close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Непрерывно-детонационные двигатели

код для вставкиСкачать
Федеральное государственное бюджетное учреждение науки
Институт химической физики им Н.Н. Семенова
Российской академии наук (ИХФ РАН)
На правах рукописи
Иванов Владислав Сергеевич
НЕПРЕРЫВНО-ДЕТОНАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
01.04.17 – химическая физика, горение и взрыв, физика экстремальных
состояний вещества
Автореферат диссертации на соискание ученой степени
доктора физико-математических наук
Москва 2018
Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждении
науки Институте химической физики им. Н.Н. Семенова Российской академии
наук
Официальные оппоненты: Быковский Федор Афанасиевич
доктор технических наук
Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева
Сибирского отделения Российской академии
наук
главный научный сотрудник
Голуб Виктор Владимирович
доктор физико-математических наук
Институт теплофизики экстремальных состояний
Объединенного института высоких температур
Российской академии наук
заведующий отделом
Марков Владимир Васильевич
доктор физико-математических наук
Математический институт
им. В.А. Стеклова Российской академии наук
ведущий научный сотрудник
Ведущая организация:
Научно-исследовательский институт механики
МГУ имени М.В. Ломоносова
Защита состоится 17 октября 2018 года в 11 часов 00 минут на заседании
Диссертационного совета Д.002.012.02 при Федеральном государственном
бюджетном учреждении науки Институте химической физики им Н.Н.
Семенова Российской академии наук по адресу:
119991 Москва, ул. Косыгина, 4.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Федерального
государственного бюджетного учреждения науки Института химической
физики им Н.Н. Семенова Российской академии наук.
Автореферат разослан 22 июня 2018 года.
Автореферат размещен на сайте Высшей аттестационной комиссии Министерства образования и науки Российской Федерации 11 апреля 2018 года.
Ученый секретарь
Диссертационного совета Д.002.012.02
доктор физико-математических наук
Голубков М.Г.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность темы исследования. В настоящее время сильно возрос
интерес к использованию детонационного горения в энергетических установках
различного
направления.
В
частности,
использование
непрерывно-
детонационных камер сгорания (НДКС) рассматривается как один из
возможных путей повышения эффективности газотурбинных, ракетных и
прямоточных двигателей. Активно ведется разработка вычислительных
методик, позволяющих существенно сократить затраты при проектировании
силовых установок с НДКС и определить перспективные области применения
НДКС в силовых установках нового поколения. Также ведется широкий спектр
экспериментальных работ по решению фундаментальных и конструкторских
проблем, возникающих при создании таких камер сгорания (КС).
Цели и задачи исследования. Основной целью исследования являлось
теоретическое и экспериментальное доказательство энергоэффективности
НДКС в ракетных, турбореактивных и прямоточных двигателях. Для этого
было необходимо разработать прогностическую трехмерную математическую
модель с учетом смешения компонент топливной смеси. После проверки
математической модели путем сравнения результатов расчетов с известными
экспериментальными данными использовать модель для проектирования и
оптимизации непрерывно-детонационных двигателей. Исследование включало
следующие задачи:
(1) Разработать и проверить на известных экспериментальных данных модель
горения с учетом смешения компонент горючей смеси для моделирования
процессов горения в НДКС;
(2) Спроектировать экспериментальный стенд и образцы НДКС для испытаний
образцов детонационных ракетных двигателей (ДРД). Экспериментально
доказать энергоэффективность детонационного цикла сжигания топлива
(цикла Зельдовича) по сравнению с традиционным циклом сжигания при
постоянном давлении. С использованием разработанной математической
2
модели провести оптимизацию образцов ДРД для получения максимальных
тяговых характеристик.
(3) Спроектировать экспериментальный стенд и макет-демонстратор НДКС для
турбореактиного двигателя. Теоретически и экспериментально исследовать
влияние непрерывно-детонационного рабочего процесса на входе и выходе
камеры сгорания.
(4) С использованием трехмерной физико-математической модели разработать
облик прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) с НДКС.
Разработать
и
испытать
экспериментальный
образец
ПВРД
в
аэродинамических трубах со свободным обдувом сверхзвуковым потоком и
получить тяговые характеристики двигателя.
Научная новизна. В диссертации (1) разработана уникальная физикоматематическая модель сжимаемого двухфазного реагирующего течения,
основанная на методе Монте-Карло для описания турбулентно-молекулярного
смешения компонент горючей смеси и химических реакций. Модель проверена
путем прямого сравнения результатов расчетов с экспериментальными
данными для НДКС различной конструкции. Разработанная модель успешно
используется для проектирования и оптимизации камер сгорания нового типа,
работающих на разных горючих; (2) спроектированы изготовлены и испытаны
экспериментальные образцы НДКС для жидкостных ракетных двигателей
(ЖРД), турбореактивных (ТРД), газотурбинных (ГТД) и прямоточных
воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), работающие на топливных парах
водород-кислород, природный газ-кислород, сжиженный природный газкислород,
водород-воздух,
водород-жидкий пропан-воздух;
(3)
впервые
экспериментально доказано, что термодинамический цикл Зельдовича с
непрерывно-детонационным горением является более эффективным, чем
термодинамический цикл с непрерывным горением той же смеси при прочих
равных условиях; (4) впервые экспериментально получен высокий удельный
импульс тяги ДРД на земле (до 270 с) при давлении в камере сгорания, вдвое
3
меньшем, чем в традиционном ЖРД; (5) впервые доказано, что НДКС можно
использовать в турбореактивных и турбовальных двигателях, предусмотрев
простые устройства-изоляторы для предотвращения влияния пульсаций
параметров течения на компрессор и турбину; (6) на основе многовариантных
трехмерных расчетов доказана возможность создания детонационного ПВРД со
сверхзвуковым горением водорода в НДКС оригинальной конструкции. Такой
детонационный ПВРД может иметь высокую положительную эффективную
тягу при скорости полета с числом Маха 5 на высоте 20 км; (7) впервые в мире
проведены испытания детонационного ПВРД в условиях обдува воздухом с
числом Маха от 4 до 8 и с температурой торможения 300 и 1500 К. Доказана
возможность реализации устойчивого НД процесса в камере сгорания такого
двигателя и достижения положительной эффективной тяги при удельном
импульсе не менее 3300 с по топливу.
Теоретическая и практическая значимость работы. Созданная в
диссертации физико-математическая модель позволяет значительно снизить
затраты на проектирование традиционных и детонационных камер сгорания
ЖРД,
ТРД,
ГТД
детонационных
и
камер
ПВРД.
Разработаны
сгорания,
схемы
доказывающих
энергоэффективных
перспективность
использования детонационного горения, при проектировании реактивных
двигателей
следующего
поколения.
Показана
возможность
создания
энергоэффективного ПВРД с НДКС оригинальной конструкции, позволяющего
обеспечивать полет с числом Маха до 8 с положительной эффективной тягой.
Результаты работы стали основой широкой научно-технической кооперации с
предприятиями промышленности АО «ОДК-Климов», ОКБ им. А. Люльки,
ГНЦ ФГУП «ЦИАМ им П.И. Баранова, ПАО ТМКБ «Союз», ИТПМ СО РАН и
др. организациями АО «ОДК» и АО «КТРВ».
Методы исследования. В основе физико-математической модели лежат
фундаментальные уравнения сохранения массы, количества движения и
энергии для вязкого, сжимаемого турбулентного реагирующего течения.
4
Уравнения дополнены подсеточной моделью горения, основанной на методе
Монте-Карло и включающую модельные уравнения химической кинетики. Для
экспериментального исследования НДКС и образцов двигателей с НДКС
созданы экспериментальные стенды и образцы двигателей с оригинальной
системой регистрации рабочего процесса, основанной на использовании
ионизационных зондов, датчиков пульсаций давления и оптических методов
регистрации.
Положения, выносимые на защиту. На защиту выносятся:
(1) Физико-математическая
модель
с
учетом
конечных
скоростей
молекулярного смешения и скорости химических превращений;
(2) Результаты расчетов рабочего процесса в НДКС ДРД, работающего на
топливной паре «природный газ-кислород»;
(3) Результаты испытаний НДКС ДРД, работающего на топливной паре
«водород-кислород», доказывающие энергоэффективность детонационного
цикла сжигания топлива;
(4) Результаты испытаний ДРД, работающего на топливной паре «природный
газ-кислород» и «сжиженный природный газ-кислород», показывающие
возможность создания ЖРД оригинальной конструкции с высокими
тяговыми характеристиками при значительном уменьшении давления в КС
по сравнению с ЖРД традиционной конструкции;
(5) Результаты трехмерных расчетов по оптимизации геометрии водородновоздушной НДКС;
(6) Результаты
топливной
испытаний
паре
крупномасштабной
«водород-воздух»
и
НДКС,
тройной
работающей
смеси
на
«водород-
жидкий пропан-воздух»;
(7) Результаты трехмерных расчетов по созданию облика ПВРД с НДКС
оригинальной конструкции с оценкой его тяговых характеристик;
(8) Результаты испытаний ПВРД с НДКС в аэродинамических трубах со
свободным обдувом сверхзвуковым потоком с числом Маха от 4 до 8 с
5
температурой
торможения
300
и 1500 К и
регистрацией
тяговых
характеристик.
