RU2229618C1 - Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания - Google Patents
Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания Download PDFInfo
- Publication number
- RU2229618C1 RU2229618C1 RU2002126233/06A RU2002126233A RU2229618C1 RU 2229618 C1 RU2229618 C1 RU 2229618C1 RU 2002126233/06 A RU2002126233/06 A RU 2002126233/06A RU 2002126233 A RU2002126233 A RU 2002126233A RU 2229618 C1 RU2229618 C1 RU 2229618C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- combustion
- frequency
- pressure
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Regulation And Control Of Combustion (AREA)
Abstract
Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания заключается в подаче в натурную камеру сгорания компонентов топлива, их сжигании при низком давлении и измерении пульсации давления до и после возникновения высокочастотной неустойчивости процесса горения в камере сгорания. В качестве компонентов топлива используют нетоксичные компоненты, например этиловый спирт и воздух, стехиометрическое соотношение которых приближено к соотношению компонентов топлива в натурных условиях. Перед подачей в камеру сгорания окислитель нагревают до 300-500°С, горючее нагревают до температуры, которая выше, чем температура кипения горючего при давлении, равном давлению в камере сгорания. Изобретение позволит при уменьшении материальных затрат и сокращении сроков отработки определить особенности механизма развития высокочастотных колебаний в камере сгорания и провести выбор, отработку и оптимизацию средств устранения высокочастотных колебаний давления в камере сгорания. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области исследования процессов горения в теплонапряженных топках и может быть использовано на этапе проектирования и отработки камер сгорания и газогенераторов для обеспечения их надежной и безаварийной работы.
Известен способ моделирования для исследования высокочастотной неустойчивости горения, основанный на изучения линейной зависимости процесса горения от колебаний давления и от колебаний скорости (см. Ventrice М.В., Fang I.С., Purdy К.R. Simulation of liquid propellant rocket engine combustion instabilities. AIAA Journal, 1979, 17, №12, 1373-1378). Способ моделирования заключается в замене реального процесса вибрационного горения компонентов топлива на процесс нагревания чувствительного элемента до заданной температуры с введением временной задержки подачи сигнала в систему, моделирующих зону горения, и созданием акустического возбуждения, моделирующего акустические свойства камеры сгорания. Способ позволяет выполнять исследования с линейной обратной связью с применением микрофона в качестве чувствительного элемента для исследования системы с замкнутым контуром при одной резонансной частоте.
К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании этого способа, относится то, что в нем отсутствует один из самых важных процессов, влияющих на устойчивость, - процесс преобразования компонентов топлива в продукты сгорания, в том числе и процесс горения (как указано в описании самого способа - моделируется процесс испарения и ограниченного горения). Кроме того, отсутствует камера сгорания, представляющая собой реальный объем, в котором возникают незатухающие акустические колебания при потере устойчивости и реализуется обратная связь с процессом горения. Таким образом, в известном способе не воспроизводятся и не учитываются важнейшие физические процессы и взаимосвязи между ними, определяющие условия, необходимые для потери устойчивости рабочего процесса по отношению к высокочастотным колебаниям. Следовательно, и полученные выводы носят ограниченный характер.
Наиболее близким способом заявленному изобретению по совокупности признаков является моделирование высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания, в котором путем подачи взрывного импульса в камеру, работающую при низком давлении на азотной кислоте с добавкой 14% NO2 и смеси фурфурилового спирта (46,5%) с анилином, имитируется жесткое возбуждение ВЧ неустойчивости процесса горения в камере. Пульсации давления измерялись высокочастотными датчиками давления (см. Clayton R.M., Rogeto R.S., Sotter J.G. An experimental description of destruktive liquid rocket resonant combastion. "AIAA Journal", 1968, 6, №7, 1252-1259). Указанный способ принят за прототип.
К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известного способа, принятого за прототип, относится то, что в известном способе не обеспечивается возможность изменения в широких пределах характерного времени преобразования компонентов топлива в продукты сгорания, что не позволяет влиять на возбуждение высокочастотных колебаний заданных форм, кроме того, компоненты топлива - токсичные жидкости, что усложняет реализацию известного способа.
Задачей предлагаемого изобретения является моделирование процесса вибрационного горения, которое позволяет при сохранении материальной части (уменьшении материальных затрат) и сокращении сроков отработки определить особенности механизма развития высокочастотных колебаний для данной конструкции камеры сгорания и проводить выбор, отработку и оптимизацию средств устранения высокочастотных колебаний давления в камере сгорания.
