RU2728931C1

RU2728931C1 - Способ стендовых совместных испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя

Info

Publication number: RU2728931C1
Application number: RU2019131018A
Authority: RU
Inventors: Владислав Анатольевич Брусков; Михаил Юрьевич Вовк; Владислав Сергеевич Иванов; Дмитрий Владимирович Игонькин; Анатолий Альбертович Илларионов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Игорь Валерьевич Мокрынский; Сергей Николаевич Москвитин; Владимир Васильевич Париевский; Виктор Григорьевич Петриенко; Сергей Михайлович Фролов; Игорь Олегович Шамшин
Priority date: 2019-10-02
Filing date: 2019-10-02
Publication date: 2020-08-07

Abstract

Изобретение относится к способам исследования и совершенствования непрерывно-детонационных камер сгорания для использования их в авиационном двигателестроении. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является выявление зоны совместной работы ДФКС и ТРД с требуемыми параметрами. Заявленный технический эффект достигается тем, что способ стендовых совместных испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя, заключается в снятии выходных характеристик детонационной камеры сгорания и двигателя в целом при изменении параметров на входе в детонационную камеру сгорания, при этом при подаче газового потока с выхода турбореактивного двигателя на вход детонационной форсажной камеры в него добавляют кислород или воздух, в процессе испытаний изменяют температуру керосина, поступающего на вход в детонационную камеру сгорания, осуществляют барботирование керосина инертным газом, изменяют температуру внутренних стенок камеры сгорания, изменяют расход подачи кислорода или воздуха в детонационную камеру сгорания, при этом определяют условие наличия непрерывно-детонационного и продольно-пульсирующего режимов работы детонационной камеры сгорания и фиксируют величину создаваемой дополнительной реактивной тяги турбореактивного двигателя с детонационной камерой сгорания в целом, а по результатам испытаний судят о зоне надежной работы детонационной камеры сгорания в составе турбореактивного двигателя. 12 ил.

Description

Изобретение относится к способам исследования и совершенствования непрерывно-детонационных камер сгорания для использования их в авиационном двигателестроении.

Детонационный режим горения может существенно повысить термодинамическую эффективность перспективных газотурбинных двигателей (ГТД). В детонационной волне (ДВ) достигается максимальная скорость выделения химической энергии, запасенной в горючем, а полное давление в детонационной камере сгорания можно повысить на ~15%-20% по сравнению с обычной камерой сгорания (КС) ГТД. В настоящее время считается наиболее перспективными для дальнейшего совершенствования ГТД использование непрерывно-детонационной камеры сгорания (НДКС). В 2015 г. на Международном семинаре по применению детонации в реактивном движении (International Workshop on Detonation for Propulsion), организованном в Пекинском университете (КНР), представлено несколько докладов о работах по газогенераторам с детонационной камерой сгорания.

Один из них представлен Исследовательской лабораторией базы ВВС США Райт-Паттерсон (Wright-Patterson), в котором опубликованы результаты новой разработки: модифицированного турбовального двигателя Т-63 фирмы Allison с непрерывно-детонационной камерой сгорания. Турбовальный двигатель Т-63 устанавливается на вертолетах Н-58 и Н-6, а его двигатель-аналог 250 Allison - на некоторых типах коммерческих самолетов и на вертолетах Bell 206 и Bell 487.

В испытаниях исследовались три конфигурации НДКС с разными геометрическими размерами. Во всех конфигурациях поток воздуха разделялся на три части: на два охлаждающих потока и поток в КС. Воздух в КС поступал через радиальный зазор, в котором установлены форсунки подачи топлива, так что топливные струи подавались по нормали к потоку воздуха. Охлаждающий воздух подавался по обе стороны от НДКС. Для снижения температуры газа перед турбиной на выходе из НДКС предусмотрено смешение потоков горячих продуктов детонации с потоками охлаждающего воздуха. Результаты испытаний модифицированного двигателя Т-63 в виде записей высокочастотного датчика давления в выходном сечении НДКС при разных режимах работы двигателя представлены на Фиг. 1