Степень
достоверности
полученных
результатов.
Физико-
математическая модель проверена путем прямого сравнения расчетных и
экспериментальных данных, в том числе полученных в исследованиях,
представленных в этой работе. Результаты экспериментов и испытаний НДКС
различной конструкции подтверждены известными в литературе данными.
Экспериментальные данные, полученные с использованием новых методик
регистрации, проверены независимыми методами регистрации, в том числе
визуальными методами с использованием высокоскоростных видеокамер.
Измерения тяги экспериментальных образцов двигателей проводились после
калибровки тяговых столов с использованием аттестованного датчика усилия.
Апробация результатов. Основные результаты диссертационной работы
докладывались на семинарах и научных конференциях отдела горения и взрыва
ИХФ РАН (2012-2018 г. Москва); на научных сессиях НИЯУ МИФИ (20122015, г. Москва); на VII-X Международных коллоквиумах по импульсной и
непрерывной детонации ICPCD (2010, 2016 г. Санкт - Петербург, Россия; 2012,
г. Будва, Республика Черногория; 2014, г. Пушкин, Россия); на Симпозиуме по
горению и взрыву COMBEX (2013, г. Рамзау, Австрия); на Минских
международных коллоквиумах по физике ударных волн, горения и детонации
(2013 и 2015, г. Минск, Беларусь), XXV конференции «Высокоэнергетические
процессы в механике сплошной среды» (2017 г., Новосибирск, Россия).
Публикации. По материалам диссертации опубликовано 72 печатные
работы. Статей, опубликованных в рецензируемых научных изданиях,
рекомендованных ВАК - 24.
Личный вклад автора. Соискатель принимал непосредственное участие
в разработке физико-математической модели, постановке задач, проведении
расчетов, их обработке и анализе результатов. Лично автором разработаны
6
стенды и экспериментальные образцы НДКС, проведены их испытания,
обработка и анализ экспериментальных данных.
Объем и структура диссертации. Диссертация состоит из введения,
пяти глав, формулировки основных результатов и выводов, списка сокращений
и списка цитируемой литературы. Работа изложена на 288 страницах и
содержит 183 рисунка, 22 таблицы и библиографию из 153 наименований.
ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ
Во введении обоснована актуальность темы диссертации, определены
основные цели и задачи работы и используемые методы исследования. Коротко
описаны основные научные результаты, их научная новизна и приведены
основные положения, выносимые на защиту.
В первой главе приведен анализ отечественной и зарубежной
литературы по численным методикам расчета непрерывной детонации и по
экспериментальным исследованиям непрерывно-детонационного горения, в
том числе в составе ГТД и ПВРД.
Во
второй
главе
описана
математическая
модель
двухфазного
турбулентного реагирующего течения, используемая в диссертации. В
частности, приведено описание модели течения газа, модели движения
дисперсной фазы, а также метода моделирования химических реакций
окисления топлива и метода численного расчета системы газодинамических
уравнений.
Математическая модель турбулентного реагирующего течения газа
основана на усредненных нестационарных дифференциальных уравнениях
Навье-Стокса, неразрывности и энергии, записанных для контрольного объема.
Для замыкания системы усредненных уравнений сохранения используются
подход с использованием аналогии уравнений турбулентного и молекулярного
переноса и k-ε моделью турбулентности. Для моделирования граничных
условий на твердых поверхностях используется формализм пристеночных
7
функций, сопрягающих решение в пограничном слое с решением во внешнем
потоке. Численное решение усредненных уравнений Навье-Стокса проводится
с использованием метода SIMPLE. Двухфазное течение вязкого сжимаемого
газа описывается в рамках комбинированного подхода. В нем течение
дисперсной (капельной) фазы определяется уравнениями движения и энергии,
записанными в Лагранжевой постановке. Для расчета прогрева и испарения
капель используется подмодель Дуковича. Дробление капель описывается
подмоделью WAVE. Численное решение уравнений для дисперсной фазы
проводится явным методом.
Для многомерных расчетов источников объемных химических реакций
разработан метод, основанный на Лагранжевом подходе. В этом методе,
названном
методом
частиц
(МЧ),
мгновенные
локальные
состояния
турбулентного реагирующего течения представляются в виде большого набора
взаимодействующих псевдочастиц, обладающих индивидуальными свойствами
(масса, скорость, температура, концентрации компонентов и др.). Уравнения
Навье-Стокса решаются численно с использованием комбинированного
алгоритма: метода контрольных объемов для расчета полей давления, скорости
и параметров турбулентности и метода Монте-Карло для расчета уравнений
переноса скаляров (энтальпия и концентрации реагентов), скорости и
турбулентной энергии. При этом пульсационная составляющая скорости
каждой частицы рассчитывается с использованием генератора случайных чисел,
т.е. методом Монте-Карло. Основные достоинства этого метода – возможность
точного определения средних скоростей химических реакций с учетом
конечных скоростей молекулярного смешения. Для расчета скоростей реакций
в частицах Монте-Карло используется кинетическая база данных, в которой
содержатся основные кинетические параметры для реакции окисления топлива.
Численное решение уравнений для МЧ проводится явным методом с
использованием внутреннего шага интегрирования по времени.
8
Для моделирования реакции горения водорода с воздухом используется
одна глобальная реакция, в которой кинетические параметры зависят от
давления
и
коэффициента
избытка
горючего.
Значения
кинетических
параметров реакции получены сопоставлением функциональных зависимостей
периода индукции от давления, температуры и коэффициента избытка
горючего, полученных по глобальной реакции и детальному кинетическому
механизму окисления водорода.
Для
моделирования
объемной
химической
реакции
окисления
метанокислородной смеси используется двухстадийный механизм. Первая
стадия соответствует периоду индукции самовоспламенения, а вторая –
установлению термодинамического равновесия в продуктах горения. По
окончании первой стадии исходная топливная смесь мгновенно превращается в
термодинамически
самовоспламенения
равновесные
продукты
производится
с
реакции.
Расчет
использованием
задержки
глобального
кинетического механизма, состоящего из пяти реакций, с табулированными
кинетическими параметрами реакции окисления топлива, зависящими от
давления и состава смеси.
В третьей главе приведены результаты расчетно-экспериментальных
исследований использования НДКС в ракетных двигателях.
Для оценки эффективности непрерывно-детонационных камер сгорания в
ДРД проведены сравнительные расчёты эффективности рабочего процесса в
ЖРД (Рис. 1а) и ДРД (Рис. 1б) при одинаковых расходах топливных
компонентов и основных геометрических размерах (площадь днища, высота
камеры, площадь критического сечения и степень расширения сопла) при
истечении продуктов в атмосферу.
9
(а)
(б)
Рис. 1. Схемы ЖРД (а) и ДРД (б). Стрелкой показано направление распространения
детонационной волны.
Результаты расчетов показали повышение тяги ДРД на 15% по сравнению
с ЖРД с аналогичными характеристиками. На Рис. 2 показаны расчётные
зависимости тяги ДРД и ЖРД от времени при одинаковом среднем расходе
смеси 400 кг/с. Видно, что в ДРД достигается средний уровень тяги около
1130 кН, тогда как тяга ЖРД выходит на уровень 986 кН. Таким образом,
расчётные значения удельного импульса для ДРД и ЖРД находятся в
отношении 1.15:1, т.е. эффективность ДРД примерно на 15% выше.
Для проверки полученных результатов другим способом, дополнительно
проведены термодинамические расчёты. Из них следует, что продукты
детонации имеют меньшую температуру и энтропию, чем продукты горения, а
термодинамические значения удельного импульса для ДРД и ЖРД оказались в
отношении 1.13:1 (332 и 294 с соответственно), т.е. эффективность ДРД – на
13% выше.
Результаты проведенных расчетов показывают, что использование
управляемого детонационного горения в ракетном двигателе может приводить
к значительному улучшению его тяговых характеристик и ДРД могут
рассматриваться в качестве перспективных разработок следующего поколения
ракетных двигателей.
