Федеральное агентство по образованию

САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

-------------------------------------------------------------А.Л. Куранов, А.В. Корабельников, А.М. Михайлов

ПРИНЦИПЫ УПРАВЛЕНИЯ

И МОДЕЛИРОВАНИЯ ТЕПЛОВОЙ

ЗАЩИТЫ ГИПЕРЗВУКОВОГО

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Учебное пособие Санкт-Петербург Издательство Политехнического университета 2014

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение………………………………………………………… 4 Глава 1. Анализ состояния разработок по ГЛА на углеводородном топливе……………………………………...… 1.1. Зарубежные программы………………..………….…… 1.2. Схемы теплозащиты и организации сверхзвукового горения в КС ГПВРД………………………………………… Контрольные вопросы к главе 1…………………………….. Глава 2. Активная тепловая защита и термохимическое преобразование углеводородного топлива………………... 2.1. Химическая регенерация тепла как основа АТЗ………. 2.2. Паровая конверсия углеводородов как основной процесс ХРТ………………………………………………….. 2.3. Теплосъем с поверхности катализатора……………….. Контрольные вопросы к главе 2…………………………….. Глава 3. Бортовые катализаторы конверсии углеводородов…. 3.1. Технология планарных катализаторов…………………. 3.2. Технология каркасных катализаторов…………………. Контрольные вопросы к главе 3…………………………….. Глава 4. Математическое моделирование ТХР………………... 4.1. Расчет ТХР на основе приближения узкого канала…… 4.2. Расчет ТХР с использованием одномерных уравнений тепломассопереноса………………………………………….. Контрольные вопросы к главе 4…………………………….. Глава 5. Исследовательский стенд для тепловых испытаний ТХР……………………………………………………………….. 5.1. Описание стенда…………………………………………. 5.2. Используемые измерительные приборы……………….. 5.3. Разработка системы управления и регистрации параметров стенда……………………………………………. Контрольные вопросы к главе 5…………………………….. Глава 6. Экспериментальные исследования паровой конверсии углеводородного топлива…………………………... 6.1. План первого этапа экспериментов и анализ полученных результатов…………………………………….. 6.2. План второго этапа экспериментов и анализ полученных результатов…………………………………….. Контрольные вопросы к главе 6……………………………..

ВВЕДЕНИЕ

В последнее десятилетие в ведущих странах при проведении исследований в области новых видов авиационно-космической техники большое внимание уделяется разработке ключевых технологий создания гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), особенно гиперзвуковых крылатых ракет (ГКР) со скоростью М = 6-8. Интерес, проявляемый к ГКР, обусловлен перспективой получения следующих боевых преимуществ: малое подлетное время (до 10 мин и менее при дальности пуска около 1000 км), сравнительно низкая уязвимость средств воздушнокосмического нападения, способных выполнять крейсерский полет со скоростями М = 6-8 и более на высотах 35-40 км, от современных и перспективных средств ПВО; универсальность применения (самолеты стратегической и тактической авиации, надводные корабли и подводные лодки, баллистические ракеты).

Чтобы ГЛА удовлетворяли предъявляемым к ним требованиям, разрабатываемые для них силовые установки должны обладать высокими тягово-экономическими характеристиками при относительно малой массе конструкции. В качестве основных силовых установок на современном этапе рассматриваются гиперзвуковые прямоточные воздушнореактивные двигатели (ГПВРД) со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания, имеющие наибольшее значение удельного импульса в требуемом диапазоне скоростей и использующие углеводородное топливо.

Основные усилия разработчиков, занимающихся исследованием ГЛА и их силовых установок, направлены на создание научно-технического и технологического задела, способного обеспечить разработку и принятие на вооружение данного вида техники в ближайшее десятилетие. Среди наиболее сложных технологических проблем, возникающих при этом, центральное место занимают следующие: создание новых силовых установок и топлив для них, интеграция силовой установки и планера ЛА, разработка перспективных высокотемпературных материалов, а также принципов и систем управления отдельными системами и ЛА в целом.

Наибольший объем исследований в этой области выполняется в США. Аналогичные исследования ведутся во Франции, Германии и Японии, причем ближайшей целью разработчиков является создание экспериментальных образцов ГЛА и их силовых установок, на базе которых в ближайшие 5- лет возможно создание ГКР различных классов большой дальности, а в дальнейшем перспективных пилотируемых гиперзвуковых самолетов.

Глава 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ РАЗРАБОТОК ПО

ГЛА НА УГЛЕВОДОРОДНОМ ТОПЛИВЕ

Применение конверсии углеводородных топлив для целей охлаждения теплонапряжнных частей высокоскоростных ЛА и организации их горения в сверхзвуковом потоке воздуха рассматриваются специалистами с 60-х годов прошлого века [1].

Современные обзоры по управлению тепловым состоянием ГЛА и жидким углеводородным топливам для гиперзвуковых полтов представлены в [2,3].

В 1989 г. в результате совместных усилий НАСА и ВМФ США был разработан проект палубного самолета с крейсерской скоростью 5М, взлетным весом 36т, радиусом действия 2000 км и предусматривалось, что камера сгорания и сопло двигателя будут охлаждаться специальной жидкостью Syltherm 800 (tзам = - 40 °C, tкип = 200 °С при p=1атм), которая будет отдавать тепло в кожухотрубном теплообменнике-реакторе для проведения каталитической реакции дегидрирования метилциклогексана C7H14. Принципиальная схема системы охлаждения аппарата приведена на рис.1.1 Разложение C7H14 на толуол и водород происходит на платиновом катализаторе Pt/Al2O3 при температуре t=450°С и давлении 42 атм. При 100% степени конверсии поглощение тепла составляет 2,3 МДж/кг. Вес двухконтурной системы охлаждения, включая панели охлаждения теплонапряженных частей, составляет 13% от взлетного веса.

