667
.pdf
Постановка вычислительного эксперимента газодинамической задачи
Целью работы является формирование методики расчета газодинамических явлений посредством трехмерного моделирования объекта исследования и последующим расчетом в программе расчета газодинамики с применением пакетов SolidWorks и FlowVision.
На первом этапе данной работы было произведено проектирование и изготовление модельных установок двух типов:
1.Воздушная установка для отработки методики измерения процессов, протекающих внутри ГДТ, получения идеальной картины запуска диффузора и достижения идентичных результатов, полученных
висследованиях, проведенных ранее различными исследовательскими группами.
2.Огневая установка, использующая в качестве рабочего тела продукты сгорания топлива. Такой тип установки является новым шагом в исследовании имитации высотных условий в связи с большой степенью расширения сопла.
Отработка модели на воздухе, создание на ее основе расчетной модели с последующими изменениями после сопоставления результатов позволит в дальнейшем моделировать процессы огневой установки с хорошей сходимостью и достоверностью результатов.
Реализация вычислительного эксперимента
Вкачестве аппаратного обеспечения для вычислительных экспериментов использовались ресурсы высокопроизводительного вычислительного комплекса Центра высокопроизводительных вычислительных систем, построенного на базе аэрокосмического факультета ПНИПУ.
Воснову расчетов газовой динамики заложено уравнение Навье – Стокса. Расчет проводился в программе FlowVision, в которой применяется численное решение системы уравнений методом конечных объемов. Основная идея метода понятна и поддается прямой физической интерпретации. Расчетную область разбивают на некоторое число непересекающихся контрольных объемов таким образом, что каждая узловая точка содержится в одном контрольном объеме. Дифференциальное уравнение интегрируют по каждому контрольному объему. Для вычисления интегралов используют кусочные профили, которые описывают изменение искомой функции между узловыми точками. В результате находят дискретный аналог дифференциального уравнения, в который входят значения искомой функции в нескольких узловых точ-
101
И.Н. Лапин
ках. Полученный подобным образом дискретный аналог выражает закон сохранения искомой функции для конечного контрольного объема, точно так же, как дифференциальное уравнение выражает закон сохранения для бесконечно малого контрольного объема.
Во время протекания по газовому тракту ГДТ рабочее тело приобретает сверхзвуковые скорости, возникают системы скачков уплотнения и характер течения становится турбулентным. Моделирование турбулентности – одна из наиболее трудных и не решенных до конца проблем в гидродинамике и теоретической физике. В настоящий момент создано большое количество разнообразных моделей для расчета турбулентных течений. Они отличаются друг от друга сложностью решения и точностью описания течения. Основная идея моделей сводится к предположению о существовании средней скорости потока uср и среднего отклонения от него u', которые в сумме составляют мгновенное значение скорости u = uср+ u'. В текущей работе применялась k-ε модель. Уравнение движения преобразуется к виду, в котором добавлено влияние флуктуации средней скорости. В данной модели решаются два дополнительных уравнения для транспорта кинетической энергии турбулентности и транспорта диссипации турбулентности.
Формирование физической модели
Конструкция трехмерная, расчетной областью для моделирования газодинамических процессов является внутренняя полость газодинамической трубы.
Расчет принимается квазистатическим. В рамках этого расчета были приняты следующие допущения:
–несущая фаза – идеальный газ;
–расчеты проводились без учета силы тяжести;
–расчеты проводились при нормальных условиях (атмосферное давление, температура 20 °С);
–расчеты проводились без учета сил трения.
В данном расчете использовались следующие граничные условия: на входе давление составляло 1,4 МПа, что при расчете задавалось эквивалентной величиной: нормальная массовая скорость 200 кг/м2·с. На выходе – беспрепятственный выход газа. Давление выхода равно атмосферному – 0,1 МПа.
102
Постановка вычислительного эксперимента газодинамической задачи
Расчетная область ограничена внутренней геометрией газового тракта. Объектом исследования являлась газодинамическая труба, предназначенная для имитации высотных условий работы реактивного сопла ракетного двигателя посредством эжекции истекающим газом из участка трубы, называемого барокамерой. В упрощенной постановке это газоход переменного сечения.
На рис. 2, 3 приведены чертеж модельной установки и фотография реальной модельной установки газодинамической трубы, работающей на воздухе. В данном расчетном эксперименте за расчетную область взят наиболее важный участок в формировании структуры течения, расположенный между сечениями А–А и Б–Б.
Рис. 2. Чертеж воздушной установки
Рис. 3. Воздушная установка в сборе
103
И.Н. Лапин
Формирование твердотельной модели
На рис. 4 показана конструктивная схема расчетной области, выполненной в пакете Solid Works.