10
Рис. 2. Сравнение расчётных зависимостей тяги ДРД и ЖРД от времени: верхняя шкала – для
ДРД, нижняя – для ЖРД.
Для экспериментального подтверждения энергоэффективности цикла
Зельдовича и отработки НДКС для ДРД разработан экспериментальный стенд.
Стенд
состоит
из
ресиверов
для
водорода,
метана
и
кислорода,
высокопроизводительной системы быстродействующих клапанов, топливных
магистралей большого сечения, тягового стола и прецизионной системы
измерения тяги и давления подачи топливных компонентов. Также стенд
оборудован системой подачи жидкого горючего вытеснительного типа.
Максимальный массовый расход топливной смеси, достигаемый на стенде,
близок к 1.5 кг/с.
В процессе испытаний разработаны более 5 образцов малоразмерных
ракетных двигателей с различными конфигурациями камеры сгорания
диаметром 50 мм (КНД50) и 100 мм (КНД100) и реактивных сопел. На Рис. 3
показана принципиальная схема одного из стендовых образцов ДРД. Все
образцы малоразмерных ДРД имеют кольцевую КС, к которой с одной стороны
присоединена смесительная головка, а с другой стороны присоединено
11
реактивное
сопло.
Кольцевые
КС
ДРД
образованы
двумя
соосными
цилиндрами высотой от 20 до 100 мм, так что зазор между цилиндрическими
поверхностями равен 5 мм. Для экспериментов с газообразными компонентами
горючего смесительная головка состоит из тонкого диска с заостренной
кромкой, присоединенного к внутреннему цилиндру КС так, чтобы между
кромкой и внешней стенкой КС был кольцевой зазор шириной δ = 1-2.5 мм.
Через этот кольцевой зазор в КС в осевом направлении подается окислитель
(кислород). Горючее (водород или метан) подается через пояс распределенных
радиальных отверстий диаметром 0.8-1.0 мм во внешней стенке
КС,
расположенный на расстоянии 0.5 мм ниже по течению от диска. Количество
радиальных отверстий в КНД50 — 72 или 60, а в КНД100 — 144.
Рис. 3. Принципиальная схема одного из стендовых образцов ДРД.
Для экспериментов со сжиженным природным газом (пропано-бутановая
смесь с температурой кипения около -42°С) используетсяовалась схема подачи
компонентов смеси, в которой газообразный кислород подавался через 144
радиальных отверстия диаметром 0.8 мм во внешней стенке КС. Сжиженный
12
природный газ подавался в КС через 144 отверстия диаметром 0.3 мм в осевом
направлении с торца КС.
Реактивное сопло образцов ДРД образовано коническим центральным
телом. В некоторых испытаниях между внутренним цилиндром КС и
коническим центральным телом устанавливалась профилированная расходная
шайба, уменьшающая площадь выходного сечения КС на 50%. Кроме того, в
некоторых испытаниях к внешнему цилиндру КС присоединялся конический
суживающе-расширяющийся сопловой насадок с пережатием сечения 50% по
отношению к площади поперечного сечения кольцевого зазора КС. Ввиду
больших тепловых нагрузок корпуса КС охлаждаются водой и изготовлены из
меди. Для инициирования детонации в ДРД использовался мощный искровой
разряд у выходного сечения КС.
Основным методом регистрации рабочего процесса в НДКС являлся
хемиионизационный метод диагностики. Этот метод основан на явлении
хемиионизации
–
образовании
заряженных
частиц
в
процессе
высокотемпературных химических превращений при горении газов и жидких
струй. Датчиком в такой системе регистрации является хемиионизационный
зонд.
Зонд
представляет
собой
иглу
из
жаропрочного
материала,
изолированную от корпуса, введенную одним (оголенным) концом в камеру
сгорания. Другой конец иглы подключен к экранированному кабелю,
подключаемому к системе регистрации испытательного стенда через станцию,
преобразующую сигналы с зондов в соответствии со стандартным диапазоном
входного сигнала аналогово-цифрового преобразователя.
Основная схема системы регистрации рабочего процесса в КС включала
три хемиионизационных зонда и низкочастотный датчик абсолютного
статического давления, расположенных в одном сечении в окрестности
огневого днища с относительным поворотом на 90о. Такая система регистрации
позволяет идентифицировать рабочий режим (непрерывная детонация или
непрерывное горение) и измерить его основные характеристики. Применяемая
13
методика регистрации рабочего процесса была проверена с использованием
высокоскоростной съемки с частотой более 200 000 кадров/с и подтвердила
свою эффективность. Кроме измерений параметров рабочего процесса
проводилось измерение тяги, давления подачи и расходов компонент горючего
и использовалась скоростная видеосъемка. Всего было проведено более 500
огневых испытаний и получен большой набор данных по оптимизации
геометрии детонационных КС с целью получения максимальных тяговых
характеристик ДРД.
Для проверки вычислительной методики, описанной в Главе 2, и
оптимизации геометрии НДКС проводилось трехмерное моделирование
рабочего процесса и оценка тяговых характеристик ДРД в конфигурации с КС
КНД100. Расчеты проводились параллельно с экспериментальной работой и
позволили оптимизировать геометрию КС и повысить удельный импульс
экспериментальных образцов ДРД на 5-7%.
Сравнение
результатов
численного
моделирования
с
экспериментальными данными показало, что расчеты точно прогнозируют
количество ДВ, циркулирующих в НДКС ДРД заданной конструкции. Также
как и в эксперименте, при моделировании наблюдались рабочие режимы с
четырьмя (см. Рис. 4), тремя и одной ДВ. Кроме того, точно предсказан
хаотический околопредельный автоколебательный режим, напоминающий
режим с продольно-пульсирующей детонацией, для конфигурации ДРД с
внешним соплом. Расчеты с приемлемой точностью предсказывают скорость
детонационной волны (ДВ) и рабочую частоту процесса и правильно
предсказывают тенденции изменения характеристик рабочего процесса при
понижении расхода топливной смеси в ДРД заданной конструкции – как и в
эксперименте, количество ДВ, частота вращения детонации и тяга при этом
уменьшаются.
Расчеты
показали
возможность
увеличения
тяги,
полученной
в
эксперименте, путем уменьшения длины цилиндрической части КС. В этом
14
случае, в результате уменьшения гидравлических потерь в узком кольцевом
зазоре удельный импульс повышается на 5-7% по сравнению с конфигурацией
КС с длиной цилиндрического зазора 100 мм. Эксперимент подтвердил
повышение тяговых характеристик, и данная конфигурация использовалась для
финальных испытаний стендового образца ДРД с максимальным средним
статическим давлением в КС 32 атм.
(а)
(б)
(в)
Рис. 4. Квазистационарные расчетные поля статического давления (а, б) и статической
температуры (в) для рабочего режима с четырьмя ДВ.
Также в данной главе приведены результаты экспериментов по
исследованию непрерывно-детонационного горения водородно-кислородной
смеси. Целью этих работ являлось экспериментальное доказательство
энергоэффективности цикла Зельдовича с помощью прямого сравнения
тяговых характеристик стендового образца ракетного двигателя, работающего в
разных режимах: в непрерывно-детонационном режиме горения и в режиме с
непрерывным горением. Для этой цели использовались модели двигателей с
НДКС КНД50 и КНД100. Обработка первичных экспериментальных данных
позволила получить прямое доказательство энергоэффективности цикла
15
Зельдовича. На Рис. 5 показана зависимость отношения удельного импульса к
массовому расходу топливных компонентов от коэффициента избытка топлива
(Ф). Удельный импульс определен как отношение измеренной тяги к
секундному весовому расходу смеси. Из Рис. 5 видно, что в выбранных
координатах
экспериментальные
точки
всех
четырех
серий
опытов
группируются вокруг двух кривых – кривой непрерывно-детонационного
режима (сплошная кривая и квадраты с надписью “Детонация”) и кривой
режима с непрерывным горением (штриховая кривая и кружки с надписью
“Горение”). Светлые треугольники на Рис. 5 соответствуют переходным
режимам горения.
Рис. 5. Зависимость отношения удельного импульса к расходу топливной смеси от состава
смеси с аппроксимацией экспериментальных точек. Сплошная кривая и квадраты – режимы
с непрерывно-детонационным горением; штриховая кривая и кружки – режимы с
дефлаграционным горением; треугольники – переходные режимы. На вставке – зависимость
тяги от времени для режима с детонацией (расход 0.056 кг/с, Ф=1.55) и режима с горением
(расход 0.053 кг/с, Ф=1.75); соответствующие экспериментальные точки показаны стрелками.