Системы охлаждения прошли стендовые испытания, однако о дальнейшей судьбе проекта ничего не известно.

В 1992г. Martin Marietta Astronautics Group представила проект аэрокосмического самолета с метан-ацетиленовым циклом (рис.1.2). Этот проект (MACASP) предлагался как альтернативный проекту NASP с одним лишь отличием от последнего, а именно, водород заменяется на метан, который проходит по трубам вдоль передних кромок крыльев и за счет тепла аэродинамического нагрева разлагается в реакции термического крекинга на водород и ацетилен, которые затем поступают в камеру сгорания: 2СН С2Н2 + 3Н По утверждению авторов, стоимость выведения 1кг полезной нагрузки на орбиту для их самолета на порядок ниже, чем у проекта NASP. Однако они отдают себе отчет в том, что их концептуальная конструкция самолета нуждается в глубокой и тщательной проработке, в том числе и в части организации конверсии метана в полете, и изучении кинетики горения получаемой смеси в сверхзвуковом потоке воздуха.

Рис.1.1. Принципиальная схема системы охлаждения самолта с М= Рис.1.2. Аэрокосмический самолет с метан - ацетиленовым циклом В 1995 г. началась программа военно-воздушных сил США по гиперзвуковым технологиям (HyTech) [4]. Цель этой программы – разработка демонстрационного образца гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя на углеводородном топливе для чисел М = 4 - 8. Ближайший объект применения – крылатая ракета с дальностью полта 1400 км (рис. 1.3). Хотя эта программа была направлена на создание одноразовых систем со временем полета не более 12 мин, она закладывает научно-техническую и технологическую базу для разработки гиперзвуковых аппаратов на эндотермическом углеводородном топливе широкого спектра применения: ракеты, самолеты, трансатмосферные аппараты многократного использования.

Рис. 1.3. Траектория полта гиперзвуковой ракеты, разрабатываемой по Программа HyTech была рассчитана на 9 лет (рис. 1.4). В период 1995-2001 г.г. разрабатывалась концепция аппарата в целом и его отдельных частей (воздухозаборник, камера сгорания, теплообменники-реакторы, сопло и др.), а также проходили их испытания (рис. 1.5).

Рис. 1.4. План разработки программы HyTech Рис.1.5. Компоненты ГПВРД на углеводородном топливе Период наземных испытаний был разбит на 3 этапа (рис.1.6).

На этапе PTE (Performance Test Engine) изготовлен и испытан двигатель тяжлого веса. Следующий двигатель GDE-1 (Ground Demonstration Engine) представлял собой лгкий двигатель лтного типа, но с тяжлыми компонентами топливной системы, причм топливо подавалось отдельно для охлаждения конструкции и в камеру сгорания, хотя в последнем случае оно и подвергалось частичному крекированию в специальном блоке. Сделано это было на первом этапе для отработки отдельных подсистем топливной системы.

Рис. 1.6. План испытаний ГПВРД по программе HyTech Общая схема топливной системы ГПВРД с использованием эндотермического топлива JP-7 представлена на рис.1.7.

Функциональная схема испытаний GDE-1 дана на рис.1.8, а на рис.

1.9 приведена фотография испытательного стенда в исследовательском центре GASL (Ронкомкома). Стендовые испытания GDE-1 при М=4,5 и М=6,5 были успешно проведены в июне 2003 г.

Рис.1.7. Схема топливной системы ГПВРД Рис.1.8. Функциональная схема испытаний GDE- Рис.1.9. Стендовые испытания GDE-1 в исследовательском центре GASL У двигателя GDE-2 топливная система выполнена в легком полтном варианте по замкнутой схеме (рис. 1.10), т.е. топливо, пройдя по теплозащитным панелям, поступало в камеру сгорания.

Дополнительной особенностью GDE-2 является воздухозаборник с изменяемой геометрией, показанный на рис.1.11. Первоначально испытания GDE-2 должны были быть завершены к 2004 г, однако их проведение отложилось до 2005 г, когда финансовым партнром ВВС стало оборонное агентство перспективных исследовательских проектов DARPA (Defense Advanced Research Projects Agency). Двигатель GDE-2 прошл успешные испытания в марте 2006 в 8-футовой высокотемпературной трубе NASA.

Рис.1.10. Функциональная схема испытаний GDE- Рис.1.11. Воздухозаборник с изменяемой геометрией Следующим этапом в разработке ГЛА на углеводородном топливе должны были стать лтные испытания двигателя HyTech по программе SED (Scramjet Engine Demonstrator) и в составе опытного ЛА X-43C (рис 1.6). Известно, что NASA провело испытания ГПВРД на водороде (рис.1.12), два из которых на М= и 10 прошли успешно, однако программа X-43 в дальнейшем была закрыта.

Профинансировав наземные испытания двигателя GDE-2, DARPA стало и партнром ВВС в реализации программы SED, получившей название проекта X-51 [5].

Основными целями проекта X-51A (буква А указывает на вариант дизайна в серии аппаратов) являются:

испытание в полете двигателя ГПВРД (HyTech), работающего на эндотермическом топливе в диапазоне М = получение данных наземных и летных испытаний активноохлаждаемого работающего двигателя ГПВРД с автоматическим управлением;

эндотермическом топливе в полетных условиях;

создание тяги, превышающей лобовое сопротивление, что послужит доказательством жизнеспособности ЛА с ГПВРД в автономном полете.

Летательный аппарат X-51 в сборе (рис. 1.13) состоит из планера-волнолта с ГПВРД (экспериментальный модуль), переходного отсека и тврдотопливного ракетного ускорителя.

