Регистрация / Вход
Прислать материал

Разработка научных основ и передовых решений системы стабилизации пламени в сверхзвуковом потоке с помощью акустических колебаний

Номер контракта: 14.574.21.0046

Руководитель: Пиралишвили Шота Александрович

Должность руководителя: заведующий кафедрой

Докладчик: Верещагин Иван Михайлович, ассистент

Организация: федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева"
Организация докладчика: федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева"

Аннотация скачать
Постер скачать
Ключевые слова:
прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ракетный двигатель, акустические колебания, стабилизация пламени, сверхзвуковое горение.

Цель проекта:
Основной элемент ПВРД – прямоточная камера сгорания – должна обеспечить высокую полноту сгорания и стабильный процесс горения топливно-воздушной смеси. Высокие скорости потока (М = 2,5…5) при малых поперечных сечениях, необходимых для камер сгорания ПВРД, приводит превышению нормальной скорости горения реагирующей смеси, в результате чего происходит срыв пламени. Целью реализуемого проекта является научно-техническое обоснование и разработка предварительных технических решений улучшения стабилизации процесса горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) с помощью генератора пульсаций.

Основные планируемые результаты проекта:
Решение поставленных задач позволит сделать значительный вклад в развитие методов стабилизации пламени с помощью акустических колебаний, что должно быть подтверждено разработкой физико-математической модели процессов газодинамики и теплообмена в камере сгорания ПВРД или ракетного двигателя. Применение разработанной модели позволит на этапе проектирования внедрить разработанную систему генерации акустических колебаний и сократить время проектирования двигателя и его экспериментальной доводки.При реализации предлагаемых подходов к решению научно-технической задачи ожидается восстановление кадрового потенциала, для чего необходимо тесное взаимодействие с ведущими ВУЗами и конструкторскими бюро авиационного и энергетического направления, ревизия учебных программ, интенсификация работы аспирантуры и курсов повышения квалификации.

Краткая характеристика создаваемой/созданной научной (научно-технической, инновационной) продукции:
В ходе выполнения работы должны быть разработаны научные основы и передовые технические решения, закрепленные патентами РФ, вопроса стабилизации процесса горения в потоке (в т.ч. сверхзвуковом и гиперзвуковом). Конечным продуктом будет являться система генерации пульсаций давления, способная обеспечивать стабильное горение, высокую полноту выгорания топлива в камере сгорания, а также увеличение тяги всего двигателя.
В качестве источника пульсаций используется вихревое горелочное устройство, рабочий процесс которого наличием квазипериодических нестационарных явлений. В подобной системе генерации пульсаций, в отличие от аналогов, не используются подвижные элементы, что увеличивает его надёжность и ресурс. Кроме того, ранее проведённые исследования выявили возможность надёжного управления рабочим процессом всей камеры сгорания, а также её воспламенение непосредственно с помощью горелочного устройства.
Обзор литературных источников показал, что существующие аналоги (российские и мировые) способны создавать пульсации в узком диапазоне частот, а сами представляют собой сложные конструкции. Вихревое горелочное устройство генерирует пульсации в диапазоне от нескольких герц до десятков килогерц, а регулирование возможно с помощью соотношения расходов топлива и воздуха на входе.

Назначение и область применения, эффекты от внедрения результатов проекта:
Результаты научной деятельности будут применены в авиационной отрасли, например для создания двигателей беспилотных летательных аппаратах (БПЛА) или прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Область применения БПЛА достаточно широка - использование их в гражданских целях: геологическая разведка, поиск пропавших в лесистых местностях людей, и в военных: стратегическая разведка и т.д; использование ПВРД обусловлено не только возможностью увеличения скорости полёта, повышенной манёвренностью, но и относительной простотой конструкции, т.к. они имеют не много или совсем лишены подвижных элементов.Кроме того результаты исследований могут быть использован в космической промышленности, в частности при создании маршевых и рулевых ракетных двигателей. Разработанный двигатель с пульсационной камерой сгорания может занять промежуточную позицию между прямоточными воздушнореактивными двигателями
и жидкостными ракетными двигателями.Таким образом, внедрение предлагаемой системы в обеспечит широкий диапазон стабильного горения
топливовоздушной смеси, увеличение удельных тяговых характеристик всего двигателя примерно в 1,5-2
раза, повышение полноты сгорания топлива (η=0,999) и уменьшение массо-габаритных размеров как
прямоточного воздушно-реактивного, так и жидкостного ракетного двигателя.Результатом научной работы также станет теоретический материал, который может быть использован в авиационных ВУЗах в качестве учебного пособия.

Текущие результаты проекта:
Результаты численных исследований показали, что пульсации, возникающие в генераторе, условно можно подразделить на два вида: низкочастотные (f = 1-6 кГц), которые связаны с прецессионным движением вихревого ядра и высокочастотные (f = 12-18 кГц) – связанные с образованием и перемещение вторичных вихревых структур.
Генерируемые колебания оказывают значительное воздействие на реагирующий поток: распространяясь по течению они приводят к образованию мелкомасштабных областей пониженного давления, сопровождающих генерацию зон обратных токов которые обеспечивают стабилизацию процесса горения топлива, а также высокую полноту сгорания в потоке.
Проведённые предварительные экспериментальные исследования показали, что при работе генератора пульсаций воспламенение топливо-воздушной смеси происходит при скорости потока М = 1,5. Горение без срыва пламени продолжается до достижения значения скорости потока М = 2,5.