16
Зачерненные и светлые квадраты и кружки отвечают экспериментам с
конфигурацией смесительной головки ДРД с 60 и 72 отверстиями для подачи
водорода соответственно. В конфигурации смесительной головки с 60
отверстиями переход с детонационного режима работы НДКС на режим с
дефлаграционным горением происходил при меньших значениях Ф. Видно, что
при одинаковых расходе и составе топливной смеси удельный импульс
стендового
образца
ракетного
двигателя
при
работе
в
непрерывно-
детонационном режиме оказался выше, чем при работе в режиме непрерывного
горения. Например, при коэффициенте избытка топлива Ф = 1.6–1.7 ординаты
точек на сплошной кривой превышают на 6–7% ординаты точек на штриховой
кривой. Это означает, что при одинаковом расходе топливной смеси и при
ограничении давлений подачи топливных компонентов удельный импульс
двигателя, работающего в непрерывно-детонационном режиме, на 6–7%
больше,
чем
удельный
импульс
двигателя,
работающего
в
режиме
непрерывного горения.
Для подтверждения полученного эффекта проведена серия экспериментов
с НДКС КНД100, длиной 100 мм. На Рис. 6 показана зависимость удельного
импульса от коэффициента избытка горючего Ф при фиксированном расходе
смеси 0.32 кг/с. Квадраты на Рис. 6 соответствуют режимам с непрерывнодетонационным горением. Круги на Рис. 6 соответствуют режимам с
дефлаграционным горением. Сплошные и штриховые кривые на Рис. 6
соответствуют аппроксимации экспериментальных точек.
Хорошо видно, что при непрерывно-детонационном режиме горения
удельный импульс для КНД100 выше, чем при дефлаграционном горении.
Продолжая аппроксимированные кривые в диапазон коэффициента избытка
топлива 1.3-1.4, можно найти значение повышения удельного импульса,
которое составило 7-8%.
17
Рис. 6. Зависимость удельного импульса от коэффициента избытка горючего для
экспериментов с камерой сгорания диаметром 100 мм и массовым расходом смеси 0.32 кг/с.
Сплошная кривая и квадраты – режимы с непрерывно-детонационным горением; штриховая
кривая и кружки – режимы с дефлаграционным горением; треугольники – переходные
режимы.
Таким образом, на малоразмерных стендовых образцах ДРД, работающих
на водородно-кислородной смеси, впервые экспериментально доказано, что
термодинамический цикл Зельдовича с непрерывно-детонационным горением
водородно-кислородной смеси на 6-8% эффективнее, чем термодинамический
цикл с непрерывным горением той же смеси при прочих равных условиях.
Отметим, что ввиду относительно низких значений среднего статического
давления в КС (ниже 3 атм) и неоптимизированной конструкции НДКС и сопел,
абсолютные значения удельного импульса в опытах невелики и составляют до
160 с.
С целью повышения абсолютных тяговых характеристик образцов ДРД,
проведены работы по оптимизации конструкции НДКС и сопел, которые
привели к существенному повышению удельного импульса. Эти работы
проводились для образцов ДРД с КНД100, работающих на топливной паре
18
«природный газ-кислород». В ходе расчетно-экспериментальной работы
рассмотрены конфигурации ДРД с различной конструкцией реактивных сопел
и НДКС. Целью оптимизации являлось уменьшение потерь давления на
смесительной головке и возможность значительного повышения рабочего
давления в НДКС при стабилизации рабочего режима с устойчивым
непрерывно-детонационным
горением.
Также
решались
сопутствующие
проблемы с системой охлаждения НДКС, связанные с увеличением тепловых
нагрузок на конструкцию ДРД.
В результате экспериментальной отработки более чем 10 конфигураций
ДРД была выбрана конфигурация с короткой НДКС диаметром 100 мм, длиной
20 мм и внешним соплом с пережатием сечения 50% по отношению к сечению
кольцевого зазора. Кроме того, в НДКС выбранной конструкции, непрерывнодетонационный рабочий процесс более стабильный и во всех испытаниях с
расходом смеси до 1.2 кг/с и давлением в КС до 32 атм наблюдался режим с
одной детонационной волной. Стабилизация рабочего режима с одной ДВ для
широкого диапазона расходов и давлений в КС важна для практического
использования непрерывно-детонационных КС в ракетных двигателях. В
«классической»
конфигурации
НДКС,
принципиальная
схема
которой
приведена на Рис. 3, увеличение расхода смеси приводит к увеличению
количества ДВ в КС, уменьшению их высоты и в конечном счете – к
вырождению детонационного режима горения, т.е. к переходу непрерывнодетонационного режима горения на дефлаграционный режим горения с
меньшей
термодинамической
эффективностью.
В
случае
стабилизации
рабочего режима с одной ДВ большая часть горючего сгорает в непрерывнодетонационном режиме и позволяет получить более высокие тяговые
характеристики двигателя.
Максимальное среднее давление в НДКС ДРД, достигнутое в огневых
испытаниях, составило 32 атм при расходе топливной смеси G = 1.14 кг/с. При
этом получены максимальные значения тяги 308 кГс и удельного импульса на
19
земле 270 с, который рассчитывался по формуле: Iз = F/(Gg), где g – ускорение
силы тяжести. На Рис. 7 данные экспериментов представлены в виде
экспериментальной зависимости Iз от среднего статического давления в КС
ДРД.
Рис. 7. Экспериментальная зависимость удельного импульса от среднего давления в КС ДРД.
В дополнение к экспериментам со смесью «газообразный природный газ кислород» проведены экспериментальные исследования процесса непрерывнодетонационного горения в ДРД смеси СПГ и газообразным кислородом.
Зажигание смеси получено в широком диапазоне давлений подачи топливных
компонентов, однако инициировать детонацию удалось лишь для смесей с
коэффициентом избытка топлива менее 2. Для более богатых смесей в КС
устанавливался режим с дефлаграционным горением. Характерная частота
рабочего процесса для режима с детонационным горением составила 6 кГц, что
соответствует режиму с одной детонационной волной.
В четвертой главе описаны результаты расчетно-экспериментальной
работы по исследованию непрерывно-детонационного горения водородновоздушной смеси и тройной смеси «водород-жидкий пропан-воздух».
20
Для проверки вычислительной модели, описанной в Главе 2, для
топливно-воздушных
смесей
(ТВС)
проведено
трехмерное
численное
моделирование детонационного горения водородно-воздушной смеси в камере
сгорания ИГиЛ СО РАН. Целью расчетов являюсь прямое сравнение
результатов моделирования с экспериментальными данными и подтверждение
предсказательной
способности
разработанной
вычислительной
модели.
Моделирование непрерывно-детонационного горения проводилось с учетом
смешения компонент топливной смеси и горения на контактной границе свежей
смеси и продуктов детонации.
Сравнение результатов расчетов с экспериментальными данными
показало удовлетворительное согласие по основным параметрам работы НДКС
(количество детонационных волн, скорость их вращения и структура течения).
Расчеты тепловых потоков в стенки камеры сгорания показали, что
максимальное значение теплового потока во внутреннюю стенку достигаются
около входа в камеру сгорания ~1.7 МВт/м2, а во внешнюю стенку на
расстоянии z = 150-200 мм от входа в НДКС ~0.95 МВт/м2. В целом удельный
тепловой поток во внутреннюю стенку всегда выше, чем во внешнюю, а
средний тепловой поток в стенки НДКС составляет около 0.9 МВт/м2.
Также результаты моделирования рабочего процесса в НДКС ИГиЛ СО
РАН показали существенное различие параметров течения в области внешней и
внутренней стенок камеры сгорания. Таким образом, было показано, что
решение двумерной задачи с периодическими граничными условиями по краям
расчетной области может приводить к существенным ошибкам. Сравнение
расчетных зависимостей локального статического давления на внешней и
внутренней стенках камеры сгорания от времени показало различие в
амплитуде пульсаций более чем в 10 раз. Максимальная поперечная
неоднородность течения в НДКС наблюдается около входа в камеру сгорания, в
области вращения детонационной волны и уменьшается при удалении от входа,
приближаясь к двумерному решению.
21
Далее рассмотрена задача о возможности организации непрерывнодетонационного рабочего процесса в НДКС с широким зазором подачи ТВС,
что позволяет рассматривать такую камеру сгорания в качестве замены
штатной КС ТРД и ГТД. Результаты расчетов показали, что НДКС выбранной
геометрии является камерой сгорания с повышением полного давления.