Длина аппарата в сборе – 7,6 м, вес – 1780 кг. Длина экспериментального модуля – 4,3 м, ширина 0,58 м, вес – 670 кг, включая 120 кг топлива JP-7. Всего планировалось провести лтных эксперимента с работающим ГПВРД, начиная с августа 2009 года. Примерная траектория полтов представлена на рис 1.14. Аппарат X-51A в сборе будет устанавливается под крылом бомбардировщика Б-52, который поднимет его с базы ВВС Эдвардс в Калифорнии на высоту 15 км (М = 0,8). Далее ускоритель разгонит экспериментальный модуль в течение приблизительно 35 сек до высоты ~ 18 км и скорости М=4,5, что будет достаточно для запуска ГПВРД. После отделения разгонщика волнолт самостоятельно ускорится до М=6 и будет продолжать горизонтальный полт на высоте 25-30 км. Работа двигателя планируется в течение 240 сек до полного выгорания топлива. Далее следует пассивный спуск и торможение до момента падения в океан примерно в 750 км от точки отделения экспериментального модуля от разгонщика. Спасение аппарата после приводнения не предусматривается.

При создании двигателя SJX61-1 для полтов X51A использовались опыт и технические решения, полученные в ходе разработки двигателя GDE-2, многие их части практически аналогичны, хотя воздухозаборник имеет фиксированную геометрию. Общий вид двигателя с системой охлаждения топливом показан на рис. 1.15. Жидкое топливо JP-7, протекая по панелям теплообменника по направлению от воздухозаборника к соплу, охлаждает теплонапряжнные части конструкции, а само нагревается. Система управления двигателя регулирует давление подачи топлива так, чтобы по мере его нагрева не допустить кипения. К тому времени, когда топливо покидает теплообменник, оно приходит в сверхкритическое термодинамическое состояние.

Затем топливо направляется к распределительным клапанам, проходя через которые оно расширяется и переходит в парообразное состояние. В таком виде топливо инжектируется в камеру сгорания. Для первоначального запуска двигателя и подготовки топлива JP-7 в рабочее состояние на борту X51A имеется некоторое количество дополнительного топлива – этилена.

К настоящему времени закончились наземные испытания двигателя X51A в режимах, моделирующих по скорости и динамическому напору условия предстоящих полтов.

Программа лтных испытаний ГПВРД на эндотермическом углеводородном топливе должна была завершиться в 2010 году.

Проект X51A, на финансирование которого выделено миллионов долларов, охватывает 7-летний период и является плодом совместных усилий ВВС США, DARPA, NASA, компаний Boeing, Pratt and Whitney.

Рис. 1.13. Аппарат X-51A в сборке Рис. 1.14. Траектория полта X-51A Рис. 1.15. Общий вид двигателя для наземных испытаний Первый полет аппарата Х-51А состоялся 26 мая 2010г.[6] Аппарат был поднят самолетом-носителем Б-52 на высоту около 15 км и сброшен, после чего включился твердотопливный ракетный ускоритель, разогнавший ЛА до скорости М=4,8 на высоте 19,8 км. После отделения разгонной ступени включился двигатель Х-51А, работая сначала на смеси этилена и авиационного керосина JP-7, а затем на продуктах термодеструкции JP-7. Максимальная высота полета Х-51А составила 21 км, а максимальная скорость М=4.88. После 143-х секундного полета начались перебои со связью, аппарат стал терять скорость и на 200 секунде был уничтожен. Таким образом, расчетные параметры (М=6 и время полета 300сек) не были достигнуты. В качестве причины не до конца выполненной программы полта называется прорыв горячих продуктов сгорания во внутренний отсек аппарата и выход вследствие этого системы телеметрии.

Второе летное испытание X-51 состоялось 13 июня года. После сброса с самолта-носителя B-52 аппарат был разогнан до скорости немного большей М=5, двигатель включился, используя этилен в качестве горючего, но топливо JP-7 не воспламенилось, произошел незапуск («unstart») воздухозаборника, и X-51A упал в море на трассе полета. Во время третьего полета 14 августа 2012 года, когда ещ работал твердотопливный ускоритель, произошл отказ в работе одного из стабилизаторов ГЛА, в результате чего дальнейший полт был невозможен и аппарат потерян.

В конце 2003 г. в США началась новая совместная программа DARPA и ВВС США под названием FALCON (Force Application and Launch from Continental USA) [7]. Конечная цель этой программы – обеспечить к 2025 г. вооруженные силы США летательным аппаратом многоразового использования, имеющим гиперзвуковую крейсерскую скорость с числом M = 7 и выше, что дает возможность обеспечить срочную доставку боеприпасов к враждебному объекту в любом месте Земного шара в течение 2-х или менее часов с нанесением удара в 3 или менее метрах от цели на скорости 1200м/сек. Этот аппарат HCV (hypersonic cruise vehicle) должен взлетать и садиться «по самолетному» с обычной взлетно-посадочной полосы, неся при этом 5-тонную нагрузку в виде крылатых ракет, небольшого диаметра авиабомб, планирующих гондол с военным снаряжением и т.д. Вкладом проекта FALCON в будущее, помимо усиления мощи и эффективности вооруженных сил США, могут стать коммерческие рейсы между Вашингтоном и Сингапуром или им подобные.

Для достижения поставленной цели в программе намечено создание ряда технологических аппаратов HTV (Hypersonic Technology Vehicles) [8], призванных продемонстрировать ключевые гиперзвуковые технологии (рис.1.16).

Рис. 1.16. Серия аппаратов, разрабатываемых по программе FALCON В результате решения сложных научно-технических и конструкторско-технологических задач будут разработаны:

аэродинамическая схема аппарата, обеспечивающая высокое качество на гиперзвуковых скоростях;

высокоскоростные двигатели комбинированного цикла ТРДПВРД-ГПВРД;

высокотемпературные материалы и конструкции;

системы теплозащиты и управления тепловым состоянием системы связи (в том числе через плазменную оболочку), навигации, наведения и управления на гиперзвуковых скоростях.

Рассмотрим кратко назначение каждого из технологических аппаратов HTV и состояние разработок на сегодняшний день.