Рис. 4. Твердотельная модель расчетной области
Для лучшей сходимости решения и снижения погрешностей получаемых результатов необходимо построить расчетную сетку, ячейки которой имеют равномерную форму, близкую к форме куба. Помимо прочего, при измельчении сетки желательно избежать резких отличий геометрических размеров соседствующих ячеек – линейные размеры соседних ячеек не должны отличаться более чем в 2 раза [3]. В итоге сетка имела равномерную структуру, количество элементов – 262 604.
Приведем результаты вычислительного эксперимента: рис. 5 отображает распределение параметров по сечению ГДТ, полученное в ходе вычислительного эксперимента.
На рис. 6 приведен график зависимости давления в камере рк, давления на срезе сопла ра и давления в барокамере рб от времени. Данные получены в ходе реального эксперимента продувки воздухом модельной установки на кафедре РКТ и ЭУ.
Из представленного графика можно выделить момент, аналогичный приведенному для вычислительного эксперимента рис. 5, где видно, что давление в камере ≈ 13 кгс/см2, при этом в зоне барокамеры наблюдается пониженное давление, рб ≈ 0,050 кгс/см2. На рисунках с результатами расчета FlowVision (см. рис. 5, а) синим цветом обозначена зона разряжения в барокамере. Значение давления в барокамере по результатам вычислительного эксперимента по шкале соответствует
рб ≈ 0,0594 кгс/см2.
104
Постановка вычислительного эксперимента газодинамической задачи
а
б
Рис. 5. Распределение параметров потока по сечению участка ГДТ: а – числа Маха; б – полного давления
Рис. 6. Зависимость рк, ра, рб от времени в диффузоре
105
И.Н. Лапин
Помимо значений давления, расчет показывает значение числа Маха в критическом сечении сопла равным 1, что подтверждает реальность процессов, отображаемых на рис. 5 [4].
Проведенные исследования позволилисделатьследующие выводы:
–В результате данного этапа работы получена математическая модель газодинамической установки с рабочим телом – воздух.
–Проведена верификация результатов расчета с удовлетворяющими результатами для дальнейшего исследования.
–Выведены предпосылки для дальнейших работ по совершенствованию расчетной модели, постановке вычислительного эксперимента с большим количеством расчетных ячеек с применением многопроцессорных технологий.
–Создана база и разработана методика проведения вычислительного эксперимента исследования характеристик ГДТ, на основе этой методики будет проведено моделирование процессов в ГДТ с рабочим телом – продукты сгорания топлива.
Библиографический список
1.Волков В.Т., Ягодников Д.А. Исследование и стендовая отработка ракетных двигателей на твердом топливе. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007. – 296 с.
2.Шишков А.А., Силин Б.М. Высотные испытания реактивных двигателей. – М.: Машиностроение, 1985. – 205 с.
3.Система моделирования движения жидкости и газа FlowVision. Версия 2.05.04. Руководство пользователя. – М., 1999–2008. – 310 с.
4.Шишков А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. – М.: Машиностроение, 1974. – 156 с.
5.Шишков А.А., Панин С.Д., Румянцев Б.В. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива. Справочник. – М.: Машиностроение, 1989.
6.Антонов Р.В., Гребенкин В.И., Кузнецов Н.П. Органы управления вектором тяги твердотопливных ракет: расчет и конструктивные особенности, эксперимент / под ред Н.П. Кузнецова; Регулярная хаотическая динамика. – М.; Ижевск, 2006. – 552 с.
7.Газодинамические и теплофизические процессы в ракетных двигателях твердого топлива / А.М. Губертов, В.В. Миронов, Д.М. Борисов [и др.]. – М.: Машиностроение, 2004. – 512 с.
106
Постановка вычислительного эксперимента газодинамической задачи
8.Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика – 3-е изд., пере-
раб. – М.: Наука, 1969. – 824 с.
9.Лапин И.Н., Соколов Г.Н., Пепеляев В.Н. Газодинамические процессы при нестационарном изменении давления в камере сгорания // Полет: общерос. науч.-техн. журнал. – 2012. – № 3. – С. 38–42.
10.Лапин И.Н., Бондаренко А.С. Предпосылки к экспериментальному исследованию выхлопного диффузора в составе баростенда для отработки сопел высоких степеней расширения // Наука и технологии: материалы XXXII Всерос. конф. по проблемам науки и технологий, 12–14 июня / Межрегион. совет по науке и технологиям. – Миасс, 2012. – С. 88–91.
References
1.Volkov V.T., Yagodnikov D.A. Issledovanie i stendovaya otrabotka raketnykh dvigateley na tverdom toplive [Research and bench test of solid propellant rocket motors]. Moscow: Moskovskiy gosudarstvennyy tekhnicheskiy universitet imeni N.E. Baumana, 2007. 296 p.