Модифицированный турбовальный двигатель ГТД-350 АО «ОДК-Климов» с непрерывно-детонационной камерой сгорания был представлен группой специалистов из Варшавского авиационного института (Польша) и фирмой Astrium. Фотография турбовальный газотурбинного двигателя ГТД-350 представлена на Фиг. 2. Двигатель был разработан для установки в легкий многоцелевой вертолет Ми-2. В начале 70-х годов

была выпущена модифицированная версия двигателя GTD-350W мощностью 313 кВт (419 л.с). Модификация двигателя ГТД-350 состояла в замене штатной камеры сгорания на НДКС. При испытаниях двигателя штатный компрессор и штатная система подачи горючего не использовались: воздух и топливо подавались в НДКС из воздушного ресивера и двух топливных ресиверов. При испытаниях модифицированного двигателя GTD-350W в качестве топлива использовались: водород и авиационный керосин Jet-A (аналог отечественного ТС-1). Система подачи авиационного керосина - вытеснительная (с помощью азота высокого давления). Модифицированный двигатель ГТД-350 с НДКС может работать на подогретом до 170°С авиационном керосине без подачи водорода.

В патенте WO 2012/142485 А2, G06Q 10/00 (2012.01), опубликованном 21.06.2012, предлагается способ организации рабочего процесса в газогенераторе с НДКС. Конструкция такого двигателя содержит: компрессор, установленный на входе в газогенератор с НДКС, на выходе из которой установлена турбина. Горючая смесь поступает в КС через систему каналов, снабженных гидравлическими диодами, предотвращающими возможность обратного течения продуктов горения.

В патенте US 8,082,728 В2, F02K 5/02 (2006.01), F02K 7/00 (2006.01), опубликованном 27.12.2011, предложен ГТД, который содержит вентилятор, установленный на одном валу с турбиной, расположенной на выходе НДКС, образованной внешним корпусом, имеющим форму усеченного конуса, и спиральным каналом, выполненным на поверхности внутреннего тела, также выполненного в виде усеченного конуса.

В патенте US 2014/0245714 A1, F02C 7/22 (2013.01), опубликованном 04.09.2014, предложен ГТД, в корпусе которого расположен газогенератор с НДКС, оснащенной системами подачи топлива и инициирования детонации. На входе в КС установлен компрессор, а на выходе - турбина и сопло.

Способ организации рабочего процесса в НДКС ГТД и устройство для его реализации предложены в заявке на патент WO 2014/178746 A1, F23R 7/00 (2006.01), опубликованной 06.11.2014. Согласно предложенному способу осуществляется непрерывная подача топливных компонентов в кольцевую камеру сгорания, инициирование и распространение детонации в образовавшемся слое детонационно способной смеси, ослабление возмущений давления, бегущих вверх и вниз по потоку от слоя с непрерывным детонационным горением и регулирование температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающим воздухом.

Устройство, в котором реализован предложенный способ, включает кольцевую камеру сгорания в виде кольцевого зазора между внешней и внутренней цилиндрическими поверхностями с осью симметрии, оборудованную каналами подачи топлива и топливными форсунками. Воздух в камеру сгорания поступает из спрямляющего аппарата последней ступени компрессора.

Способ организации рабочего процесса в ГТД с НДКС и устройство для его реализации предложены в патенте US 8,544,280 В2, F02K 7/02, F02C 5/00, опубликованном 01.10.2013. В данном способе подготовка топливной смеси происходит в кольцевой камере смешения в результате аэродинамического взаимодействия струй топлива и окислителя, подаваемого в камеру смешения в направлении, заданном винтовыми каналами центрального тела камеры смешения, а образованная топливная смесь сгорает в детонационной волне, непрерывно циркулирующей в кольцевой камере сгорания с гладкими стенками. Для подачи окислителя в камеру смешения используется компрессор, который установлен на входе в камеру смешения и приводится в движение при помощи турбины, расположенной на выходе из камеры сгорания. Основная проблема практической реализации такого устройства - разработка долговечной турбины, испытывающей значительные нестационарные термомеханические нагрузки вследствие пульсаций давления и температуры в выходном сечении камеры сгорания. Кроме того, конструкция турбины должна быть приспособлена и оптимизирована к работе в условиях неравномерных и нестационарных полей скорости с учетом наличия зон сверхзвукового и дозвукового течения в выходном сечении камеры сгорания.