HTV-1 – это аппарат без двигательной установки, предназначенный исключительно для наземных испытаний ряда конструкционных материалов, а также аэродинамических и термопрочностных характеристик отдельных элементов ЛА.

HTV-2 – это гиперзвуковой планирующий аппарат с ракетным стартовым ускорителем (boost-glide vehicle). Он сможет совершать длительные внутриатмосферные гиперзвуковые полты большой продольной и боковой дальности. Фаза атмосферного планирования будет достигать 50 минут, и этим HTV- значительно отличается от традиционных спускаемых по баллистической траектории космических аппаратов с кратковременным нахождением в плотных слоях атмосферы (рис.1.17). Продольная дальность планирующих полтов после отделения от ракеты-носителя составит 9000 морских миль (около 17 тыс. км), а боковая - 3000 морских миль (около 6 тыс. км).

Рис. 1.17. Сравнение траекторий HTV-2 и баллистического аппарата Всего планировалось провести два отличающихся по степени риска полта в мае и октябре 2009 г. Длительный гиперзвуковой атмосферный полт налагает особые требования к аэродинамической схеме аппарата и термомеханической прочности его конструкции, поэтому в настоящее время выполняется обширная программа наземных испытаний в аэродинамических трубах в диапазоне предполагаемых полтов со скоростями М=6-16, определяются характеристики металлических, композиционных и теплоизоляционных материалов, используемых в HTV-2, разрабатываются и тестируются программы вычислительной гидродинамики. Также готовится к работе комплект бортовой контрольно-измерительной аппаратуры для сбора и передачи на Землю необходимой информации: датчики температуры, давления, ускорения, калориметры, инерциальные датчики, гироскопы, зонды для исследования плазмы и ряд других.

Большинство методик измерения были апробированы NASA при полтах гиперзвукового аппарата X43A.

Третий из серии технологических аппаратов HTV-3X – это ГЛА многоразового использования с комбинированной двигательной установкой на углеводородном топливе. Он будет взлетать и садиться «по-самолтному» и иметь крейсерскую скорость М=6. HTV-3X призван продемонстрировать ключевые гиперзвуковые технологии, которые будут лежать в основе дальнейшего развития гиперзвуковой техники для полтов со скоростями М=9 и более. Именно такие скорости, по мнению разработчиков программы FALCON, позволят им реализовать главную цель программы – быстрое оперативное достижение любой точки мира с территории континентальной части США. В долговременной перспективе это будут аппараты на водородном топливе. Однако на сегодняшний день небольшой аппарат на углеводородном топливе поможет значительно снизить стоимость программы, продемонстрировав тем не менее осуществимость создания гиперзвукового самолта.

Двигательная система многоразового ГЛА должна работать в широком диапазоне эксплуатационных условий. Концепция комбинированной ДУ для HTV-3X представлена на рис.18. Это трехступенчатая двигательная система:

1-я ступень: ТРД с М = 2-я ступень: ПВРД с М = 2,5 5 (дозвуковое горение в КС) 3-я ступень: ГПВРД с М = 5 6 (сверхзвуковое горение в КС) Рис. 1.18. Концепция комбинированной ДУ ДУ имеет два воздушных тракта. В верхнем (низкоскоростном) тракте расположены турбины, в нижнем (высокоскоростном) – двухрежимный ПВРД. Интеграция обоих воздухозаборником и соплом представляет собой труднейшую задачу, стоящую перед конструкторами HTV-3X. Положение ещ усложняется тем, что на определнной фазе полта функционируют одновременно оба тракта с горением в каждом из них. Для решения этой задачи предусматривается изменяемая в полте геометрия воздухозаборника и сопла. Общий вид ДУ HTV-3X показан на рис.1.19.

Разработка комбинированной двигательной установки ведтся одновременно по двум программам – HiSTED (High Speed Turbine Engine Demonstration) и FaCET (Falcon Combined-cycle Engine Technology).

Цель программы HiSTED – проведение наземных испытаний турбореактивного двигателя, способного развить скорость М=4.

Две двигателестроительные компании Williams International (Детройт, шт. Мичиган) и Liberty Works (Индианаполис, шт.

Индиана) осуществляют доводку своих двигателей под условия полта HTV-3X. Цель программы FaCET – проведение наземных испытаний сначала каждого из элементов тракта ДУ по отдельности (воздухозаборник, камера сгорания, сопло), а затем комбинированного двигателя в целом.

К настоящему моменту времени проведены испытания небольших моделей воздухозаборника (рис. 1.20) и сопла (рис.

1.21) в испытательном центре компании Lockheed Martin, а также модели камеры сгорания ПВРД в исследовательском технологическом центре UTRC (рис. 1.22).

Рис. 1.20. Модель воздухозаборника на испытательном стенде Рис. 1.21. Модель сопла на испытательном стенде Рис. 1.22. Исследовательский центр UTRC Начало наземных испытаний макета комбинированной ДУ было запланировано на конец 2008 г. в Центре им. Арнольда в Теннеси. Учитывая колоссальный объм и сложность предстоящей работы, первый полт HTV-3X был условно намечен на 2012 год.

Во Франции наряду с военной гиперзвуковой программой «Promethee» с 2003 года проводится программа создания ГЛА под названием LEA [9], основными целями которой являются:

определение методологии разработки гиперзвукового ЛА, моделирование;

разработка необходимых для этого инструментов (как экспериментальных, так и численных);

применение этой методологии к разработке упрощнного экспериментального образца ГЛА подтверждение осуществимости гиперзвукового полта в заданном диапазоне скоростей в серии лтных испытаний.

В программе LEA предусматривается проведение 4 лтных испытаний одноразовых ГЛА в диапазоне М= 4–8 в период 2011гг. Концепция испытаний во многом напоминает программу полтов американского проекта X-51 и показана на рис.1.23.