Показано, что полное давление в такой камере сгорания повышается на 15% по
сравнению с камерой сгорания аналогичной геометрии, работающей на
дефлаграционном горении. Таким образом, такая НДКС может рассматриваться
в качестве замены штатной камеры сгорания ТРД и ГТД с целью повышения
его эффективности.
Экспериментальные исследования непрерывно-детонационного горения
топливно-воздушных смесей проводились на специально разработанном
испытательном стенде. Испытательный стенд состоит из ресиверов для воздуха
и водорода, высокопроизводительной системы быстродействующих клапанов,
топливных магистралей большого сечения, тягового стола и прецизионной
системы измерения тяги, давления подачи и расходов топливных компонентов.
Также стенд оборудован системой подачи жидкого топлива вытеснительного
типа. Максимальный массовый расход топливной смеси, достигаемый на
стенде, близок к 15 кг/с, что соответствует расходу в серийных ГТД. Более того,
испытания,
проведенные
на
этом
стенде,
являются
наиболее
крупномасштабными испытаниям НДКС.
На Рис. 8 показаны фотография и схема разработанной НДКС КНД400 с
основными размерами. Камера сгорания выполнена в виде кольцевого зазора
шириной 25 мм, диаметром внешней стенки 406 мм и длиной 310 мм. Воздух
подается из воздушного ресивера в воздушный коллектор НДКС через четыре
боковые трубы диаметром 30 мм, присоединенные тангенциально, так что
нижний торец НДКС полностью закрыт. Закрутка потока в воздушном
коллекторе позволяет выровнять локальные неоднородности потока на входе в
камеру сгорания.
22
(а)
(б)
Рис. 8. Фотография (а) и схема (б) водородно-воздушной НДКС КНД400.
Для испытаний НДКС с водородно-воздушной смесью, камера сгорания
оборудована смесителем (смеситель А), в котором коллектор подачи воздуха и
КС разделены специальным сменным элементом – «ножом» толщиной 8 мм,
обеспечивающим зазор подачи воздуха δ. В испытаниях использовались ножи,
обеспечивающие зазор для подачи воздуха δ = 2, 5 и 15 мм. Водород поступает
в камеру сгорания из кольцевого коллектора, располагающийся на внешней
стенке
через
240
равномерно
распределенных
радиальных
отверстий
диаметром 1 мм. Поперечное сечение подачи водорода находится на 1 мм ниже
по потоку кромки «ножа», разделяющего воздушный коллектор и КС.
23
Для испытаний с жидким топливом (сжиженный пропан), разработана и
изготовлена специальная смесительная головка (смеситель Б). Смесительная
головка
(Рис. 9)
имеет 80
радиальных
форсунок диаметром 0.46 мм,
равномерно распределенных по окружности диаметром 386 мм. Для подачи
жидкого топлива в коллектор использовались две трубки диаметром 10 мм. В
конфигурации КС с этой смесительной головкой воздух поступал в КС через
щелевой зазор 10 мм. Тангенциальная подача воздуха в воздушный коллектор
при этом приводит к сильной закрутке потока
(расчетное значение
тангенциальной скорости ∼ 200 м/с).
(а)
(б)
Рис. 9. Схема НДКС со смесителем Б (а) и фотография узла с форсунками для подачи
жидкого топлива (б).
Для инициирования детонации в НДКС использовался специальный
водородно-воздушный инициатор детонации внутренним диаметром 26 мм и
длиной 600 мм. Инициатор монтировался на внешней стенке НДКС на
расстоянии 150 мм вниз по потоку от сечения подачи водорода. Инициатор
детонации оборудован отдельной системой подачи водорода и воздуха, двумя
автомобильными свечами зажигания с энергией электрического разряда около
0.1 Дж и спиралью Щёлкина длиной 400 мм, которая обеспечивает переход
горения в детонацию внутри трубки и надежный перепуск ДВ в кольцевой
зазор НДКС.
Открытый конец НДКС оборудован соплом с коническим центральным
телом и возможностью регулировки длины внешней стенки h (Рис. 8б). Полный
угол при основании конуса составляет 46° и был выбран по результатам
24
трехмерных
параметрических
расчетов
рабочего
процесса
в
НДКС
разработанной геометрии. Для увеличения среднего давления в НДКС, на ее
выходе (перед началом конуса центрального тела) предусмотрена установка
расходной шайбы толщиной 8 мм с степенью перекрытия сечения до 50%.
Система регистрации рабочего процесса в НДКС состояла из 16
хемиионизационных зондов с системой питания, 3 низкочастотных и 3
высокочастотных датчиков пульсаций давления.
Хемиионизационные зонды, установлены на внешней стенке КС: 8
зондов размещены равномерно по окружности на расстоянии 30 мм вниз по
течению от пояса подачи водорода, а 9 зондов (1 общий с зондами,
расположенными по окружности) размещены равномерно в продольном
направлении вдоль образующей НДКС с шагом 30 мм. Такая система
регистрации позволяет идентифицировать режим детонационного горения,
измерять характерную частоту рабочего процесса, а также скорость и
направление распространения ДВ.
Высокочастотные
датчики
пульсаций
давления
PCB 113B24
использовались для измерения пульсаций давления на расстоянии 30 и 255 мм
от входа в НДКС. Для предотвращения их разрушения вследствие высоких
ударных и тепловых нагрузок датчики соединены с проточным трактом НДКС
каналом длиной 40 мм и диаметром 2 мм. Таким образом, датчики
использовались только для измерения фронтов детонации, а не для измерения
амплитуды пульсаций давления.
Для визуализации и экспресс анализа цифровых данных результатов измерений
рабочего
процесса
хемиионизационных
в
детонационных
зондов
камерах
разработана
сгорания
специальная
с
помощью
вычислительная
программа. Визуализация сигналов хемиионизационных зондов производится
как в осевом направлении (для зондов, установленных вдоль образующей КС),
так и в ее поперечном сечении (для зондов, установленных по окружности КС).
На Рис. 10 показан пример применения вычислительной программы для
25
построения временных разверток измерений по продольной и кольцевой
“линейкам” хемиионизационных зондов. По вертикали фрагментов разверток
отложены
пиксели
по
одному
на
каждый
последовательный
хемиионизационный зонд. По горизонтали отложено время регистрации в
миллисекундах. Белый цвет “регистрограммы” соответствует высокому току
проводимости (высокой температуре), регистрируемому зондом в ДВ. По такой
регистрограмме можно определить количество ДВ (в данном примере – одна),
скорость их распространения (~1900 м/с), направление движения (по часовой
стрелке, если смотреть в сторону выходного сечения камеры), частоту
вращения (~1500 Гц), высоту ДВ (~175 мм) и многие другие особенности
явления, а также проследить динамику переходных процессов.
Рис. 10. Визуализация сигналов ионизационных зондов в продольном и кольцевом
направлении.
26
Параллельно с проведением экспериментов проводилась расчетная работа
для
проверки
разработанной
математической
модели.
В
расчетах
воспроизведены геометрические размеры всех элементов экспериментальной
КС и основные режимные параметры. Результаты расчетов по всем
измеряемым
характеристикам
удовлетворительно
согласуются
с
экспериментальными данными. Пример расчетов показан на Рис. 11 где
представлены
мгновенные
распределения
статической
температуры,
статического давления вблизи внешней стенки НДКС. Распределения показаны
для устойчивого рабочего режима с одной ДВ.
(а)
(б)
Рис. 11. Расчетные поля статической температуры (а), статического давления (б), в
окрестности внешней стенки НДКС. Детонация распространяется справа налево.
Также для выработки предложений по оптимизации НДКС, проведено
параметрическое численное исследование влияния геометрических и режимных
параметров на тяговые характеристики. Максимальная тяга 7.7 кН достигается
в конфигурации с длиной камеры сгорания 395 мм и при использовании сопла в
виде конического центрального тела без обечайки. Уменьшение длины камеры
и/или использование центрального тела в виде усеченного конуса приводит к
уменьшению
тяги.
Результаты
расчетов
показали,
что
разработанная
27
вычислительная
методика
может
использоваться
для
оптимизации
конструктивных и режимных параметров НДКС.
В Табл. 1 приведены изменяемые в испытаниях геометрические
параметры
НДКС,
параметры
подачи
водородно-воздушной
смеси
и
наблюдаемый режим горения.