Во всех перечисленных работах и патентах непрерывно - детонационная камера сгорания используется в качестве детонационного газогенератора турбореактивного двигателя, построенного по традиционной схеме. При детонационном горении температура газового потока в НДКС существенно выше, чем у обычной камере сгорания, что приводит к ограничению времени детонационного горения, вызванное пределами прочности и долговечности существующих конструкционных материалов. Практически более приемлемым является сочетание обычного ТРД и детонационной форсажной камеры сгорания, обеспечивающей увеличение тяги двигателя в течение требуемого небольшого промежутка времени. Экспериментальные исследования эффективности таких двигателей требуют специальных стендов и программы проведения испытаний, результаты которых позволяют не только определить оптимальные характеристики двигателя, но и определить конструкторские мероприятия, направленные на дальнейшее совершенствование двигателя.

Известна детонационная форсажная камера сгорания (ДФКС), представленная в патенте US 8,544,280 В2, F02K 7/02, F02C 5/00, опубликованный 01.10.2013. Детонационная форсажная камера сгорания, представленная в вышеприведенном патенте была доработана для проведения серии огневых испытаний в компоновке с одноконтурным ТРД TJ-100.

При этом опубликованного в открытых источниках способа стендовых испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя, нами не выявлено.

Целями экспериментальных исследований являются:

- определение в ДФКС непрерывно-детонационного и продольно-пульсирующего режимов горения с оценкой повышения давления в камере сгорания.

- измерение степени увеличения тяги турбореактивного двигателя при использовании ДФКС.

- возможность использования в ДФКС в качестве топлива авиационного керосина ТС-1, а в качестве окислителя - воздух.

Техническим результатом, достигаемом при использовании заявленного способа является выявление зоны совместной работы ДФКС и ТРД с требуемыми параметрами.

Заявленный технический эффект достигается тем, что способ стендовых совместных испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя, заключается в снятии выходных характеристик детонационной камеры сгорания и двигателя в целом при изменении параметров на входе в детонационную камеру сгорания, при этом при подаче газового потока с выхода турбореактивного двигателя на вход детонационной форсажной камеры в него добавляют кислород или воздух, в процессе испытаний изменяют температуру керосина, поступающего на вход в детонационную камеру сгорания, осуществляют барботирование керосина инертным газом, изменяют температуру внутренних стенок камеры сгорания, изменяют расход подачи кислорода или воздуха в детонационную камеру сгорания, при этом определяют условие наличия непрерывно-детонационного и продольно-пульсирующего режимов работы детонационной камеры сгорания и фиксируют величину создаваемой дополнительной реактивной тяги турбореактивного двигателя с детонационной камерой сгорания в целом, а по результатам испытаний судят о зоне надежной работы детонационной камеры сгорания в составе турбореактивного двигателя.

Для проведения на стенде огневых испытаний была изготовлена ДФКС, с обеспечением присоединения ее к одноконтурному ТРД TJ-100. Камера сгорания внешним диаметром 200 мм была оборудована двумя коллекторами подачи топлива (авиационный керосин ТС-1) на входе камеры, свечой зажигания, сменным сопловым насадком (диаметр 100, 120 или 140 мм) и измерительными датчиками. Камера сгорания доработана для возможности установки детонационного блока розжига. Элементы камеры сгорания охлаждались водой (расход воды до 10 кг/с).