Запускаемый с самолта ракетный ускоритель разгонит экспериментальный ЛА до скорости, необходимой для запуска ПВРД, после чего полт продолжится уже в автономном режиме в течение 20-30 сек. Данные о полте будут передаваться телеметрией на наземный центр управления. Спасение аппаратов не предусматривается.

Основные принципы конструирования экспериментального ГЛА и его ДУ были определены в 2006 г. В настоящее время выполняется рабочий проект ЛА, а в 2010 году прошли испытания аэродинамической конфигурации аппарата методом обдува в свободной струе. Большое внимание в программе уделяется разработке технологии ПВРД. Исследования ведутся по различным направлениям, в том числе:

изменяемая геометрия тракта двигателя для оптимизации его работы во всм диапазоне полтных чисел Маха;

выбор топлива как для охлаждения конструкции, так и для организации эффективного горения в КС;

процессы смешения, воспламенения и горения на смесях различного состава и продуктах конверсии углеводородного топлива, а также проверка влияния химического состава горючего на задержку воспламенения и другие характеристики горения.

Концепция изменяемой геометрии двигателя представлена на рис. 1.24. В ней используется продольное перемещение обечайки двигателя и его тепловое дросселирование. Однако в объявленной программе испытаний геометрия двигателя будет меняться не в процессе полта, а от полта к полту, т.е. каждой фиксированной геометрии двигателя будет соответствовать сво расчтное число М полта.

Рис. 1.24. Концепция изменяемой геометрии двигателя В качестве топлива в программе LEA выбрана смесь газообразных метана и водорода, что позволяет повысить плотность топлива и уменьшить размер топливного бака.

Соотношение CH4/H2 будет меняться в процессе полта для обеспечения наджного воспламенения и управления тепловыделением по длине камеры сгорания.

Наряду с изучением горения смесей типа CH4/H2, во Франции исследуется также горение продуктов пиролиза синтетических углеводородов, содержащих в свом составе такое высокореакционное вещество как этилен C2H4. На рис. 1.25 в качестве примера приведн состав термического разложения циклогексана C4H12 и n-додекана C12H26, рассматриваемых в качестве заменителей реактивного топлива.

Свой вклад в программу LEA вносят и российские учные.

Так в МАИ проводятся испытания модели КС на смесях CH4/H2 и H2/керосин в режимах, соответствующих числу М= 2–7, а в ЦАГИ исследуются аэродинамические характеристики сборки ЛА с ракетным ускорителем.

Рис. 1.25. Состав продуктов термического разложения углеводородов 1.2. Схемы теплозащиты и организации сверхзвукового Способы сжигания углеводородов в сверхзвуковом потоке воздуха рассматриваются в литературе с конца 50-х годов прошлого века. В прикладном плане это было сделано сначала применительно к гиперзвуковым ракетам ограниченного объма.

Схема ракетного двухкамерного ПВРД показана на рис. 1.26 [10].

Рис. 1.26. Схема комбинированного двухкамерного Во время разгона (рис. 1.26а) камеры сгорания заполнены тврдым ракетным топливом, воздушные каналы закрыты разрушающимися заслонками, а внешние лобовые поверхности закрыты обтекаемым кожухом. После выгорания ракетного топлива выходные сопла, разрушающиеся заслонки входных каналов и входной кожух сбрасываются, воздух поступает внутрь и двигатель начинает работать как двухкамерный ПВРД (рис.

1.26b). Сжатый снаружи поток воздуха распределяется с помощью внутреннего обтекаемого разделителя таким образом, что меньшая его часть поступает в небольшую дозвуковую камеру сгорания, которая играет роль генератора обогащнного топливом горячего газа для камеры со сверхзвуковым горением. Основная часть воздуха обтекает газогенератор и податся по воздушным каналам в камеру со сверхзвуковым горением, где он сгорает, смешиваясь с газом, вытекающим из газогенератора. Возникновение скачков уплотнения, показанных в конце сверхзвукового канала, обусловлено воздействием возмущений давления, которые генерируются в камере сгорания в процессах смешения и тепловыделения.

Рис. 1.27. Картина течения в двухкамерном ПВРД Рис. 1.27 иллюстрирует картину течения в двухкамерном ПВРД, которая кроме наличия скачков уплотнения и погранслов, значительно усложнена возникающими в месте соприкосновения потоков воздуха и «нового» топлива сдвиговым течением с поперечным градиентом скорости. Именно последнее явление в значительной мере управляет процессами смешения и горения в данной аэродинамической конфигурации камеры сгорания.

Вообще современная теория процесса горения опирается на синтез таких областей науки, как химическая кинетика, с одной стороны, и теория теплопередачи, диффузии и аэрогидродинамика – с другой.

Воспламенение и горение углеводородных топлив нельзя осуществить в сверхзвуковой камере сгорания приемлемых размеров и необходимо специально инициировать воспламенение.

Об одной из первых попыток сжигания углеводородного топлива в сверхзвуковом потоке сообщалось в работах Исаака и Куксона [11]. В проведенных ими экспериментах топливо вводилось в воздушный поток через отверстия в стенках камеры сгорания, поскольку такой способ подачи топлива является общепринятым для ПВРД с небольшими камерами сгорания. Керосин и метан были выбраны как типичные жидкое и газообразное топлива.

Сильно подогретый воздух подавался из регенеративного теплообменника с галечным нагревателем через сопло прямоугольного сечения. Статическое давление в потоке составляло около 101,3 кН/м2, а число Маха было равно 2, максимальное значение температуры торможения равнялось К. Было установлено, что при описанных выше условиях водород легко воспламеняется и сгорает, однако при этих же условиях для метана и керосина необходимо специально инициировать воспламенение. При добавлении небольшого количества водорода в основной поток было достигнуто устойчивое горение как метана, так и керосина.