Табл. 1. Параметры экспериментов для НДКС со смесителем А
Выходной
№
δ, мм
1
2
+
50
2
2
+
3
2
4
Рвозд,
РН2, атм
G, кг/с
Режим
14
17
7.5
4 ДВ
0
13
18
6.7
2 ДВ
-
0
13
18
6.7
2 ДВ
5
+
50
13
18
6.7
2 ДВ
5
5
+
50
3,7
14
5.8
2 ДВ
6
5
+
0
3,5
17
5.4
2/1 ДВ
7
5
+
0
4
15
6.8
1 ДВ
8
15
+
50
1
14
5.8
ППД
конус
β, %
атм
Экспериментальные исследования рабочего процесса в НДКС выявили
влияние основных геометрических параметров на рабочий процесс в камере
сгорания. Также было определено влияние рабочего процесса на пульсации
давления на входе и выходе НДКС. Всего было проведено более 100 огневых
испытаний.
Пример обработки одного из экспериментов показан на Рис. 12, где
приведены временные развертки записей хемиионизационных зондов для пуска
№7. После инициирования детонации в пуске №7 в камере сгорания
формировался режим с одной ДВ, вращающейся по направлению закрутки
потока воздуха. Характерная частота рабочего процесса составила 1.5 кГц, что
соответствует тангенциальной составляющей скорости ДВ около 1900 м/с.
28
Высота
ДВ,
определенная
по
продольной
развертке
записей
хемиионизационных зондов составила 200 мм.
Записи датчиков пульсаций давления установленных в воздушном
коллекторе, недалеко от входа, и датчиков, установленных в КС на расстоянии
30 и 255 мм от входа в НДКС, показали, что максимальная величина пульсаций
давления, проникающих в воздушный коллектор, наблюдается для режимов с
одной детонационной волной.
(а)
(б)
Рис. 12. Рабочий процесс с 1 ДВ, пуск №7. Продольная (а) и кольцевая (б) развертки записей
хемиионизационных зондов.
Таким образом, при проектировании НДКС ГТД для уменьшения влияния
пульсаций давления на лопатки компрессора и турбины, необходимо
использование специальных устройств-изоляторов и/или, по возможности,
увеличение количества ДВ в КС.
При увеличении ширины зазора подачи воздуха до 15 мм наблюдались
режимы
с продольно-пульсирующей
детонацией.
В пуске
№8
после
инициирования детонации в НДКС формировался режим с продольнопульсирующей детонацией (ППД). Анализ продольных разверток записей
хемиионизационных зондов показал, что ДВ зарождается около выхода из
НДКС и распространяется вверх по потоку с видимой скоростью около
1000 м/с. После этого горячие продукты детонации сносятся потоком со
скоростью около 300 м/с. Рабочий режим с ППД устойчивый, хорошо
воспроизводится и имеет постоянную частоту рабочего процесса около 1 кГц.
29
(а)
(б)
Рис. 13. Рабочий процесс продольно-пульсирующей детонацией, пуск №8. Продольная (а) и
кольцевая (б) развертки записей хемиионизационных зондов.
Результаты экспериментов показали, что изменение ширины зазора
подачи воздуха с 2 до 15 мм приводит к уменьшению количества ДВ,
одновременно циркулирующих в НДКС. Этот эффект находится в полном
согласии с результатами экспериментов, проведенных в ИГиЛ СО РАН для
НДКС диаметром 306 мм. Количество ДВ может быть увеличено путем
повышения среднего давления, в том числе с использованием перекрытия
сечения на выходе. Максимальное достигнутое значение тяги составило 6 кН, а
удельного импульса по топливу 3000 с. Увеличение количества ДВ приводит к
снижению амплитуды пульсаций давления на входе и выходе НДКС. Также
исследованы переходные режимы детонационного горения в НДКС для
значительно обедненных топливом водородно-воздушных смесей. Получены
режимы распространения детонации с предельно низкой скоростью и режим
горения с продольно-пульсирующей детонацией.
После исследований непрерывно-детонационного горения водородновоздушных смесей проведены опыты с подачей тройной смеси «водород–
жидкий пропан–воздух», причем водород рассматривался как инициирующее
горючее. Жидкий пропан поступал в НДКС только через 250–300 мс после
начала горения водородно-воздушной смеси. Как только жидкое топливо
поступало в кольцевой зазор НДКС, подача водорода отключалась. Отметим,
что детонационного горения для смеси «жидкий пропан-воздух» получено не
было, а при давлении подачи жидкого пропана выше 7 атм наблюдались
режимы с диффузионным горением.
В экспериментах с давлением подачи пропана ниже 7 атм (расход
пропана до 0,27 кг/с) зарегистрирован режим непрерывно-детонационного
30
горения тройной смеси с одной детонационной волной после отключения
подачи водорода. Таким образом, непрерывно-детонационное горение жидкого
пропана впервые получено не за счет обогащения воздуха кислородом, а за счет
добавления водорода.
В пятой главе рассмотрена задача о возможности организации
непрерывно-детонационного рабочего процесса в сверхзвуковой камере
сгорания ПВРД. В качестве топлива рассматривался газообразный водород.
С использованием трехмерного численного моделирования разработан облик
осесимметричного водородно-воздушного ПВРД с внешним диаметром
проточного тракта 400 мм и длиной до 1.5 м со сверхзвуковым воздухозабоным
устройством (ВЗУ), сверхзвуковой кольцевой НДКС и выходным соплом для
условий атмосферного полета на высоте 20 км с числом Маха 5 (Рис. 14).
Расчеты вязкого течения с учетом смешения компонентов топливной смеси, а
также
конечной
скорости
химических
превращений
показали,
что
в
рассматриваемых условиях полета двигатель такой схемы может иметь
следующие характеристики: тягу 10.7 кН, удельный импульс 1210 с и удельный
расход топлива 0.3 кг/Н/час. В камере сгорания при этом реализуется рабочий
процесс с одной ДВ с характерной частотой вращения 1350 Гц. Результаты
расчетов показали, что в камере сгорания существуют зоны дозвукового
течения продуктов детонации, однако на входе и выходе из камеры сгорания
течение сверхзвуковое.
Рис. 14. Схема ПВРД с непрерывно-детонационной камерой сгорания.
31
Экспериментальное подтверждение работоспособности разработанной
концепции ПВРД и исследование особенностей рабочего процесса макетадемонстратора в диапазоне чисел Маха набегающего потока от 4 до 8 с
температурой торможения 300 К проводилось в аэродинамической трубе
ИТПМ СО РАН «Транзит-М».
Схема проточного тракта модели детонационного ПВРД разработана на
основе результатов расчетов и показана на Рис. 15. Модель включает ВЗУ с
расчетным числом Маха 5, которое тормозит набегающий воздушный поток до
М = 2.5 в минимальном сечении, и расширяющуюся кольцевую НДКС, в
которой воздушный поток ускоряется до М ~ 4. Диаметр передней кромки
внешней обечайки ВЗУ равен 284 мм. Такой размер обеспечивает расчетное
течение на входе в НДКС без влияния пограничного слоя, образующегося на
стенках сопла аэродинамической трубы. Внешний диаметр НДКС – 310 мм.
Общая длина модели – 1050 мм. Для обеспечения детонационного горения в
модели предусмотрена возможность дросселирования потока в выходном
сечении КС с помощью присоединения к центральному телу плоских
дроссельных дисков толщиной 5 мм и диаметром 200, 220 и 240 мм (далее Д200,
Д220 и Д240), перекрывающих сечение кольцевого зазора КС на 30%, 40% и
50% соответственно. Водород подается в НДКС через кольцевой пояс из 200
равномерно
распределенных
радиальных
отверстий
диаметром
0.8 мм,
расположенных в центральном теле на расстоянии 10 мм вниз по потоку от
минимального сечения ВЗУ.
Система
регистрации
рабочего
процесса
в
НДКС
включает
ионизационные зонды, датчики статического и/или полного давления в ВЗУ, на
входе и выходе НДКС. В центральном теле КС установлено 12 ионизационных
зондов: 6 зондов размещены равномерно по окружности на расстоянии 40 мм
вниз по течению от пояса подачи водорода, а 7 зондов (1 общий с зондами,
расположенными по окружности) размещены равномерно в продольном
направлении вдоль образующей центрального тела с шагом 30 мм. Такая
32
система регистрации показала свою эффективность при исследовании
непрерывно-детонационного горения водорода в НДКС КНД400, описанной в
Главе 4. Для измерения тяги используются два тензодатчика с максимальной
нагрузкой 2000 Н каждый.
Рис. 15. Схема макета-демонстратора детонационного ПВРД.
Для инициирования рабочего процесса в КС использовался специально
разработанный водородно-кислородный детонатор, установленный на внешней
стенке на расстоянии 150 мм вниз по потоку от минимального сечения ВЗУ.
В серии огневых испытаний проведены исследования инициирования и
устойчивости рабочего процесса с детонационным горением водорода для
чисел Маха набегающего воздушного потока от 4 до 8. Основная часть
испытаний проведена для расчетного для макета-демонстратора числа Маха
М = 5.