На Фиг. 3 приведено изображение модели камеры сгорания вид слева, а на Фиг. 4 - вид справа. Камера сгорания вместе с ТРД установлена на тяговом столе. Рабочий процесс в ДФКС (Фиг. 5) регистрировался с помощью 4 датчиков статического давления (Рст) и 4 датчиков пульсаций давления (Рп). Датчики установлены удаленно на трубках (6×1) длиной 800 мм. В огневых испытаниях также регистрировалось давление в основной камере сгорания ТРД (Р₂) и давление за турбиной ТРД, то есть давление на входе в ДФКС (Р4), давление подачи топлива, расход топлива, расход кислорода (кислород подается в ДФКС для восстановления его концентрации в чистом воздухе), расход и температура воды на входе и выходе из камеры сгорания.

Отдельно был проведен запуск ТРД с измерением основных параметров и восемь запусков ТРД с ДФКС с регистрацией особенностей совместной работы и измеренными характеристиками. Это позволило провести сравнительную оценку эффективности ДФКС при ее использовании в ТРД в качестве форсажной камеры сгорания.

Первый совместный запуск процесса произошел при заполнении топливного коллектора керосином. Расход воздуха составлял ~1.4 кг/с, коэффициент избытка воздуха в ОКС α~4.5. При запуске детонационного процесса произошел тепловой подпор основной камеры сгорания (ОКС) ТРД, вызвавший повышение температуры Т4 до 1100 С, что привело к аварийному отключению ТРД системой управления. При этом ТРД работал в помпажном режиме с характерной частотой пульсаций давления около 45-50 Гц. В ДФКС зарегистрирован непрерывно-детонационный рабочий процесс с характерной частотой вращения одной детонационной волны 1.1-1.3 кГц и наложенной частотой 45-50 Гц от ТРД. Среднее статическое давление в ДФКС на таком режиме работы составило ~160 кПа.

Второй запуск процесса произошел при продувке топливного коллектора аргоном в процессе отключения подачи топлива. Расход воздуха составлял ~ё1.4 кг/с, коэффициент избытка воздуха в ОКС α~4. При запуске непрерывно-детонационного процесса произошел тепловой подпор ОКС ТРД, вызвавший значительный рост температуры Т4 (до 1100 С), что привело к аварийному отключению ТРД системой управления. При этом ТРД временно работал в помпажном режиме с характерной частотой пульсаций давления около 45-50 Гц. Помпажные явления были менее выражены по сравнению с первым пуском. В ДФКС зарегистрирован непрерывно-детонационный рабочий процесс с одной детонационной волной с характерной частотой вращения 1.3 кГц и наложенной частотой 45-50 Гц от ТРД. Среднее статическое давление в ДФКС составило ~160 кПа. В целом, данный пуск по параметрам рабочего процесса оказался лучше первого пуска, что, по-видимому, связано с более бедной топливно-воздушной смесью в ДФКС и более тонким распылом топлива. В данном пуске отмечены визуальные изменения свечения выхлопного факела ДФКС при переходе от обычного горения к детонации. Кадры видеосъемки рабочего процесса с обычным горением и детонацией показаны на Фиг. 6.

В третьем совместном пуске использован детонационный блок розжига (ДБР), генерирующий детонационную волну с частотой 1 Гц и перепускающий эту волну в ДФКС. В данном пуске запуск ДБР приводил к квазистационарному рабочему процессу в ДФКС продолжительностью 0.5 с, а затем рабочий процесс срывался. Повторный запуск процесса происходил с частотой ~1 Гц. В одном из таких повторных запусков в ДФКС зарегистрирован режим продольно-пульсирующей детонации с характерной частотой процесса зарождения и пробега детонационной волны вдоль ДФКС ~250 Гц. При этом в ДФКС зарегистрировано значительное повышение среднего статического давления по сравнению с обычным горением.

