RU2487256C2 - Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке - Google Patents

Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке Download PDF

Info

Publication number
RU2487256C2
RU2487256C2 RU2011112292/06A RU2011112292A RU2487256C2 RU 2487256 C2 RU2487256 C2 RU 2487256C2 RU 2011112292/06 A RU2011112292/06 A RU 2011112292/06A RU 2011112292 A RU2011112292 A RU 2011112292A RU 2487256 C2 RU2487256 C2 RU 2487256C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
detonation
hydrogen
channel
flow
air
Prior art date
Application number
RU2011112292/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011112292A (ru
Inventor
Юрий Владимирович Туник
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ)
Priority to RU2011112292/06A priority Critical patent/RU2487256C2/ru
Publication of RU2011112292A publication Critical patent/RU2011112292A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2487256C2 publication Critical patent/RU2487256C2/ru

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/30—Use of alternative fuels, e.g. biofuels

Abstract

Изобретение может быть использовано в машиностроении, в частности в авиационном двигателестроении. Способ детонационного сжигания топливной смеси, непрерывно поступающей в прямоточную камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью, заключается в том, что в качестве топлива используется водородовоздушная смесь постоянного во времени состава, направляемая в осесимметричный конвергентно-дивергентный сопловой канал параллельно оси и сжигаемая в стационарной самоподдерживающейся волне детонации. Волна детонации формируется в расширяющейся части канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков при выполнении следующего условия: скорость газа на входе в канал превосходит скорость детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси. Изобретение направлено на создание сверхзвуковой прямоточной камеры непрерывного сгорания водородовоздушных смесей в самоподдерживающейся стационарной волне детонации и представляет собой один из способов получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока, используемого при движении тел в воздухе. 4 ил.

