ТУРБУЛЕНТНОСТЬ В ПВРД И ГПВРД

Юрий Михайлович Кочетков, д.т.н.

 

Турбулентность в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД) и гиперзвуковых ПВРД (ГПВРД) является весьма условной в смысле традиционного понимания её как перемещения крупномасштабных молей продуктов сгорания во всех направлениях, формирующих общий поток внутри каналов. В сверхзвуковых потоках этих двигателей отсутствуют вращательная и торсионная составляющие движения. Смесеобразование и горение для ПВРД экономически выгодно организовывать путём торможения набегающего потока, а для ГПВРД целесообразным является организация вынужденного горения с применением источников высокочастотных колебаний и системы когерентного лазерного воспламенения.

Отличие турбулентности в ПВРД и ГПВРД от турбулентности в других авиационных двигателях обусловлено более высокой скоростью полёта летательного аппарата с этими двигателями и, соответственно, более высокой скоростью течения продуктов сгорания по внутренним трактам (рис. 1). Считается, что до чисел Маха 3…4 прямоточный двигатель можно классифицировать как ПВРД. При числах Маха больше четырёх, например М = 5…7 - двигатели становятся гиперзвуковыми, то есть абсолютная скорость движения продуктов сгорания внутри таких двигателей существенно отличается от скорости звука. При этом характеристика по числу Маха, представляющая собой отношение абсолютной скорости потока и скорости звука в данном сечении в общем случае является условной, так как её величина может не столько зависеть от высокой величины абсолютной скорости газового потока, сколько от существенно низкой величины скорости звука. Поэтому более правильно использовать в качестве критерия число l - безразмерную скорость, в знаменателе которой стоит постоянная величина - скорость звука при критических условиях истечения a_кр. В отличие от числа Маха этот критерий в зависимости от степени расширения потока, например геометрической, имеет асимптоту:

λ _пред=(k+1)^0,5( k-1)^-0,5,

 где k - показатель адиабаты Пуассона.

Следуя этому критерию можно более точно классифицировать прямоточные двигатели. Так, если число λ, находится вблизи единицы, что соответствует небольшим сверхзвуковым числам Маха (М < 3…4), то двигатель - ПВРД. Если число λ→λ_пред (М > 5), двигатель - ГПВРД.

В предыдущей статье (НТЖ "Двигатель" № 1 (61) - 2009) было показано, что в сверхзвуковых потоках (М > 1) турбулентность отсутствует, поскольку любые макродвижения в поперечном направлении приводят к образованию ударных волн. Можно определённо сказать, что области, занимаемые ударными волнами, заменяют области турбулентности. Другими словами - внутри ударных волн концентрируется новая достаточно интенсивная турбулентность. Особенностью такой турбулентности является отсутствие вращательного и торсионного движения. В данном случае имеет место лишь поступательное и волновое движение. Это объясняется тем, что внутри любой ударной волны происходит переход через скорость звука, а значит через область критических параметров потока, что создаёт условия его ламиниризации.
Чем ближе скорость газового потока к критической, тем больше ширина ударной волны и тем больше зона турбулентности. В этой зоне может уместиться несколько длин акустических волн движения. С увеличением числа λ (λ→λ_пред ) ширина волны уменьшается и в пределе стремится к нулю. Дальше разговор может идти не об ударной волне, а о скачке уплотнения.

Очевидно, что турбулентность в ПВРД соответствует первому случаю, для которого характерным является турбулентность в виде волны. В случае ГПВРД (λ→λ_пред) турбулентность отсутствует даже в ударных волнах. В данном случае происходит скачкообразный переход одного ламинарного поступательного движения газа в другое. В случае возникновения прямого скачка в гиперзвуковом потоке (λ→λ_пред) в соответствии с соотношением Прандтля λ₁ = λ/λ_н скорость за скачком становится существенно дозвуковой и стремится к предельному значению, равному

ω₁=a_кр (k-1) ^0,5(k+1)^-0,5 .

Для различных значений показателя адиабаты эта предельная скорость различная. Для воздуха применительно к ГПВРД, она находится на уровне 120...130 м/с. Учитывая низкую плотность газов на больших высотах, число Рейнольдса можно оценивать величиной ~100, что, очевидно, соответствует ламинарному режиму течения.

В случае ПВРД скорости и числа Рейнольдса за ударными волнами могут быть существенными, а течение, как правило, становится турбулентным.

Принцип построения ПВРД предполагает торможение попадающего в воздухозаборник внешнего потока воздуха, тем самым, имитируется работа компрессора, а затем сгорание в камере (рис. 2) жидкого горючего (керосина) в среде сжатого воздуха. Далее поток вновь разгоняется в сопловом блоке до необходимой скорости, создавая тягу. Такой приём торможения потока и последующего его разгона необходим для создания условий более полного перемешивания окислителя и горючего с целью последующего сжигания смеси. Поначалу может показаться нерациональным торможение набегающего потока с целью его последующего разгона практически до той же скорости, но, учитывая сравнительно высокие плотности атмосферы в коридоре работы ПВРД и существенное лобовое сопротивление и трение, такой способ является экономически выгодным.