В четвертом совместном пуске при зажигании топливной смеси в ДФКС с помощью ДБР зарегистрирована сильная вспышка продолжительностью ~10 мс. После вспышки в ДФКС установился непрерывно-детонационный рабочий процесс с частотой около 1.3 кГц продолжительностью ~10 мс, который впоследствии сорвался на обычное горение. Видимо, применение ДБР приводит к улучшению смешения керосина с воздухом благодаря сильной первичной ударной волне. В этом случае кратковременно возникает непрерывно-детонационный рабочий процесс. Однако, поскольку форсунки не обеспечивают требуемую тонкость распыла, процесс не является самоподдерживающим и затухает. Чтобы улучшить смешение жидкого керосина с воздухом в ДФКС создана специальная система барботирования топлива. Барботирование позволяет уменьшить расход топлива при сохранении давления его подачи и тем самым улучшить качество его распыла и смесеобразования в ДФКС.

Для организации барботирования топлива в систему подачи топлива в области топливной распределительной гребенки ДФКС вводится инертный газ - аргон. Газ вводился под избыточным давлением через 16 радиальных отверстий диаметром 1 мм в трубке диаметром 6 мм, находящейся в центре потока топлива и проходящего по трубке диаметром 12 мм. Расстояние от места ввода инертного газа в систему подачи топлива до топливных коллекторов ДФКС составляет 300-500 мм. Подача газа в систему подачи топлива осуществлялась через редуктор и вентиль тонкой настройки расхода.

Результаты «холодной» проливки топлива показали значительное улучшение факела распыла керосина. Кроме барботирования топлива, впервые использована система подогрева керосина в баке ДФКС. В последующих испытаниях керосин нагревался до 100-150°С, а магистрали подачи топлива теплоизолировались.

В пятом совместном пуске запуск процесса произошел через 600 мс после того, как давление подачи топлива в коллекторе вышло на постоянное значение, а именно: через 370 мс после срабатывания ДБР и 150 мс после начала подачи кислорода в ДФКС. При этом срабатывание детонатора сопровождалось вспышкой топливно-воздушной смеси: керосин уже подавался в ДФКС, однако без добавки кислорода рабочий процесс не стабилизировался. Зажигание смеси произошло от штатной свечи зажигания. Расход воздуха при запуске ДФКС составлял 1.48 кг/с при коэффициенте избытка воздуха в ОКС α~4.7. Вследствие относительно длительной подачи керосина в ДФКС и заполнения всего объема камеры топливно-воздушной смесью запуск процесса сопровождался сильной вспышкой и значительным повышением давления в ДФКС (до

кПа и

кПа в течение 3-4 мс,) и Р4 (до P4_frw=60 кПа и P4_bwd=140 кПа,) причем давление P4_bwd превышало давление P4_frw в течение 3 мс.

При запуске детонационного процесса произошел тепловой подпор основной камеры сгорания ТРД, вызвавший увеличение температуры Т4 выше 1100 С, что привело к аварийному отключению ТРД системой управления через 2.2 с после запуска ДФКС. При этом ТРД работал в помпажном режиме с характерной частотой пульсаций давления 55-60 Гц. В ДФКС зарегистрирован непрерывно-детонационный рабочий процесс с характерной частотой 1.0-1.5 кГц. Среднее статическое давление в ДФКС на таком режиме работы составило ~150 кПа. При этом расход воздуха через ТРД упал до 0.6 кг/с с коэффициентом избытка воздуха в ОКС α~0.9 и расходом кислорода около 0.25-0.3 кг/с. ДФКС работала на смеси продуктов сгорания (образованных в ОКС), обогащенной кислородом до массовой концентрации ~25-30%. Тяга комбинированной силовой установки в течение 2 с работы оставалась приблизительно постоянной (на уровне ~70 кг) несмотря на изменение режима работы ТРД.

После отключения ТРД и кратковременного нарушения работы ДФКС в камере сгорания в течение 170 мс поддерживался непрерывно-детонационный рабочий процесс в смеси керосина с воздухом, обогащенным кислородом. Воздух мог поступать в тракт двигателя благодаря авторотации в ТРД. Характерная рабочая частота такого процесса составила около 1 кГц.