Description

Заявляемое изобретение может быть использовано в машиностроении, в частности в авиационном двигателестроении.
Наиболее близким к заявляемому способу является способ сжигания топлива в пульсирующей волне детонационного горения, которая со сверхзвуковой скоростью поступает в рабочую часть соплового конвергентно-дивергентного канала плоской конфигурации [1]. Основным недостатком прототипа является отказ от реализации стационарных режимов детонационного сжигания топливных смесей, наиболее выгодных с энергетической точки зрения при создании прямоточного сверхзвукового детонационного двигателя.
Заявляемое изобретение направлено на создание сверхзвуковой прямоточной камеры непрерывного сгорания топливно-воздушных смесей (ТВС) в стационарной самоподдерживающейся волне детонации и представляет собой один из способов получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока, используемого при движении тел в воздухе.
Указанный результат достигается тем, что сверхзвуковой поток ТВС направляется в конвергентно-дивергентный сопловой канал, где в детонационной волне, стационарно расположенной и самоподдерживающейся в расширяющейся части осесимметричного соплового канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков, сгорает смесь водорода с воздухом постоянного во времени состава, поступающая параллельно оси канала со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.
Отличительными признаками заявляемого изобретения являются
- использование в качестве топлива водородовоздушной смеси постоянного во времени состава,
- наличие осесимметричного конвергентно-дивергентного соплового канала,
- монотонно меняющаяся по длине форма сужающегося и расширяющегося участков канала,
- сверхзвуковой поток водорода с воздухом, направленный параллельно оси симметрии соплового канала,
- наличие самоподдерживающегося стационарного фронта детонационного горения в расширяющейся части соплового канала при выполнении следующего условия:
- значение скорости газа на входе в канал превосходит значение скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.
Водород выбран в качестве топлива из-за его сравнительно высокой детонационной способности. Минимальная энергия инициирования детонационного горения водорода в воздухе при нормальных условиях равна 4.2 МДж в открытом пространстве [2]. Метан, являющийся основным компонентом природного газа, как и широко используемый в авиации керосин, вообще не детонируют в воздухе при нормальных условиях. Теплота сгорания водорода в расчете на один моль кислорода Q=480 кДж, в то время как для метана Q=400 кДж/моль, для ацетилена Q=500 кДж/моль [3]. Таким образом, водородовоздушная смесь по теплотворной и детонационной способности не уступает газообразным углеводородам, но предпочтительнее в экологическом плане, поскольку его сжигание происходит без образования сажи и различных окислов углерода. Постоянный во времени состав является необходимым условием генерации стационарного детонационного горения смеси.
Воспламенение газообразного топлива может быть принудительным, то есть в результате подвода внешней энергии к газу, либо самопроизвольным, или спонтанным, например, при адиабатическом сжатии газа поршнем в теплоизолированном сосуде или за ударной волной. В предлагаемом способе детонационного сжигания сверхзвуковой поток водородовоздушной смеси адиабатически сжимается в конвергентной (сужающейся) части соплового канала и цилиндре минимального радиуса при его наличии. Достаточно высокая степень сжатия ведет к самовоспламенению, то есть спонтанному воспламенению газа. Если этого сжатия недостаточно, повышение температуры и давления уменьшает энергию, необходимую для вынужденного воспламенения смеси.
Наличие дивергентного (расширяющегося) участка соплового канала обусловлено двумя причинами. Во-первых, на этом участке происходит рост скорости заторможенного в конвергентной части канала сверхзвукового потока до значений, отвечающих условиям формирования самоподдерживающегося стационарного фронта детонации, в каждой точке которого должны выполняться условия Чепмена-Жуге для скорости газа, направленной по нормали к криволинейному, в общем случае, детонационному фронту. Во-вторых, этот участок необходим для создания тяги, которая представляет собой продольную составляющую сил давления, направленных вдоль оси соплового канала навстречу потоку. Она растет с ростом давления за детонационным фронтом и площади поперечного сечения дивергентного сопла, поскольку в этой части давление действует на стенки соплового канала в сторону, противоположную направлению набегающего потока. Осевая симметрия позволяет осуществить заданное сжатие сверхзвукового потока на более коротком расстоянии, чем в случае плоского соплового канала.
Монотонность профиля сужающегося и расширяющегося участков канала уменьшает вероятность формирования косых скачков уплотнения, которые приводят к дополнительным потерям полного давления и, как следствие, к снижению тяги, а в конвергентной секции способны инициировать преждевременное воспламенению газа.
Поступление смеси параллельно оси симметрии канала, во-первых, также снижает вероятность формирования косых скачков уплотнения на входе в канал или их интенсивность в случае неудачно выполненной обечайки сопла, а во-вторых, имитирует движение соплового канала со сверхзвуковой скоростью в покоящемся газе.
Стационарное детонационное горение может существовать только в режиме самоподдерживающейся детонационной волны Чепмена-Жуге (см., например, [4]). Сжатие сверхзвукового потока ведет к падению его скорости. При скорости потока на входе, близкой к скорости детонации Чепмена-Жуге на участке сужения канала и в некоторой начальной части его расширения инициирование детонации происходит в потоке со скоростью, меньшей скорости Чепмена-Жуге, что приводит к распространению волны навстречу потоку, выходу детонации в сужающуюся часть и срыву тяги. Поэтому скорость поступающей в сопловой канал водородовоздушной смеси ограничена снизу.
Заявляемое изобретение поясняется фиг.1-4 и нижеследующим описанием. На фиг.1-3 представлен результат сжатия газа (формирование области EF с повышенной температурой газа, фиг.1) в конвергентной части соплового канала одной из возможных конфигураций, фронт самоподдерживающегося детонационного горения CD в дивергентной части канала (фиг.2) и силовое воздействие продуктов горения на внутреннюю поверхность канала (фиг.3) в установившемся потоке после принудительного инициирования детонации водородовоздушной смеси, поступающей в сопло со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси. На фиг.4 показано поле температур установившегося течения в сопловом канале с укороченной конвергентной частью, которая обеспечивает спонтанное инициирование самоподдерживающегося детонационного горения водородовоздушной смеси.