В зависимости от числа Маха набегающего потока, состава смеси, и
геометрии НДКС в экспериментах зарегистрированы два типа рабочего
33
процесса: с продольно-пульсирующей детонацией (ППД) и непрерывной
спиновой детонацией (НСД) водорода.
Большинство экспериментов проведено с дроссельным диском диаметром
220 мм (Д220), так как инициировать рабочий процесс с детонационным
горением водорода без дросселирования потока не удавалось. Трехмерные
расчеты холодной продувки макета-демонстратора показали, что установка
такого диска на выходе из КС приводит к формированию косого скачка
уплотнения с основанием, смещенным внутрь КС на глубину до 50 мм вдоль
центрального тела и с продолжением, проходящим за срезом внешней стенки
КС.
На Рис. 16 и Рис. 17 показана визуализация записей ионизационных
зондов в интервале времени 30 и 5 мс при НСД и ППД режимов горения в виде
разверток сигналов зондов, установленных по окружности НДКС – кольцевой
развертки (слева) – и сигналов зондов, установленных вдоль образующей
центрального тела – продольной развертки (справа). При НСД на кольцевой
развертке наблюдаются характерные светлые полосы одинакового наклона, что
свидетельствует о непрерывном распространении ДВ в одном тангенциальном
направлении с постоянной скоростью. Характерная частота наклонных линий
~1250 Гц
и
соответствует
видимой
скорости
распространения
ДВ
в
тангенциальном направлении около 1200 м/с. Анализ соответствующей
продольной развертки сигналов позволяет рассчитать высоту ДВ, которая
составляет около 200 мм. Вычисляя разницу по времени между сигналами на
последнем и первом (по течению) ионизационных зондах, расположенных
вдоль оси КС, можно оценить угол наклона ДВ к оси камеры и определить
значение нормальной скорости распространения ДВ при НСД: 1500-1700 м/с.
По углу α (см. Рис. 17) можно оценить величину скорости свежей смеси перед
фронтом детонации: ~550-750 м/с, что соответствует местному числу Маха 1,52,0. Рассчитанные на основе экспериментальных данных форма и скорость ДВ,
и скорость потока в камере сгорания согласуются с расчётными данными.
34
(a)
(б)
Рис. 16. Примеры «визуализации» записей ионизационных зондов в интервале времени 30 мс
в двух экспериментах: с режимом НСД (а) и с режимом ППД (б).
Рис. 17. Визуализация записей ионизационных зондов в интервале времени 5 мс в виде
кольцевой (слева) и продольной (справа) разверток для НСД (сверху) и ППД (снизу)
водорода в КС макета-демонстратора ПВРД.
Рабочий процесс с ППД на кольцевой развертке сигналов ионизационных
зондов регистрируется в виде светлых полос с ярко выраженными изломами –
лидирующими точками, соответствующими опережающему приходу ДВ на тот
или иной зонд со стороны выходного сечения КС. В этом случае полосы,
отходящие
в
обе
стороны
от
лидирующей
точки,
соответствуют
распространению ДВ по окружности КС со скоростью около 1800 м/с.
Характерная частота рабочего процесса в режиме ППД составляет ~900 Гц. По
продольной развертке сигналов для такого режима можно заключить, что
35
периодическое реинициирование детонации происходит в свежей смеси на
расстоянии 200-250 мм от условного критического сечения, а образованная ДВ
распространяется вверх по потоку с видимой скоростью около 1000 м/с, т.е.
скорость детонации составляет ~1550–1750 м/с).
В большинстве экспериментов с относительно низкими расходами
водорода (с коэффициентом избытка воздуха КИВ > 1.3) поток воздуха на
входе в камеру сгорания был сверхзвуковым. Для чисел Маха набегающего
потока М = 6 и 8 поток на передней кромке обечайки ВЗУ остается
сверхзвуковым (М = 2), а для числа Маха набегающего потока М = 5, близок к
скорости звука. Запирание течения на входе в КС при числе Маха набегающего
потока М = 5 связано с большой загрузкой сопла аэродинамической трубы
(93%) и влиянием истекающих продуктов горения на вход модели через
дозвуковые зоны в рабочей части аэродинамической трубы. Эксперименты на
трубе АТ-303 с загрузкой сопла 52% покажут, что рабочий процесс в НДКС не
приводит к запиранию ВЗУ.
Для оценки тягового усилия, создаваемого детонационным ПВРД, на
одном графике сопоставляются две кривые: кривая мгновенной силы,
действующей на модель в «горячем» испытании (с горением водорода) и
кривая силы, действующей на модель в «холодном» испытании (без подачи или
с подачей водорода, но в отсутствие зажигания водородно-воздушной смеси).
Пример зависимостей измеренной тяги от времени для «холодного» и
«горячего» пусков показан на Рис. 18 для эксперимента с M = 8 и
GH2 = 0.023 кг/с для холодного пуска и GH2 = 0.034 кг/с для горячего пуска. На
Рис. 18 видно, что начальные (до 0.18 с) и конечные (после 0.4 с) части обеих
кривых почти совпадают, тогда как в интервале времени от 0.18 до 0.4 с они
значительно различаются. В этом примере в «горячем» испытании на макетдемонстратор ПВРД действует суммарная положительная сила («эффективная
тяга») около 100 Н. Отметим, что положительная эффективная тяга получена в
условиях повышенного аэродинамического сопротивления модели, вызванного
36
обтеканием крепежных элементов, детонатора, дроссельного диска, а также
проводов, кабелей и магистралей подачи водорода (см. Рис. 15).
Рис. 18. Измеренные зависимости мгновенной силы, действующей на модель, от времени в
«горячем» (сплошная кривая) и «холодном» (штриховая кривая) испытаниях при M = 8.
На Рис. 19 и Рис. 20 показаны итоговые экспериментальные зависимости
удельного импульса (Рис. 19) и средней полной тяги (Рис. 20) от массового
расхода водорода для чисел Маха набегающего воздушного потока 5, 6 и 8.
Крайние левые точки на обоих рисунках соответствуют минимальному расходу
водорода, при котором регистрировались устойчивые режимы с НСД и ППД.
Видно, что уменьшение расхода водорода приводит к увеличению удельного
импульса, причем максимальное значение достигается для предельных
режимов горения. Уровень полной тяги уменьшается с увеличением числа
Маха, что связано с уменьшением расхода воздуха на входе в ПВРД.
Уменьшение
расхода
аэродинамической
воздуха
трубы
и,
связано
фактически,
с
особенностями
соответствует
моделируемой высоты полета с увеличением числа Маха.
работы
увеличению
37
Рис. 19. Измеренная зависимость удельного импульса по топливу от массового расхода
водорода при числах Маха набегающего воздушного потока M = 5, 6, 8.
Рис. 20. Измеренная зависимость средней полной тяги, создаваемой моделью ПВРД, от
массового расхода водорода при числах Маха набегающего воздушного потока M = 5, 6, 8.
38
Ввиду особенностей трубы «Транзит-М» испытания проводились при
низкой температуре торможения (300 К), не соответствующей условиям полета
с указанными числами Маха. Пересчет полученных тяговых характеристик на
условия полета при соблюдении равенства относительных теплоподводов
показал, что удельный импульс и тяга при М = 5 должны составить 4000 с и
2400 Н, а при М = 6 – 3300 с и 1400 Н. Для подтверждения расчетных данных
проведены огневые испытания макета-демонстратора ПВРД в импульсной
аэродинамической трубе АТ-303 ИТПМ СО РАН со скоростью набегающего
потока М = 5.7 и температурой торможения 1500 К.
Время исследования рабочего процесса в аэродинамической трубе
составляет 50 мс. Средний расчетный расход воздуха через макет-демонстратор
ПВРД в течение этого времени во всех испытаниях составлял ~2.1 кг/с.
На Рис. 21 приведены зависимости числа Маха в области передней
кромки обечайки ВЗУ для горячего и холодного (без подачи водорода) пусков.
Число Маха рассчитано на основе отношения измеренного полного и
статического давления. Видно, что в интервале времени 1150-1200 мс число
Маха для горячего и холодного пусков совпадает и близко к М = 3.3. Таким
образом, это показывает, что непрерывно-детонационный рабочий процесс не
влияет на течение в области ВЗУ. Полученные данные находятся в полном
соответствии с расчетной картиной течения, полученной при проектировании
облика детонационного ПВРД. В момент времени 1200 мс число Маха для
горячего пуска начинает падать. Причина такого понижения – значительное
уменьшение расхода воздуха при поддержании постоянного расхода водорода.