Для более «мягкого» зажигания ДФКС были внесены следующие изменения в циклограмму ее запуска:

- команда на включение подачи кислорода установлена с опережением 1,5 с (включение на 1,5 с раньше, чем было в предыдущих испытаниях) с таким расчетом, чтобы подача топлива в камеру сгорания начиналась в окислительную среду с нормальным (восстановленным) уровнем концентрации кислорода; это должно способствовать установлению устойчивого рабочего процесса в ДФКС;

- активная фаза работы ДБР установлена с опережением 0,5 с относительно включения подачи топлива так, чтобы первое срабатывание ДБР происходило при заполнении топливного коллектора и постепенном увеличении расхода топлива, т.е. при обедненном составе ТВС в ДФКС.

Шестой совместный запуск процесса произошел на 1,6 с в момент включения подачи топлива. Зажигание произошло при обедненной смеси в ДФКС. Запуск ДФКС не сопровождался нарушением работы ТРД, отмечено лишь небольшое повышение Р₄ на 2-3 кПа. Расход воздуха при запуске ДФКС составлял 1.48 кг/с при коэффициенте избытка воздуха в ОКС α~4.4.

В течение 0.9 с после запуска в ДФКС наблюдался продольно-пульсирующий детонационный рабочий режим с характерной частотой около 270 Гц (Фиг. 7) Среднее статическое давление в ДФКС на таком режиме работы составило ~130 кПа. Дополнительная тяга создаваемая ДФКС составила около 32 кГс (Фиг. 8), нулевая линия на графике соответствует тяге ТРД равной 30 кГс.

По истечении 0.9 с после запуска непрерывно-детонационный рабочий процесс в ДФКС пропал, и на выходе из ДФКС стабилизировалось внешнее горение.

Седьмой совместный запуск горения произошел от свечи зажигания через 1,33 с после сигнала на начало подачи топлива при обедненной смеси в ДФКС на стадии заполнения топливных коллекторов. При этом последовавшее через 0,13 с срабатывание ДБР привело к возникновению в ДФКС сильных пульсаций давления с частотой около 240-360 Гц на протяжении 100 мс. После этого в течение 1 с в ДФКС стабилизировалось горение. Следующее срабатывание ДБР привело к возникновению в камере сгорания продольно-пульсирующего детонационного рабочего процесса с характерной частотой 250 Гц, который продолжался в течение 2.8 с. с характерной частотой пульсаций давления 250 Гц. Смена режима отчетливо прослеживается на видеозаписи по изменению яркости и формы факела пламени на срезе сопла ДФКС. Продольно-пульсирующий детонационный режим существовал вплоть до отключения подачи кислорода. При этом массовая концентрация кислорода на входе в ДФКС не уменьшалась ниже 26%, т.е. на протяжении всего пуска превышала порог, при котором в предыдущем пуске произошел срыв детонации. Таким образом, учитывая, что продольно-пульсирующий детонационный режим является предельным режимом непрерывно-вращающейся детонации, а в седьмом пуске этот режим проявил нестабильность, можно предполагать, что концентрация кислорода ≥26% близка к предельной для возникновения детонационных режимов горения в данной ДФКС. Среднее статическое давление в ДФКС на детонационном режиме работы составило 120-130 кПа. Запуск ДФКС не сопровождался нарушением работы ТРД. Расход воздуха и коэффициент избытка воздуха в ОКС перед запуском ДФКС соответствовали шестому пуску. Суммарный коэффициент избытка окислителя на протяжении всего рабочего участка оставался близким к 1 несмотря на снижение расхода кислорода, в результате увеличения коэффициента избытка воздуха в ОКС с α=3,7 после запуска детонации до α=4,0 к моменту выключения подачи кислорода дополнительная тяга ДФКС составила около 45 кГс (Фиг. 9).