Сущность заявляемого изобретения поясняется нижеследующим описанием. В современных камерах сгорания сжигание ТВС происходит после торможения потока до дозвуковых скоростей с тем, чтобы снизить потери полного давления. При высоких скоростях полета такое торможение приводит к прогреву газа до температуры термического разложения топлива, что снижает эффективность тепловыделения. Детонационное горение происходит без торможения сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей и поэтому может обеспечить более высокую эффективность тепловыделения несмотря на некоторые потери полного давления в ударном фронте детонационной волны.
В [1] предложено осуществлять сжигание топлива в детонационной волне, пульсирующей в плоской рабочей части соплового канала. Теоретические исследования, проведенные в одномерном приближении на основе модели бесконечно тонкой детонации, позволили рассчитать оптимальные параметры детонационной камеры сгорания, в которой пульсации обеспечены периодическим изменением состава смеси. В работе отмечено, что максимум удельного импульса и тяги достигается при использовании детонационных режимов, близких к стационарным.
Заявляемое изобретение позволяет в непрерывном самоподдерживающемся стационарном режиме преобразовать тепловую энергию химических реакций в дополнительную кинетическую энергию сверхзвукового газового потока. Водородовоздушная смесь, поступающая в осесимметричное конвергентно-дивергентное сопло со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси, направляется в сужающейся части к оси симметрии канала. В ограниченной области EF (фиг.1), локализованной у оси симметрии в окрестности минимального сечения, повышаются давление и температура газа. Складываются условия, которые приводят к самовоспламенению или способствуют вынужденному воспламенению смеси и, как следствие, формированию, вообще говоря, криволинейного фронта самоподдерживающегося детонационного горения CD в дивергентной части канала (фиг.2). Положение и форма детонационного фронта обеспечивают выполнение условий Чепмена-Жуге в каждой точке его поверхности, то есть стационарность детонационного горения, постоянство и непрерывность тепловыделения. Положение и форма этого самоподдерживающегося детонационного фронта, в свою очередь, определяются параметрами набегающего потока, компонентным составом газа и геометрией соплового канала.
Принципиальная возможность реализации заявляемого изобретения может быть проиллюстрирована на примере использования конвергентно-дивергентного осесимметричного соплового канала с центральной цилиндрической частью (фиг.1). На рисунке длины отнесены к радиусу центрального цилиндра r0=0.1 м. Радиус входного сечения R1=1.6r0, радиус сопла на выходе R2=5r0, входной и центральный цилиндры имеют одинаковую длину Le=L0, равную r0, длины сужающейся и расширяющейся частей канала равны Lc=5r0 и Ld=13r0 соответственно. Профиль конвергентной части задается участком синусоиды, монотонно убывающим при изменении x от -Lc до 0: y=r0-(R1-r0)sin(0.5πx/Lc), контур дивергентной части задается синусоидой, монотонно возрастающей на отрезке от L0 до L0+Ld: y=r0+(R2-r0)sin(0.5π(x-L0)/Ld). Геометрия канала и параметры набегающего потока удовлетворяют изложенным выше условиям. В [5] численно показано, что вынужденное воспламенение позволяет реализовать стационарное самоподдерживающееся детонационное горение водородовоздушных смесей и получить высокоэнтальпийный сверхзвуковой поток на выходе из соплового канала.
В [6] доказана устойчивость полученных стационарных самоподдерживающихся режимов детонационного горения к периодическим возмущениям концентрации водорода в поступающей смеси в широком диапазоне изменения параметров течения. Срыв стационарного детонационного горения происходит из-за длительного отсутствия достаточного количества водорода в зоне воспламенения в случае низкочастотных длинноволновых возмущений с высокой амплитудой. К потере устойчивости приводит также выход детонации в конвергентную часть сопла, обусловленный неоптимальным выбором состава смеси. Все это говорит не столько о неустойчивости рассматриваемых стационарных режимов детонационного горения, сколько о трудностях реализации пульсирующих режимов в рассматриваемом сопловом канале.
Инициирование детонационного горения предварительно нагретой водородовоздушной смеси в сверхзвуковом потоке экспериментально реализовано в [7] путем импульсной фокусировки лазерного излучения.
Стационарное самоподдерживающееся детонационное горение водородовоздушных смесей при спонтанном воспламенении численно получено в сопловом канале с укороченным конвергентным участком Lc=-3r0 (фиг.4).
Численное моделирование и эксперименты подтверждает возможность реализации заявляемого изобретения. Заявляемый способ позволяет в непрерывном самоподдерживающемся режиме преобразовывать тепловую энергию химических реакций в дополнительную кинетическую энергию газового потока, избегая контрпродуктивного термического разложения топлива путем детонационного сжигания водородовоздушной смеси, направляемой с высокой сверхзвуковой скоростью в осесимметричное конвергентно-дивергентное сопло. Предлагаемый способ допускает оптимизацию формы соплового канала для уменьшения энергии инициирования детонации и получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока с заданными параметрами.
Источник информации
1. Крайко А.Н. Теоретическое и экспериментальное обоснование концепции пульсирующего двигателя с детонационной волной, движущейся против сверхзвукового потока // Импульсные детонационные двигатели / Под ред. С.М.Фролова. М.: Торус Пресс, 2006. С.569-590.
2. Нетлетон М. Детонация в газах. М.: Мир. 1989. - 280 с.
3. Гурвич Л.В., Вейц И.В., Медведев В.А. и др. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочное издание. Т.1. Кн.2. М.: Наука, 1978. 327 с.
4. Черный Г.Г. Газовая динамика. М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. лит., 1988. - 424 с.
5. Туник Ю.В. Численное моделирование детонационного горения водородовоздушных смесей в сопле Лаваля // Изв. РАН. МЖГ. 2010. №2. С.107-114.
6. Туник Ю.В. Устойчивость детонационного горения к изменению концентрации водорода на входе в сверхзвуковое сопло // Изв. РАН. МЖГ. 2011. №1. С.128-135 (в печати).
7. V.A.Pavlov, O.P.Shatalov, Yu.V.Tunik. Laser-based ignition of supersonic hydrogenous flows in a shock tube. Technical Program and Abstracts. 7th International Colloquim on Pulsed and Continuous Detonations. St. Petersburg, 2010, p 10.