Техническим результатом, достигнутым в изобретении, является приближение зоны горения к огневому днищу смесительной головки, соответствующее натурным условиям, сохранение относительного распределения тепломассовыделения на начальном участке сечения камеры сгорания, воспроизведение величин относительных амплитуд пульсаций давления в камере сгорания, равных натурным, возбуждение акустических мод колебания давления, реализующихся в натурных камерах сгорания.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в заявленном способе моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания в натурную камеру сгорания подают компоненты топлива, сжигают их при низком давлении и измеряют пульсации давления до и после возникновения высокочастотной неустойчивости процесса горения в камере сгорания, причем в качестве компонентов топлива используют нетоксичные компоненты, например этиловый спирт и воздух, стехиометрическое соотношение которых приближено к стехиометрическому соотношению компонентов топлива в натурных условиях, при этом перед подачей в камеру сгорания окислитель нагревают до 300-500°С, а горючее нагревают до температуры, которая выше, чем температура кипения горючего при давлении, равном давлению в камере сгорания. В этих условиях осуществляется отработка средств устранения высокочастотных колебаний и выбирается конструкция камеры сгорания с наименьшим уровнем пульсаций давления.
Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1 изображена экспериментально полученная в модельных условиях область устойчивой и неустойчивой работы камеры сгорания относительно первой моды колебаний давления в координатах Т нагрева окислителя и коэффициента избытка окислителя в камере сгорания.
На фиг.2 показано изменение величин относительных амплитуд пульсаций давления, соответствующих первой моде тангенциальных колебаний при переходе из устойчивой области работы в неустойчивую при изменении значений коэффициента избытка окислителя в камере.
Моделирование процесса вибрационного горения проводилось на натурной камере сгорания, работающей на воздухе и этиловом спирте при следующих режимах:
- давление в камере сгорания 6 кг/см2;
- коэффициент избытка окислителя 0,5-1,0;
- температура подогрева воздуха 380-420°С.
При огневом моделировании объектом испытания являлась полноразмерная камера сгорания с натурной смесительной головкой. Исследования проводились в режиме автоколебаний, возникающих в камере сгорания вследствие взаимодействия процессов горения и распространения акустических пульсаций в объеме камеры сгорания. Это позволило достаточно полно осуществить подобие исходных полей концентраций, формируемых смесительной головкой в натурных и модельных условиях и газодинамических процессов течения, тепломассовыделения и в, конечном счете, распространения акустических колебаний в объеме камеры сгорания.
В приведенном примере автоколебания при огневом моделировании создавались путем изменения следующих параметров, влияющих непосредственно на характеристики рабочего процесса:
- температура подогрева воздуха на входе в камеру сгорания;
- коэффициент избытка окислителя в камере сгорания.
В условиях вибрационного горения указанные параметры определяли время преобразования и скорость процессов преобразования исходных компонентов топлива в продукты сгорания. Варьирование указанными параметрами позволило возбудить в модельных условиях автоколебания на требуемых собственных акустических частотах исследуемой камеры сгорания и со значениями относительных величин пульсаций давления, близкими к натурным.
Огневые испытания по моделированию высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания проводились следующим образом.
Перед подачей компонентов топлива в камеру сгорания этиловый спирт и воздух нагревались до необходимых температур. При этом нагрев компонентов осуществляли за счет теплообмена с продуктами сгорания, полученными в результате сжигания этилового спирта в воздухе. Подогретые этиловый спирт и воздух подавали в камеру сгорания и воспламеняли. После воспламенения компонентов топлива в камере сгорания установка выводилась на заданный режим работы. В процессе испытания измерялись стационарные параметры работы установки (давления, расходы компонентов топлива, температуры) и быстропеременные параметры (пульсации давления в камере сгорания и вибрации конструкции). На фиг.1 показаны области устойчивой и неустойчивой работы камеры сгорания относительно первой тангенциальной моды колебаний давления, которые были получены путем изменения параметров, например, температуры подогрева воздуха и коэффициента избытка окислителя в камере сгорания. В процессе одного испытания для заданной температуры воздуха на входе в камеру сгорания изменяли величину коэффициента избытка окислителя камеры сгорания, при этом камера сгорания из области устойчивой работы переводилась в область высокочастотных колебаний, что определялось по резкому изменению амплитуд пульсаций давления в камере сгорания на одной из собственных акустических частот камеры (см. фиг.2). Испытания с другими значениями температуры воздуха позволили определить новые значения коэффициентов избытка окислителя, при которых возникают высокочастотные колебания и построить границу устойчивости для данного варианта камеры сгорания.
Относительные запасы высокочастотной устойчивости различных конструкций камер сгорания определяются по величине изменения положения границ их областей устойчивости относительно друг друга и изменению величины амплитуд пульсаций давления в области неустойчивости.