Восьмой совместный запуск процесса произошел от свечи зажигания через 1,05 с при обедненной смеси в ДФКС. Расход воздуха при запуске ДФКС составлял 1.4 кг/с при коэффициенте избытка воздуха в ОКС α~4.4. После зажигания в течение 0,2 с происходило плавное нарастание амплитуды колебаний давления, сопровождающееся подъемом статического давления в ДФКС, которое передавалось выше по потоку. Повышение Р4 составило более 25 кПа от уровня перед включением ДФКС.

При запуске в ДФКС наблюдался рабочий режим с продольно-пульсирующей детонацией, высокой амплитудой пульсаций давления с характерной частотой около 400 Гц и восстановленной концентрацией кислорода 33-35%. (Фиг. 10, Фиг. 11) Среднее статическое давление в ДФКС на таком режиме работы составило 130-140 кПа. Дополнительная тяга ДФКС составила около 55-60 кГс (Фиг. 12). На этом режиме работы ДФКС также наблюдались кратковременные (10 мс) режимы с непрерывной спиновой детонацией с характерной частотой пульсаций давления 800-1000 Гц. Через 1,2 с расход воздуха через ДФКС уменьшился и возникла продольно-пульсирующая детонация с характерной частотой пульсаций давления около 400 Гц.

В результате использования способа стендовых испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя определено что:

- в ДФКС существуют непрерывно-детонационный и продольно-пульсирующий режимы работы;

- увеличения расхода кислорода влияет на устойчивость непрерывно-детонационного рабочего процесса в ДФКС;

- детонационный блок розжиха способствует возникновению детонационного режима горения, но не может устойчиво поддерживаться вследствие неудовлетворительного смешения керосина с воздухом;

- предварительный подогрев керосина до 100-150°С, барботирование керосина инертным газом (аргоном) в топливном коллекторе ДФКС, увеличение температуры ее внутренних стенок и повышение пропускной способности магистрали подачи кислорода приводят к стабилизации непрерывно-детонационного процесса горения в ДФКС;

- при тяге ТРД на уровне 30 кГс за счет использования ДФКС дополнительно увеличивают реактивную тягу на 40-60 кГс;

Для дальнейшего совершенствования ДФКС целесообразно продолжить ее

исследования с использованием предлагаемого способа для чего скорректировать программу испытаний позволяющую:

- поднять давление подачи топлива без увеличения его расхода путем увеличения степени барботирования. Расчетный расход 0.1 кг/с при 10 атм наддува;

- провести испытания с расходом кислорода 0.35-0.25 кг/с и расходом топлива <0.1 кг/с (АРУД=83%, сопло Д150) для снижения теплового подпора ТРД и улучшения устойчивости работы пары ТРД-ДФКС;

- использовать для подачи в ДФКС добавки промотора самовоспламенения керосина ТС-1, например ИПН;

- изготовить новые топливные коллекторы с поворотом форсунок под углом 45° по потоку воздуха.

Использование способа экспериментальной оценки эффективности непрерывно-детонационной камеры сгорания совместно с турбореактивным двигателем позволило получить важную практическую информацию для проектирования в ОКБ им. А. Люльки перспективных двигателей нового поколения.

Claims

Способ стендовых совместных испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя, заключающийся в снятии выходных характеристик детонационной камеры сгорания и двигателя в целом при изменении параметров на входе в детонационную камеру сгорания, при этом при подаче газового потока с выхода турбореактивного двигателя на вход детонационной форсажной камеры в него добавляют кислород или воздух, в процессе испытаний изменяют температуру керосина, поступающего на вход в детонационную камеру сгорания, осуществляют барботирование керосина инертным газом, изменяют температуру внутренних стенок камеры сгорания, изменяют расход подачи кислорода или воздуха в детонационную камеру сгорания, при этом определяют условие наличия непрерывно-детонационного и продольно-пульсирующего режимов работы детонационной камеры сгорания и фиксируют величину создаваемой дополнительной реактивной тяги турбореактивного двигателя с детонационной камерой сгорания в целом, а по результатам испытаний судят о зоне надежной работы детонационной камеры сгорания в составе турбореактивного двигателя.