Claims (1)

  1. Способ детонационного сжигания топливной смеси, непрерывно поступающей в прямоточную камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью, отличающийся тем, что в качестве топлива используется водородовоздушная смесь постоянного во времени состава, направляемая в осесимметричный конвергентно-дивергентный сопловой канал параллельно оси и сжигаемая в стационарной самоподдерживающейся волне детонации, формирующейся в расширяющейся части канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков, при выполнении следующего условия: скорость газа на входе в канал превосходит скорость детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.
RU2011112292/06A 2011-03-31 2011-03-31 Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке RU2487256C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011112292/06A RU2487256C2 (ru) 2011-03-31 2011-03-31 Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011112292/06A RU2487256C2 (ru) 2011-03-31 2011-03-31 Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011112292A RU2011112292A (ru) 2012-10-10
RU2487256C2 true RU2487256C2 (ru) 2013-07-10

Family

ID=47079097

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011112292/06A RU2487256C2 (ru) 2011-03-31 2011-03-31 Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2487256C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2659415C1 (ru) * 2017-06-14 2018-07-02 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Способ инициирования импульсной детонации

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3768926A (en) * 1971-11-30 1973-10-30 R Pegg Pulse jet rotor drive for helicopter
GB2195402A (en) * 1986-09-10 1988-04-07 Kershaw H A A method of power generation and it's use in a propulsion device
RU2282044C1 (ru) * 2004-11-22 2006-08-20 Бордовский Антон Владимирович Пульсирующий двигатель детонационного горения
RU2006142326A (ru) * 2004-04-30 2008-06-10 Уилль м Энтони ДЕННЕ (GB) Пульсореактивные двигатели
RU2347098C1 (ru) * 2007-06-13 2009-02-20 Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирское отделение Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3768926A (en) * 1971-11-30 1973-10-30 R Pegg Pulse jet rotor drive for helicopter
GB2195402A (en) * 1986-09-10 1988-04-07 Kershaw H A A method of power generation and it's use in a propulsion device
RU2006142326A (ru) * 2004-04-30 2008-06-10 Уилль м Энтони ДЕННЕ (GB) Пульсореактивные двигатели
RU2282044C1 (ru) * 2004-11-22 2006-08-20 Бордовский Антон Владимирович Пульсирующий двигатель детонационного горения
RU2347098C1 (ru) * 2007-06-13 2009-02-20 Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирское отделение Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2659415C1 (ru) * 2017-06-14 2018-07-02 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Способ инициирования импульсной детонации

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011112292A (ru) 2012-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Yao et al. Reinitiation phenomenon in hydrogen-air rotating detonation engine
US6983586B2 (en) Two-stage pulse detonation system
JP5892622B2 (ja) 多管式バルブレス・パルスデトネーションエンジン
US7739867B2 (en) Compact, low pressure-drop shock-driven combustor
US7669406B2 (en) Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same
US20110047962A1 (en) Pulse detonation combustor configuration for deflagration to detonation transition enhancement
US20110126511A1 (en) Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation
US7310951B2 (en) Steady-state detonation combustor and steady-state detonation wave generating method
CN110410232B (zh) 一种激波聚焦点火爆震燃烧器及其点火起爆方法
RU172777U1 (ru) Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
RU2333423C2 (ru) Способ инициирования детонации в горючих смесях и устройство для его осуществления
RU2672244C1 (ru) Способ инициирования детонации в трубе с горючей смесью и устройство для его осуществления
RU2487256C2 (ru) Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке
US9217392B2 (en) Vortex cannon with enhanced ring vortex generation
Wang et al. Experimental research on transition regions in continuously rotating detonation waves
Frolov et al. Pulse-detonation burner unit operating on natural gas
US20050279083A1 (en) Folded detonation initiator for constant volume combustion device
RU178988U1 (ru) Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Wang et al. Discovery of breathing phenomena in continuously rotating detonation
US20070157623A1 (en) Fuel preconditioning for detonation combustion
Wahid et al. Early assessment of asymmetric vortex small rotating detonation engine
US20120192546A1 (en) Catalytic Converter for a Pulse Detonation Turbine Engine
RU2724558C1 (ru) Способ и устройство организации периодической работы непрерывно-детонационной камеры сгорания
Bogdanov Contemporary achievements in the field of acoustic ignition systems
Ciccarelli et al. Flame acceleration enhancement by distributed ignition points

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20140401

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20150610

QA4A Patent open for licensing

Effective date: 20200317