняет функцию ЖРД.
Ввиду того, что прямоточный двигатель начинает работать со старта, когда скорость встречного потока равна нулю, а затем становится дозвуковой, а затем и сверхзвуковой, входные устройства должны иметь приспосабливающуюся к условиям движения геометрию. Таким образом, ПВРД должен по мере разгона превращаться из дозвукового в трансзвуковой, а затем в сверхзвуковой, то есть иметь регулируемые воздухозаборники.
Эжектор, использующий пар высокого давления до 50 МПа, из-за высокого перепада давлений и температур вносит огромные потери в процессе работы, не позволяющей получить истечение из сверхзвукового сопла скорость, превышающую 2 М. По этой причине в дальнейшем возможно компромиссное рассмотрение комбинированной схемы со стартовым турбокомпрессором, обеспечивающим небольшее повышение давления на входе в эжектор.
В настоящее время авторы работают над созданием экспериментальной установки для подтверждения изложенных выводов.
Таким образом, новизна предлагаемого решения заключается в разработке тягового модуля ПЭПУДД, которые в далекой перспективе могут заменить турбокомпрессорные двигатели, господствующие в современной авиации, на пароэжекторные ПуДД, не имеющие подвижных механических частей, передающих большие мощности, доходящие до десятков тысяч киловатт, от турбины к компрессору.
Список литературы
1. Нечаев Ю.Н., Тарасов А.И.. Перспективы применения в авиации пульсирующих детонационных двигателей// Фундаментальные проблемы
аэротермодинамики силовых установок летательных аппаратов: материалы всероссийской научно-технической конференции. М.: ЦАГИ, 1999. С.201... 202.
2. Мохов А.А., Луковников А.В. Математическое моделирование расчета параметров силовых установок с пульсирующими детонационными двигателями в системе «летательный аппарат - силовая установка» // Актуальные проблемы российской космонавтики: труды ХХХ1 Академических чтений по космонавтике. М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007. С.377-378.
3. Нечаев Ю.Н., Чень-Синь Параметрические исследования детонационных волн сгорания в тяговых модулях пульсирующих детонационных двигателей // Актуальные проблемы российской космонавтики: труды ХХХ1 Академических чтений по космонавтике. М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007. С.378-379.
4. Мохов А.А., Ларионов С.Ю. Анализ воздушных продувок тяговых модулей высокочастотных пульсирующих детонационных двигателей // Актуальные проблемы российской космонавтики: труды ХХХ1 Академических чтений по космонавтике. М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007. С.379-380.
5. Присняков В.Ф. Двигатели летательных аппаратов. Введение в специальность. Киев. Вища школа. 1986. 144 с.
6. Камера пульсирующего двигателя детонационного горения: пат. Рос. Федерация № 2084675; заяв. 94031235/06 от 25.08.94; опубл. 25.08.97.
7. Способ получения тяги и устройство для его осуществления: пат. Рос. Федерация № 2179254; заяв. 2000103513/06 от 15.02.2000; опубл. 10.02.2002.
8. Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации: пат. Рос. Федерация № 2264554; заяв. 2003121702/06 от 14.07.2003; опубл. 20.11.2005. Бюл. №32.
9. Способ работы воздушно-реактивного двигателя с тяговыми модулями пульсирующего детонационного сгорания и устройство для его реализации: пат. Рос. Федерация № 2375601; заяв. № 20081001157/06(000176) от 2.07.2009; опубл. 10.12.2009. Бюл. №34.
10. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика: 2 ч. Ч.1: учеб. руководство для втузов. 5-е изд. перераб. и доп. М.: Наука, 1991. 600 с.
I.S. Lebedenko, Yu.I. Lebedenko, V.I. Lebedenko
MODULE OF STEAM-EJECTING PULSATING AIR-JET DETONATION ENGINE.
The authors analyzes the present state of power units for aircraft, and proposes a new solution power module for steam-ejecting pulsating air-jet detonation engines, which in the future can replace turbo-jet engines by steam-ejecting gas generators.
Key words: steam of fuel, injector, a turbo generator, hot gas, ramjet, combustible mixture, steam-ejecting pulsing detonation jet engine.
Получено 17.10.12