При конструировании гиперзвуковых двигателей летательных аппаратов обеспечивается резкое снижение лобовых сопротивлений путем обеспечения малых размеров сечения обечайки (рис. 3). Кроме того, на высотах, где работают ГПВРД, сильно разреженная атмосфера и трение, воздействующее на аппарат, существенно ниже, чем в околоземных слоях. Полёт гиперзвукового летательного аппарата приближается к полёту спутника Земли. Тем не менее, окружающая его атмосфера ещё достаточно сильно влияет на траекторию полёта и это предполагает наличие компенсации в виде дополнительного удельного импульса с целью удержания его на траектории. Другими словами, подобно тому, как для поддержания спутника на заданной орбите требуются специальные двигатели коррекции, так и для подержания траектории полёта гиперзвукового летательного аппарата требуется дополнительная тяга, создаваемая ГПВРД. Для этого не требуется специально тормозить гиперзвуковой поток, а достаточно организовать сверхзвуковое горение смеси внутри аппарата [1].

Очевидно, что хорошо перемешать два потока окислителя и горючего в условиях ГПВРД невозможно. Для этого потребуется организация очень продолжительной зоны смешения. Если соприкасающиеся потоки образуют зону смешения в виде разделительной линии, то перемешивание будет происходить лишь за счёт молекулярной диффузии. Для полного перемешивания необходимо, чтобы область смешения была сильно турболизирована. Это значит, что скорости основного и поперечного потока должны быть, по крайней мере, одного порядка.

В настоящее время на практике организация сверхзвукового горения осуществляется с помощью, так называемых стабилизаторов горения, которые создают локальные зоны торможения до величины дозвуковых скоростей и, как следствие систему косых скачков уплотнения. В этих областях происходит достаточно полное сгорание компонентов, однако незахваченные стабилизаторами скважности пропускают сквозь себя холодный воздушный поток, который практически не тормозится. В результате происходит чисто механическое взаимодействие холодного набегающего гиперзвукового потока и потока продуктов сгорания после стабилизаторов. В среднем величина скорости потока, выходящего из сопла, может быть гиперзвуковой, но как такового сверх - или гиперзвукового горения при этом не происходит. Поскольку горение в волнах сжатия не является объёмным, то и в первом, и во втором случае полнота сгорания получается весьма низкой.

При отсутствии специальных мероприятий в виде стабилизаторов горения и т.п. можно организовать горение спутных струй окислителя и жидкого горючего в зонах смешения. Для этого необходимо развить стратифицированный поток на границах между компонентами до уровня турбулентного. В соответствии с работой [2] этого можно достичь при условии, когда разность чисел Рейнольдса двух смежных потоков будет более девяти тысяч (ΔRe > 9000), где ΔRe = Re_ок - Re_гор. ΔRe = ρωd/μ, где d - диаметр струи горючего, а параметры ρ, ω и μ соответствуют в одном случае окислителю, а в другом - горючему.

В такой постановке желательно струи горючего равномерно и в большом количестве расположить соосно поперёк проходного сечения ГПВРД.

Этот эффект можно многократно усилить, если на подаваемое горючее воздействовать источником поперечных высокочастотных колебаний. Таким образом можно создать в поперечном направлении волновое движение со скоростью ω, равной скорости основного потока ω_о. Причём скорость в поперечном направлении может быть вычислена как произведение ω_⊥ = А·ω, где А - амплитуда смещения частиц горючего (окислителя) относительно направления потока, ω - окружная частота колебаний от источника.

В этих условиях в гиперзвуковом потоке создаётся детерминированная турбулентность. Линии тока будут являться сложно переплетённым образованием, напоминающим хорошо перемешанный поток. Для воспламенения этого потока возможно использование лазерного зажигания (рис. 4) [3]. При этом фокусы лучей системы лазерного воспламенителя целесообразно устанавливать в зонах максимального перемешивания, а частоту выдачи энергетических сигналов от лазера задавать равной частоте источника. Основное условие воспламенения будет характеризоваться работой двух электронных приборов: источника и запальника в одинаковой фазе. Такой способ организации гиперзвукового горения назовём вынужденным, а само горение - вынужденным гиперзвуковым горением.

 

Гилевич Д.Д.	Щетинков Е.С.

Таким образом, из-за того, что условная турбулентность в скачках уплотнений в ПВРД и ГПВРД ограничена двумя видами движений: поступательным и колебательным, которые мало способствуют смесеобразованию в зонах контакта окислителя и горючего, необходимы дополнительные мероприятия. Для ПВРД - переход к традиционному сжиганию смеси путём полного торможения потока воздуха (функция компрессора) и сжиганию горючего в камере сгорания. Для ГПВРД - использование когерентной системы, обеспечивающей вынужденное горение гиперзвуковой смеси.

Литература

1. Е.С. Щетинков. Проблемы сверхзвукового горения. М. Наука, 1972 г.
2. Ю.М. Кочетков и Н.Ю. Кочетков. Турбулентность в РДТТ. Разделительные линии. НТЖ "Двигатель" № 4 (70), 2010 г.
3. А.Н. Голиков, В.А. Голубев, С.Г. Ребров. Разработка и экспериментальное исследование системы лазерного зажигания ЖРД. НТЖ "Космонавтика и ракетостроение" № 2 (59), 2010 г.