На рис.1.28 и рис.1.29 представлено изменение отношения массовых расходов водорода и углеводородного горючего при наступлении воспламенения в зависимости от относительного давления впрыска горючего Pj / Pa и Pj / P, где Pj - давление впрыска горючего, Pa - статическое давление воздушного потока, Pb - эффективное противодавление. Отметим, что относительное давление впрыска для жидкого горючего несколько отличается от соответствующего давления для газообразного горючего.

Рис. 1.28. Минимальное количество водорода, необходимое для Рис. 1.29. Минимальное количество водорода, необходимое для воспламенения метана Из рис.1.28 и рис.1.29 следует, что пламена керосина и метана можно поддерживать в условиях относительно низкой энтальпии, имевших место при проведении настоящих исследований, путем ввода в поток небольшого количества водорода. Из этих рисунков также видно, что количество водорода, необходимое для поддержания пламени углеводородных горючих, уменьшается с увеличением давления впрыска горючего.

Следовательно, ясно, что условия, необходимые для наступления воспламенения, обеспечиваются возмущениями при поперечном впрыске горючего, и чем больше глубина проникновения струи (сильнее возмущение), тем больше вклад этого возмущения.

Механизм действия впрыска в данном случае может быть выявлен с помощью визуализации зоны отрыва и возвратного течения вблизи струи, появление которых ведет к увеличению времени пребывания. В то же время образование скачка уплотнения вызывает повышение местной статической температуры, а поперечный впрыск вовлекает воздух в зону возвратного течения в результате макросмешения. Если положение точки впрыска водорода близко к сечению ввода основного горючего, что приводит к короткому диффузному пути, условия вниз по потоку за струей горючего будут способствовать воспламенению и сгоранию смеси углеводородного горючего с воздухом.

Идея генерации высокореакционных компонентов из углеводородного топлива в полете была в дальнейшем развита и реализована в ряде стран в том или ином виде. Так, например, в ХК «Ленинец» в 80-х годах XX в. была разработана энергетически целостная концепция ГЛА на углеводородном топливе под названием «Аякс».[12,13] Эта концепция основана на активном энергетическом взаимодействии системы с обтекающим ее воздушным потоком. Гиперзвуковой летательный аппарат концепции Аякс представляет собой открытую аэротермодинамическую систему (рис.1.30). Ассимилируемая подсистемами аппарата кинетическая энергия гиперзвукового воздушного потока преобразуется в широкий спектр полезных работ. Этот подход дает возможность кардинально переосмыслить все аспекты дальнейшего развития авиационной и аэрокосмической техники. Активное охлаждение конструкции осуществляется с использованием паровой конверсии обычного углеводородного авиационного топлива, которое и является основным энергоносителем. Получающийся в результате разложения углеводородов водород используется для улучшения параметров состояния топливной смеси. Получение водорода и использование МГД-систем торможения и ускорения воздушного потока открывает перспективу создания прямоточного воздушнореактивного двигателя со сверхзвуковым горением. При этом достигается энерговооруженность, существенно превосходящая энерговооруженность существующих систем. Полученную электроэнергию можно применять в системах плазменного обтекания с целью увеличения аэродинамического качества ГЛА.

В рамках концепции Аякс предложены новые технологии освоения гиперзвуковых скоростей полета, применение которых позволяет создать:

1. Активную тепловую защиту (АТЗ) ГЛА, основанную на принципе химической регенерации тепла, и получить одновременно водородосодержащее топливо.

2. Магнитоплазмохимический двигатель (МПХД), оказывающий энергетическое воздействие на гиперзвуковой поток и использующий продукты конверсии углеводородов.

3. Плазменное устройство воздействия на аэродинамические характеристики воздушного потока.

АТЗ ГЛА по концепции Аякс [14] основывается на химическом эндотермическом преобразовании исходного углеводородного топлива за счет утилизации тепловых потерь, связанных с аэродинамическим нагревом планера и работой силовой установки. Это преобразование осуществляется в каталитических термохимических реакторах (ТХР), размещаемых в теплонапряженных частях аппарата и позволяет:

увеличить хладоресурс топлива посредством физикохимических превращений исходных компонентов;

обеспечить охлаждение конструкции не только за счет отвода тепла конвекцией и излучением, но и поглощая его в процессе химической реакции непосредственно на защищаемой поверхности;

получить водородосодержащую топливную смесь, направляемую в камеру сгорания и улучшающую энергетические и экологические характеристики процесса Далее мы будем рассматривать одну из основных гиперзвуковых технологий, позволяющую и создать систему АТЗ, и подготовить новое модифицированное топливо. Основная идея использования химической регенерации тепла для охлаждения и преобразования топлива ГЛА базируется на том, что энергоносители, нагревание которых сопровождается протеканием в них эндотермических химических реакций, оптимально решают обе поставленные задачи. Привлекательность химически реагирующей смеси как охладителя определяется совместным действием конвективного и диффузионного теплопереноса, а также увеличением тепломкости смеси из-за изменения е химического состава, в частности, появления водорода.

Принципиальная схема преобразования топлива на борту ГЛА с использование паровой конверсии углеводородов, разработанная в ХК «Ленинец», показана на рис. 1.31. На рис. 1.32 представлены отдельные варианты термохимических реакторов панельного типа с односторонним нагревом, представляющим основной интерес для систем теплозащиты, а на рис. 1.33, 1.34 приведены фотографии макетов термохимических реакторов прямоугольного и круглого сечения.

