РАЗРАБОТКА И ОБОСНОВАНИЕ МОДЕЛИ ГИПЕРЗВУКОВОГО
ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
С МАГНИТОГИДРОДИНАМИЧЕСКИМ УПРАВЛЕНИЕМ
ГАЗОВЫМ ПОТОКОМ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ

Координатор: член-корр. РАН Шайдуров В. В.

Исполнители: ИВМ, ИТПМ СО РАН, КГУ

Изучено влияние на структуру течения локального подвода энергии различной мощности, пространственного распределения и частоты при различных сверхзвуковых числах Маха набегающего потока. Установлена зависимость осредненной плотности газа в тепловом следе от перечисленных параметров, определены условия, при которых может быть получено значительное снижение плотности. Выполнены расчеты при условиях, соответствующих модельному эксперименту, получено удовлетворительное качественное совпадение структур течений (рис. 1). На основе функциональных назначений летательных аппаратов и термодинамической модели процесса выполнены оценки энергетической эффективности подвода тепла перед телом при сверхзвуковых скоростях полета, в частности — увеличения дальности полета на крейсерском режиме для летательного аппарата самолетного типа и на активном участке для летательного аппарата снарядного типа, а также оценка экономии топлива при выведении воздушно-космического самолета на околоземную орбиту. Показано, что для получения значимого эффекта необходимо существенную часть (» 40 %) расходуемого топлива вкладывать в нагрев набегающего потока. Для различных типов летательных аппаратов даны оценки минимальных чисел Маха полета, начиная с которых целесообразен подвод тепла в набегающем потоке, и минимально необходимого “коэффициента полезного действия” преобразования энергии топлива в энергию нагрева газа.

Рис. 1. Поле плотности за импульсно-периодическим тепловым источником при числе Маха набегающего потока M0 = 5 и частоте подвода энергии 50 кГц.

Fig. 1. Density field behind a pulse-periodic heat source for a free-stream Mach number M0 = 5 and energy-addition frequency of 50 kHz.

Показано, что с помощью относительно небольших затрат энергии, подводимой локально в нескольких зонах в импульсно периодическом режиме, можно существенно изменять структуру течения в канале. Установлено, что возникает существенная завихренность потока, наибольшая при расположении зоны подвода энергии вблизи стенки канала (рис. 2), что свидетельствует о возможности интенсификации процессов смешения сверхзвуковых потоков.

Рис. 2. Распределение завихренности потока в канале при дискретно распределенном периодическом подводе энергии для M0 = 2.

Fig. 2. Vorticity distribution in a channel with a discretely distributed periodic energy addition for M0 = 2.

Разработана математическая модель детонационного МГД-генератора, который рассматривался как источник электроэнергии на борту гиперзвукового летательного аппарата. На основе модели изучена динамика МГД-процесса при давлениях в канале до 20 МПа и рассчитаны энергетические характеристики. Установлено, что удельная электрическая мощность генератора может достигать значения »  380 МВт/м3, а коэффициент полезного действия » 10 %.

Рис. 3. Принципиальная схема ГПВРД с МГД-управлением потоком и структура течения.
1 -невозмущенный поток; 2 - горение водорода в ударно-сжатом слое; 3 - Т-слой; 4 - течение расширения газа в сопле.

Fig. 3. Principal layout of the scramjet with MHD flow control and flow structure.
1 - undisturbed layer; 2 - hydrogen combustion in a shock-compressed layer; 3 - T-layer; 4 - expansion flow of gas in the nozzle.

Проведено обоснование способа МГД-управления газовым потоком в камере сгорания ГПВРД со сжиганием топлива в области ударно-сжатого газа (рис. 3). Исследована структура течения с Т-слоями в периодическом режиме работы. Расчеты показали принципиальную возможность использования МГД-управления с Т-слоем для расширения диапазона работы двигателя по числам Маха и существенного улучшения удельных тяговых характеристик (рис. 4).

Рис. 4. Зависимость величины удельного импульса от числа Маха полета (Iud1 (1) - для ГПВРД без МГД-управления, Iud2 (2) - для ГПВРД с МГД-управлением).

Fig. 4. Specific impulse versus the flight Mach number for a scramjet without MHD control (Iud1) and with MHD control (Iud2).

На основе численного решения системы нестационарных двумерных уравнений магнитной газодинамики проведено моделирование процесса инициирования токового слоя в потоке газа при импульсном подводе энергии от внешнего источника. Исследована динамика процесса, определены составляющие энергетического баланса при различных скоростях энергоподвода. Установлено, что в отсутствие механизма вязкости при взаимодействии с магнитным полем наблюдается развитие гидродинамической неустойчивости, приводящей к разделению токового слоя на две части, которые обтекаются потоком (рис. 5).

Рис. 5. Векторное поле скоростей в канале при МГД-взаимодействии.

Fig. 5. Velocity vector field in the channel with MHD interection.

На импульсной установке УТ-2 (рис. 6) определен характер МГД-взаимодействия Т-слоя со сверхзвуковым газовым потоком. Отработаны методики измерения основных характеристик течения в тракте установки. Для определения структуры течения и интерпретации результатов экспериментов проведено математическое моделирование газодинамических процессов в установке УТ-2.

Рис. 6. Общий вид экспериментальной импульсной установки УТ-2.

Fig. 6. General view of the experimental pulsed facility UT-2.

Список основных публикаций

  1. Багаев Б. М., Карепова Е. Д., Шайдуров В. В. Сеточные методы решения задач с пограничным слоем. Новосибирск: Наука, СИФ РАН, 2001. 222 с.

  2. Bykova E. G., Kalpush T. V., Shaidurov V. V. et al. Accurate Numerical Solution of Convection-Diffusion Problems. Novosibirsk: Publishing House of Institute of Mathematics, 2001. 251 p.

  3. Деревянко В. В. Численное моделирование детонационного МГД-генератора высокого давления// Теплофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, № 3. C. 495—504.

  4. Деревянко В. В. Исследование проницаемости T-слоя в детонационном МГД-генераторе высокого давления// Вычислительные технологии. 2001. Т. 6, ч. 2. (Спец. выпуск). С. 265—270.

  5. Замураев В. П. О возможности управления завихренностью в сверхзвуковом потоке посредством мгновенного локального подвода энергии// Теплофизика и аэромеханика. 2001. Т. 8, № 1. С. 87—99.

  6. Зудов В. Н. Развитие следа за импульсно-периодическим энергоисточником// Письма в ЖТФ. 2001. № 12. С. 81—87.

  7. Шайдуров В. В., Щепановская Г. И. Математическое моделирование нестационарного распространения импульса энергии большой мощности в вязком теплопроводном газе// Вычислительные технологии. 2001. Т. 6, ч. 2. (Спец. выпуск). С. 693—698.

  8. Аульченко С. М., Латыпов А. Ф., Никуличев Ю. В. Опыт оптимизации аэродинамических характеристик эксплуатируемых крыльевых профилей// ПМТФ. 2002. Т. 43, № 1. С. 60—64.

  9. Замураев В. П., Латыпов А. Ф. К вопросу об измерении давления при быстро протекающих процессах// Теплофизика и аэромеханика. 2002. Т. 9, № 2. С. 315—324.

  10. Замураев В. П., Калинина А. П., Латыпов А. Ф. Оценка тяги ПВРД при импульсном подводе энергии// Там же. 2002. Т. 9, № 3. С. 405—410.

  11. Латыпов А.Ф., Фомин В. М. Оценка энергетической эффективности подвода тепла перед телом в сверхзвуковом потоке// ПМТФ. 2002. Т. 43, № 1. С. 71—75.

  Оглавление Далее