2.Shishkov A.A., Silin B.M. Vysotnye ispytaniya reaktivnykh dvigateley [High altitudes tests of jet engines]. Moscow: Mashinostroenie, 1985, 205 p.
3.Sistema modelirovaniya dvizheniya zhidkosti i gaza FlowVision. Versiya 2.05.04. Rukovodstvo polzovatelya [FlowVision – system for modeling of liquid and gas motion. Version 2.05.04. User manual]. Moscow, 1999–2008, 310 p.
4.Shishkov A.A. Gazodinamika porokhovykh raketnykh dvigateley
[Gas-dynamics of powder rocket engines]. Moscow: Mashinostroenie, 1974, 156 p.
5.Shishkov A.A., Panin S.D., Rumyantsev B.V. Rabochie protsessy v raketnykh dvigatelyakh tverdogo topliva. Spravochnik [Working processes in solid propellant rocket motors. Нandbook]. Moscow: Mashinostroenie, 1989.
6.Antonov R.V., Grebenkin V.I., Kuznetsov N.P. Organy upravleniya vektorom tyagi tverdotoplivnykh raket: raschet i konstruktivnye osobennosti, eksperiment [Thrust vector control elements of solid propellant rockets: calculation and design features, experiment]. Еd. N.P. Kuznetsov. Moscow; Izhevsk: Regulyarnaya khaoticheskaya dinamika, 2006, 552 p.
107
И.Н. Лапин
7.Gubertov A.M., Mironov V.V., Borisov D.M. and others. Gazodinamicheskie i teplofizicheskie protsessy v raketnykh dvigatelyakh tverdogo topliva [Gas-dynamic and thermophysical processes in solid propellant rocket motors]. Moscow: Mashinostroenie, 2004, 512 p.
8.Abramovich G.N. Prikladnaya gazovaya dinamika [Applied gas dynamics]. Moscow: Nauka, 1969, 824 p.
9.Lapin I.N., Sokolov G.N., Pepelyaev V.N. Gazodinamicheskie protsessy pri nestatsionarnom izmenenii davleniya v kamere sgoraniya [Gasdynamic processes when changing of unsteady pressure in combustion chamber]. Polet. Obshcherossiyskiy nauchno-tekhnicheskiy zhurnal, 2012, no. 3, pp. 38–42.
10.Lapin I.N., Bondarenko A.S. Predposylki k eksperimentalnomu issledovaniyu vykhlopnogo diffuzora v sostave barostenda dlya otrabotki sopel vysokikh stepeney rasshireniya [Preconditions to an experimental investigation of exhaust diffuser in structure of barometric stand for development of nozzle with high ratio expansion]. Nauka i tekhnologii. Materialy XXXII Vserossiyskoy konferentsii po problemam nauki i tekhnologiy. Miass: Mezhregionalnyy sovet po nauke i tekhnologiyam, 2012, pp. 88–91.
Об авторах
Лапин Илья Николаевич (Пермь, Россия) – ст. преподаватель кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические установки» ФГБОУ ВПО ПНИПУ (614990, г. Пермь, Комсомольский пр., 29, e-mail: linik@ya.ru).
About the authors
Lapin Ilya Nikolaevich (Perm, Russian Federation) – Senior Lecturer, Department of Rocket and Space Technology, Generating Units, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990, Russian Federation, e-mail: linik@ya.ru).
Получено 3.09.2012
108
Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2012. № 33
УДК 621.453
Д.А. Болховских, В.И. Малинин, Р.В. Бульбович
Пермский национальный исследовательский политехнический университет
ИССЛЕДОВАНИЕ СОСТАВОВ МЕТАЛЛОГАЗОВЫХ СМЕСЕЙ ДЛЯ ПОЛУЧЕНИЯ НАНОДИСПЕРСНОГО
ОКСИДА АЛЮМИНИЯ
Рассматриваются процессы, протекающие в форкамере опытно-промышленной установки сжигания газовзвесей металлических порошков и синтеза дисперсных оксидов. Описаны наиболее значимые факторы, влияющие на получение нанооксида алюминия в опытнопромышленной установке, такие как температура продуктов первичного горения, доли конденсированной и газообразной фазы алюминия, образованные в форкамере. С учетом влияния этих факторов подобраны компоненты, способствующие улучшению процесса синтеза и качества нанооксида алюминия. Исследованы горючие металлогазовые смеси, содержащие инертные по отношению к алюминию компоненты: Al + O2 + H2, Al + O2 + He, Al + O2 + Ar. Для сравнения рассмотрена применяемая ранее смесь Al + воздух. Проведены термодинамические расчеты, определен состав продуктов сгорания исследуемых металлогазовых смесей и содержание конденсированной фазы в смеси. Построены графики зависимости суммарной доли конденсированной фазы, температуры и доли алюминия в конденсированной фазе от коэффициента избытка окислителя. Проведено сравнение смесей, содержащих инертные компоненты, со смесью Al + воздух и выявлено снижение массовой доли конденсированной фазы в 2–3 раза, доли алюминия в конденсированной фазе в 3–6 раз и температуры продуктов сгорания более чем на 200 К. Рассмотрена экономическая целесообразность использования смесей. По результатам исследований сделан вывод, что для производства нанооксида алюминия лучше всего использовать смесь
Al + O2 + Ar.