Рис.1.30. Схема ГЛА по концепции Аякс Рис. 1.31. Принципиальная схема преобразования топлива Рис. 1.32. Варианты конструкций ТХР Рис. 1.33. Комбинированная многослойная панель Рис. 1.34. Газогенератор с катализатором на металлической ленте Работы по проблемам, связанным с созданием ВРД на эндотермических топливах ведутся также в ЦИАМе и ЦАГИ. В ЦИАМе создан гиперзвуковой стенд периодического действия для испытания крупномасштабных моделей и модулей высокоскоростных ПВРД и ГПВРД при М=4-7 [15]. Для комплексных экспериментальных исследований предложены схемы модельных осесимметричных гиперзвуковых ПВРД, работающих на эндотермическом топливе в режимах до- и сверхзвукового горения. В этих схемах охлаждаемые топливом стенки камеры сгорания модельного ПВРД являются теплообменником-реактором оболочковой конструкции с винтовыми каналами, в которых осуществляется разложение эндотермического топлива. На основании расчетных исследований такого модельного гиперзвукового двухрежимного ПВРД при MH=5-7 и qH=20-100кПа выбраны размеры проточного тракта, в котором рабочий процесс реализуется по циклу: жидкое топливо – система охлаждения проточного тракта с нагревом, газификацией и разложением топлива – впрыск и горение газообразных продуктов термодеструкции в камере. Определено, что двигатель работает в режимах дозвукового горения при MH=5-6 и коэффициентах избытка топлива >0.3 и в режимах сверхзвукового горения при MH=7 в области гептан > гексан > бутан > метан. Кроме того, отношение C/H в молекуле метана минимально. Поэтому, если сырьем служит метан, образование углеродных отложений не является сложной проблемой в целом.

Отсюда следует вывод, что организовать процесс разложения первоначально жидкого углеводорода (керосина) нужно так, чтобы в наиболее ответственных, больших по площади и трудно ревизуемых местах конструкции теплозащиты конверсии подвергался бы газообразный метан. Такая возможность имеется при использовании двухступенчатой схемы паровой конверсии жидких углеводородов. По этой схеме процесс осуществляется в две стадии. Сначала жидкие углеводороды газифицируются при низкой температуре (t = 300-450C) посредством реакции (2.2). На второй стадии продукты газификации преобразовываются согласно реакциям (2.3, 2.4) при температуре 700-900C. Такая схема организации рабочего процесса имеет ряд преимуществ перед одноступенчатой. На высокотемпературную конверсию подают не пары жидких углеводородов, а газовую смесь, состоящую из метана, устойчивого к зауглероживанию, диоксида углерода и небольшого количества водорода, тормозящих реакции крекинга. В результате опасность зауглероживания катализатора существенно уменьшается. Это дает также возможность снизить избыточное количество водяного пара на конверсию, приближаясь к стехиометрическому соотношению исходных компонентов.

Таким образом, возможны следующие пути уменьшения коксообразования: 1) соответствующий выбор исходного топлива;

2) промотирование катализаторов и периодическая их регенерация; 3) повышение против стехиометрического отношения H2O/C; 4) мероприятия по рациональной организации процесса и реакционного пространства (двухступенчатая схема разложения, оптимальная форма катализаторов и др.);

5) применение специальных присадок к топливу.

2.3. Теплосъем с поверхности катализатора Газообразные теплоносители, нагревание которых сопровождается протеканием в них эндотермических химических реакций, привлекают внимание как высокотемпературные теплоносители, обладающие потенциально высокой охлаждающей способностью [4]. Привлекательность химически реагирующего газа как охладителя определяется двумя факторами. Во-первых, вследствие теплового эффекта эндотермической реакции существенно увеличивается теплоемкость газа, поэтому при том же температурном подогреве газа можно значительно увеличить теплосъем с охлаждаемой поверхности. Во-вторых, процесс теплообмена в химически реагирующем газе, наряду с обычным конвективным переносом тепла, включает в себя диффузионный перенос скрытой теплоты реакции, который в отличие от конвективного теплопереноса не создает значительных перепадов температуры. Поэтому при параллельном действии обоих видов теплопереноса в пограничном слое на охлаждаемой стенке наблюдается существенное увеличение интенсивности суммарной теплоотдачи.

Рассмотрение термохимического принципа охлаждения с помощью эндотермических каталитических реакций привело к необходимости провести анализ эффективности теплосъема в условиях диффузионных ограничений, связанных с переносом вещества и тепла.

Макет обогреваемой стенки с нанесенным каталитическим пористым покрытием и схема процесса тепломассообмена в такой системе показаны на рис.2.1. Для его анализа примем следующие предположения:

пористое покрытие толщиной LП изотропно, и его геометрические характеристики можно выразить с помощью двух параметров – пористости П и диаметра пор кинетика реакции на поверхности контакта описывается где j1C – массовый поток метана на единицу геометрической поверхности каталитической стенки; P1C – парциальное давление метана в газовой фазе на стенке.

наружная непроницаемая стенка некаталитична, имеет малую толщину, поэтому перепадом температур в ней можно пренебречь, а тепловой контакт между стенкой и покрытием является идеальным;

движением газа внутри покрытия можно пренебречь и рассматривать лишь массоперенос путем диффузии.

При указанных допущениях теплопередачу стенки с каталитическим покрытием можно определить путем совместного решения уравнений теплопроводности пористой структуры.

и диффузии метана:

где П – эффективный коэффициент теплопроводности пористого покрытия; qv – объемная мощность внутренних стоков тепла, обусловленных химической реакцией; j1v – объемная скорость реакции; D1 – эффективный коэффициент диффузии метана в порах покрытия, который в первом приближении определяется как:

Здесь D1M – коэффициент молекулярной диффузии; D1K – коэффициент кнудсеновской диффузии; = 4 – коэффициент «извилистости» пор. Значения П и D1 в (2.10) и (2.11) приняты постоянными. В отношении температурной зависимости этих величин это оправдывается тем, что значительные перепады температуры в каталитическом слое недопустимы по технологическим соображениям, и соответствующие ситуации рассматриваться не будут. Как показывают оценки, масштаб изменений D1 в зависимости от состава находится в пределах изменений молекулярной массы смеси. В изотропной конвертируемой смеси при увеличении степени конверсии X от 0 до молекулярная масса M уменьшается в 2 раза при v = 1 и в 1,67 раза при v = 2 ( – коэффициент избытка воды). В действительности максимальные изменения М по глубине каталитического слоя будут меньше вследствие обеднения смеси водородом, который обладает значительно более высокой диффузионной способностью, чем СО и CO2. Для некоторой компенсации зависимости D1 от состава смеси в расчетах использовались минимальные значения D1M (при X0) и среднее D1K при (М/М1)ср = 0,75. Отметим также, что D2M всегда больше D1M, а D2K < D1K. Однако различие коэффициентов кнудсеновской диффузии водяного пара и метана составляет всего 6%, поэтому ситуации, когда реакция может тормозиться из-за дефицита воды, маловероятны.