Claims (1)
- Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания, заключающийся в том, что в натурную камеру сгорания подают компоненты топлива, сжигают их при низком давлении и измеряют пульсации давления до и после возникновения высокочастотной неустойчивости процесса горения в камере сгорания, отличающийся тем, что в качестве компонентов топлива используют нетоксичные компоненты, например этиловый спирт и воздух, стехиометрическое соотношение которых приближено к соотношению компонентов топлива в натурных условиях, при этом перед подачей в камеру сгорания окислитель нагревают до 300-500°С, а горючее нагревают до температуры, которая выше, чем температура кипения горючего при давлении, равном давлению в камере сгорания.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002126233/06A RU2229618C1 (ru) | 2002-10-02 | 2002-10-02 | Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002126233/06A RU2229618C1 (ru) | 2002-10-02 | 2002-10-02 | Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002126233A RU2002126233A (ru) | 2004-04-10 |
| RU2229618C1 true RU2229618C1 (ru) | 2004-05-27 |
Family
ID=32678989
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002126233/06A RU2229618C1 (ru) | 2002-10-02 | 2002-10-02 | Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2229618C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101907043A (zh) * | 2010-07-08 | 2010-12-08 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | 高频燃烧不稳定性全过程模拟试验自动调节系统及方法 |
| CN107676195A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种盖板连接的模块化火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
| CN107676196A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种盖板连接的可堵塞式火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
| CN107676194A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种螺纹连接的模块化火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
-
2002
- 2002-10-02 RU RU2002126233/06A patent/RU2229618C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| CLAYTON R.M. et al. An experimental description of destructive liquid rocket resonant combustion, AIAA Journal, 1968, v. 7, № 7, p. 1252-1259. VENTRICE M.B et al. Simulation of liquid proprllant rocket engine combustion instabilities, AIAA Journal, 1979, v. 17, № 12, p. 1373-1378. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101907043A (zh) * | 2010-07-08 | 2010-12-08 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | 高频燃烧不稳定性全过程模拟试验自动调节系统及方法 |
| CN101907043B (zh) * | 2010-07-08 | 2013-06-05 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | 高频燃烧不稳定性全过程模拟试验自动调节系统及方法 |
| CN107676195A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种盖板连接的模块化火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
| CN107676196A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种盖板连接的可堵塞式火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
| CN107676194A (zh) * | 2017-09-12 | 2018-02-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种螺纹连接的模块化火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
| CN107676196B (zh) * | 2017-09-12 | 2019-07-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种盖板连接的可堵塞式火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
| CN107676194B (zh) * | 2017-09-12 | 2019-07-09 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种螺纹连接的模块化火箭发动机推进剂偏置喷注面板 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Lu et al. | Rotating detonation wave propulsion: experimental challenges, modeling, and engine concepts | |
| Kindracki et al. | Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels–oxygen mixtures | |
| Kindracki et al. | Experimental and numerical study of the rotating detonation engine in hydrogen-air mixtures | |
| Putnam et al. | Survey of organ‐pipe oscillations in combustion systems | |
| Carmicino et al. | Role of injection in hybrid rockets regression rate behaviour | |
| US7162875B2 (en) | Method and system for controlling fuel supply in a combustion turbine engine | |
| Zhou et al. | Experimental study on a rotating detonation combustor with an axial-flow turbine | |
| Wang et al. | Numerical research on kerosene/air rotating detonation engines under different injection total temperatures | |
| Zhou et al. | Experimental research on the propagation process of rotating detonation wave with a gaseous hydrocarbon mixture fuel | |
| Zhou et al. | Investigation on propagation characteristics of rotating detonation wave in a radial-flow turbine engine combustor model | |
| Stout et al. | Demonstrated low loss and low equivalence ratio operation of a rotating detonation engine for power generation | |
| Baratta et al. | Demonstrated low pressure loss inlet and low equivalence ratio operation of a rotating detonation engine (RDE) for power generation | |
| RU2229618C1 (ru) | Способ огневого моделирования высокочастотной неустойчивости горения в камере сгорания | |
| Zhang et al. | Research on H2/Air rotating detonation in the hollow chamber with double injection | |
| Wu et al. | Experimental research on solid fuel pre-combustion rotating detonation engine | |
| Clark | Experimental investigation of pressure oscillations in a side dump ramjet combustor | |
| Oyediran et al. | Review of combustion-acoustics instabilities | |
| Kuo et al. | Review of dynamic burning of solid propellants in gun and rocket propulsion systems | |
| Sohn et al. | Combustion stability boundaries of the subscale rocket chamber with impinging jet injectors | |
| Bluemner et al. | Investigation of longitudinal operating modes in rotating detonation combustors | |
| Boust et al. | Pressure gain and specific impulse measurements in a constant-volume combustor coupled to an exhaust plenum | |
| Mechentel et al. | Hybrid propulsion in-situ resource utilization test facility results for performance characterization | |
| Dinesh et al. | Effect of Protrusion on Combustion Stability of Hybrid Rocket Motor | |
| Lovett et al. | Prediction of combustion dynamics in a staged premixed combustor | |
| Lawhead et al. | Modeling techniques for liquid propellant rocket combustion processes |