Ключевые слова: нанооксид, металлогазовая смесь, опытно-промышленная установка, форкамера, охлаждение, конденсированная фаза, доля алюминия в газообразном состоянии, соотношение расхода компонентов.
D.A. Bolkhovskikh, V.I. Malinin, R.V. Bulbovich
Perm National Research Politechnic University
INVESTIGATION OF COMPOUNDS OF METALGAS MIXTURES FOR OBTANING OF NANODISPERSE OXIDE OF ALUMINIUM
It is considered the processes occurring in a prechamber of experimental-industrial plant for burning of gas suspension of metallic powders and synthesis of disperse oxides. The most significant factors to obtain the nanooxide of aluminum in experimental-industrial plant, such as temperature of primary combustion products, a fraction of the condensed and gaseous phase of the aluminum, formed in a prechamber are described. Take into account of these factors, the components promoting improvement of process of synthesis and quality of nanooxide of aluminum have been chosen. It was investigated burning metalgas mixtures containing inert components in relation to aluminum: Al + O2 + H2, Al + O2 + He, Al + O2 + Ar. For comparison it is considered applied earlier mixture of
109
Д.А. Болховских, В.И. Малинин, Р.В. Бульбович
Al + air. Thermodynamic calculations have been carried out, the structure of combustion products of studied metalgas mixtures and the content of the condensed phase in a mixture have been determined. The curves of dependence of a total share of the condensed phase, temperatures and fraction of aluminum in the condensed phase on excess oxidant ratio have been constructed. Comparison of the mixtures containing inert components, with mixture of Al + air has been carried out. It has been revealed the reduction of mass fraction of the condensed phase in 2–3 times, fraction of aluminum in the condensed phase in 3–6 times and temperatures of combustion products more than by 200 K. Economic integrity of use of mixtures has been considered. The conclusion on the base of investigation results was made: for production of nanooxide of aluminium the best substance is Al + O2 + Ar mixture.
Keywords: nanooxide, metalgas mixture, experimental-industrial plant, prechamber, cooling, condensed phase, fraction of aluminum in a gaseous state, ratio of components consumption.
Практический и теоретический интерес представляет исследование возможности получения нанодисперсных оксидов методом сжигания газовзвесей порошков металлов. Суть предлагаемого метода заключается в следующем. Порошок металла сжигается в условиях, при которых максимальная доля продуктов сгорания состоит из паров металла или его газообразных оксидов. Затем газообразные продукты первичного горения быстро охлаждаются в окислительной среде. При этом частицы образующегося конденсата не успевают вырасти, и оксид металла получается в нанодисперсном виде. Легко показать, что
вравновесном состоянии доля нанодисперсного оксида примерно рав-
на доле металла qvap, преобразующегося в газообразную фазу в процессе первичного горения, поэтому с целью увеличения доли нанодисперсного оксида необходимо создать такие условия горения, чтобы
максимально увеличить значение qvap. В идеальном случае qvap = 1 [1]. Данная работа посвящена исследованию процессов, протекающих в форкамере (ФК) опытно-промышленной установки сжигания газовзвесей металлических порошков и синтеза дисперсных оксидов [2–5]. Установка состоит из системы подачи, ФК, камеры сгорания, устройства отбора дисперсных продуктов. Устройство опытно-промыш- ленной установки подобно экспериментальной установке, описанной
вработах [2, 6–9]. Форкамера предназначена для смешения порошка с первичным воздухом, воспламенения и первичного горения образованной металлогазовой смеси. Камера сгорания предназначена для сжигания вторичной смеси исинтеза оксида сзаданнымисвойствами.
Вработах [2, 6–9] представлены исследования по получению оксида алюминия в экспериментальной установке с применением в ФК смеси Al + воздух. Нами проведен анализ эффективности использования данной смеси. Выявлены следующие недостатки применения вышеуказанной смеси в форкамере:
110