В рамках сделанных допущений, используя соотношение между объемом пористого тела и площадью поверхности пор SП/V = 4П/dП, выражения для qv и j1v можно записать в виде:

где в соответствии с (2.9) Qp – теплота реакции конверсии.

Рис. 2.1. Макет обогреваемой стенки с микропористым каталитическим покрытием, схема процесса тепломассоотдачи и локальные значения тепловых потоков при Tc = 1200 K в зависимости от толщины и теплопроводности покрытия при пористости П = 50% и различных pв = 0,3 МПа, c1в = 0,376, к = 1150 Вт/(м2K); Tж = 800K;

Рис. 2.2. Термическое сопротивление пористого каталитического покрытия (П = 50%, dП = 10-5 мм) при Tc = 1200K, pв = 0,3 МПа, k = 2100 Вт/(м2К) (остальные параметры соответствуют рис.2.1).

1 – LП = 0,003 мм; 2 – 0,01 мм; 3 – 0,03 мм; 4 – 0,1 мм; 5 – 0,3 мм.

Пунктиром показаны ненадежные результаты расчета при b T > 3.

Значение М/М1 принималось постоянным и равным 0,75.

Поскольку величина qx зависит от поля концентраций, а j1S – от поля температуры, уравнения (2.10) и (2.11) являются сопряженными. Для получения ориентировочных оценок использовался следующий метод учета этой сопряженности:

1. В формуле (2.10) предположим, что величины j1S и qX в пленке катализатора распределены по закону:

где D – параметр диффузионной сопряженности.

2. В формуле (2.11) будем считать, что распределение аппроксимировать линейной зависимостью:

и тогда где bT AT E R – параметр неизотермичности. После указанных упрощений (2.10) примет вид с граничными условиями (рис.3):

Решение уравнения (2.18), как это нетрудно показать, после определения констант из граничных условий имеет вид Для Тc и qc на обогреваемой стороне стенки будем иметь где TK = TВ-Tж; TX = qxB/K; Bi=KLП/П.

Уравнение (2.11) после упрощений (2.16), (2.17) и некоторых преобразований примет вид термической сопряженности;

Решение (2.23) с учетом граничных условий для процесса диффузии записывается в виде функции Ханкеля. Поверхностная скорость реакции внутри пористого слоя так что aD является параметром экспоненциальной аппроксимации произведения (2.27). В частном случае изотермической реакции в каталитическом покрытии (bT = 0) получаем следующее решение:

Были проведены расчеты значений c и cизо в диапазоне изменения параметров А0, характеризующего соотношения скоростей реакции и диффузии, от 10-4 до 106 и bT от 0,3 до 3, представляющем практический интерес. Результаты расчетов позволяют сделать следующие выводы:

при A0 10-3, c cизо 1, т.е. внутреннее диффузионное торможение несущественно, и на реакцию эффективно работает весь слой катализатора, а ее скорость вместе с температурой возрастает по глубине слоя;

при 10-3 < A0 < 10-2 указанная закономерность практически сохраняется, появляется лишь слабая тенденция отхода от нее;

при A0 103, j1S j1B cизо, т.е. на реакцию работает лишь очень тонкий наружный слой пористого катализатора вблизи омываемой газом поверхности, в пределах которого изменение температуры мало и не может заметно повлиять на скорость реакции. В глубине же пористого покрытия реакция блокируется процессом диффузии, т.е. находится в режиме внутреннего диффузионного торможения;

при 102 A0 103 с точностью до 10% сохраняются режим внутреннего диффузионного торможения и независимость скорости реакции от изменения температуры в слое катализатора;

в диапазоне 0,1 A0 10 наблюдается паритетное влияние процессов диффузии и теплопроводности на результирующую скорость реакции и другие характеристики процесса.

Результаты расчетов диффузионной кинетики реакции в неизотермических условиях были аппроксимированы аналитическими выражениями:

имеющими точность, достаточную для анализа результирующих характеристик процесса: qC, TC и j1=[qC-K(TB-TЖ)]/Qp – эффективной скорости реакции в расчете на единицу видимой (омываемой газом) поверхности стенки. Расчет указанных величин проводился по формулам (2.21), (2.22) следующим образом: при заданных значениях TB, c1B, p, K и TЖ итерационным путем определялись значения bT и Tc. Путем варьирования TB расчетные значения Tc подгонялись к желаемому уровню.

Важнейшие результаты расчетных оценок эффективности микропористого каталитического покрытия иллюстрируют графики рис.2.1,а-д, на которых показаны значения локальной плотности теплового потока на стенке с покрытием, имеющим пористость П=50% и разную толщину* и диаметр пор при р = 0,3 МПа, Tc=1200K, TЖ=800K, K=1150 Вт/(м2K), c1B = 0, (что при v = 1 соответствует степени конверсии X=20%).

Данные рис.2.1. не следует воспринимать буквально, так как с изменением исходных данных изменятся и значения приводимых величин, что, однако, позволяет сделать несколько важных с практической точки зрения выводов:

покрытия со сравнительно крупными порами (dП=10-3 мм и более) малоэффективны; наибольшие значения qc достигаются