Таким образом, водород начинает дросселировать поток на входе в НДКС, что
приводит к изменению течения на входе в модель. Отметим, что при обработке
экспериментов рассматривался только период времени 1150-1200 мс, в течение
которого параметры потока на входе в камеру сгорания макета-демонстратора
ПВРД соответствовали расчетным значениям.
39
Рис. 21. Зависимость числа Маха на передней кромке обечайки ВЗУ для холодного и
горячего пусков (расход водорода 0.048 кг/с).
Еще одним доказательством устойчивой работы ВЗУ при наличии
рабочего процесса в НДКС являются результаты полутеневой съемки течения в
области ВЗУ (Рис. 22). На Рис. 22 хорошо видно структуру скачков уплотнения
в ВЗУ которая не отличается для холодного и горячего пусков.
(а)
(б)
Рис. 22. Полутеневая съемка течения в области ВЗУ модели для холодного (а) и горячего (б)
пусков.
40
Важнейший
результат
испытаний
–
регистрация
устойчивого
непрерывно-детонационного горения водорода в сверхзвуковом воздушном
потоке в НДКС. Ниже детально описаны результаты испытаний с обдувом
макета-демонстратора ПВРД воздушным потоком с числом Маха М = 5.7 и
средней температурой торможения ~1500 К при суммарном коэффициенте
избытка воздуха (КИВ), близком к 1.25 (при расходе водорода 0.048 кг/с). На
Рис. 23 показаны примеры «визуализации» записей ионизационных зондов для
режима с непрерывной спиновой детонацией. На круговой развертке
наблюдаются регулярные светлые полоски с одинаковым наклоном, что
указывает на непрерывное распространение ДВ в одном тангенциальном
направлении
с
постоянной
видимой
скоростью.
Характерная
частота
наклонных полос на верхнем кадре Рис. 23 близка к 1320 Гц, что дает видимую
скорость распространения ДВ в тангенциальном направлении около 1300 м/с.
Оценив угол наклона детонационной волны, можно вычислить нормальную
скорость распространения детонации, которая составила около 1900 м/с.
Высота регулярных «черных» треугольников на нижнем кадре Рис. 23
приблизительно соответствует высоте ДВ (~150 мм).
Рис. 23. Пример «визуализации» записей ионизационных зондов в огневом испытании
модели ДПВРД с режимом НСД.
На
примере
результатов
данного
испытания,
определены
тяговые
характеристики макета-демонстратора ПВРД. Сила тяги определяется путем
сравнения записей мгновенной силы, действующей на модель в «холодном»
(без зажигания) и в «горячем» (с зажиганием) пусках при одинаковых
начальных условиях. Сдвиг параметров указанных пусков по времени для
трубы АТ-303 не превышает 1 мс. На Рис. 24 приведен пример первичных
записей мгновенных сил, действующих на макет-демонстратор ПВРД в течение
41
промежутка
времени
от
1000
до
1500 мс
после
начала
испытания.
Отрицательная мгновенная сила направлена по потоку, а положительная –
против
потока,
причем
рабочему
режиму
аэродинамической
трубы
соответствует интервал времени от 1150 до 1200 мс. Записи мгновенных сил на
Рис. 24 включают не только аэродинамические силы, но и колебания
механической системы «тензовесы – макет-демонстратор».
Рис. 24. Пример записей мгновенных сил, действующих на макет-демонстратор ПВРД в
холодном (штриховая кривая) и горячем (сплошная кривая, расход водорода 0.048 кг/с)
пусках.
Тем не менее, зажигание водорода в горячем пуске приводит к уменьшению
отрицательной составляющей мгновенной силы почти до нуля. Разность
мгновенных сил, действующих на ПВРД в горячем и в холодном пусках,
представляет собой силу тяги. Расчет средней силы тяги по записям на Рис. 24 в
указанном интервале времени дает значение ~1550 Н. Удельный импульс
(~3300 с) можно определить, разделив среднюю силу тяги (1550 Н) на
42
массовый расход водорода в горячем пуске (0.048 кг/с) и на ускорение силы
тяжести (9.8 м/с2). Интересно, что полученные значения удельного импульса и
средней тяги близки к значениям, полученным при пересчете модельных
испытаний на условия полета с числом Маха М = 6 (3300 с и 1400 Н).
Таким образом, в работе впервые экспериментально зарегистрирован
режим непрерывно-детонационного горения водорода в кольцевой НДКС
макета-демонстратора ПВРД в условиях обдува воздушным потоком с числом
Маха 5.7 и температурой торможения 1500 К. Средняя тяга, развиваемая
моделью двигателя в одном из испытаний с КИВ 1.25, составила около 1550 Н,
а удельный импульс (по топливу) – 3300 с. В проведенных огневых испытаниях
при суммарном КИВ от 0.7 до 1.4 наблюдается режим с НСД, причем ВЗУ
всегда работает в расчетном режиме. В диапазоне КИВ от 1.4 до 1.6
наблюдается предельный режим с продольно-пульсирующей детонацией
водорода. При КИВ выше 1.6 происходит срыв горения в НДКС.
43
ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ
1.
Разработана уникальная физико-математическая модель сжимаемого
двухфазного реагирующего течения, основанная на методе Монте-Карло
для описания турбулентно-молекулярного смешения компонент горючей
смеси и химических реакций. Модель проверена путем прямого сравнения
результатов расчетов с экспериментальными данными для НДКС
различной конструкции. Разработанная модель успешно используется для
проектирования и оптимизации камер сгорания нового типа, работающих
на разных горючих.
2.
Спроектированы изготовлены и испытаны экспериментальные образцы
НДКС для ЖРД, ТРД и ПВРД, работающие на топливных парах водородкислород, природный газ-кислород, сжиженный природный газ-кислород,
водород-воздух, водород-жидкий пропан-воздух.
3.
Впервые экспериментально доказано, что термодинамический цикл
Зельдовича с непрерывно-детонационным горением эффективнее, чем
термодинамический цикл с непрерывным горением той же смеси при
прочих равных условиях.
4.
Впервые экспериментально получен высокий удельный импульс тяги ДРД
на земле (до 270 с) при давлении в камере сгорания, вдвое меньшем, чем в
традиционном ЖРД.
5.
Впервые доказано, что НДКС можно использовать в турбореактивных и
турбовальных двигателях, предусмотрев простые устройства-изоляторы
для
предотвращения
компрессор и турбину.
влияния
пульсаций
параметров
течения
на
44
6.
На основе многовариантных трехмерных расчетов доказана возможность
создания детонационного ПВРД со сверхзвуковым горением водорода в
НДКС оригинальной конструкции. Такой детонационный ПВРД может
иметь высокую положительную эффективную тягу при скорости полета с
числом Маха 5 на высоте 20 км.
7.
Впервые проведены испытания детонационного ПВРД в условиях обдува
воздухом с числом Маха от 4 до 8 и с температурой торможения 300 и
1500 К. Доказана возможность реализации устойчивого НД процесса в
камере
сгорания
такого
двигателя
и
достижения
положительной
эффективной тяги при удельном импульсе не менее 3300 с по топливу.
45
Список работ, опубликованных по теме диссертации
Фролов С.М., Аксенов В.С., Иванов В.С., Медведев С.Н.,
1.
Шамшин И.О., Яковлев Н.Н., Костенко И.И. Ракетный двигатель с непрерывнодетонационным горением топливной пары “природный газ–кислород» //
Доклады академии наук. – 2018. – Т. 478. – N. 4. – C. 429-433.
Фролов С.М., Звегинцев В.И., Иванов В.С., Аксенов В.С.,
2.
Шамшин И.О., Внучков Д.А., Наливайченко Д.Г., Берлин А.А., Фомин В.М.
Макет-демонстратор непрерывно-детонационного прямоточного воздушнореактивного двигателя. Результаты испытаний в аэродинамической трубе //
Доклады академии наук. – 2017. – Т. 474. – N. 1. – C. 51-55.
3.
Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O.,
Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M. Wind tunnel tests of
a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers
from 4 to 8. // International Journal of Hydrogen Energy. – 2017. – V. 42. – N. 40. –
P. 25401-25413.
4.
Frolov S.M., Aksenov V.S., Ivanov V.S., Shamshin I.O. Continuous
detonation combustion of ternary “hydrogen-liquid propane-air” mixture in annular
combustor // International Journal of Hydrogen Energy. – 2017. – V. 42. – N. 26. –
P. 16808-16820.
5.
Зангиев А.Э., Иванов В.С., Фролов С.М. Тяговые характеристики
воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя в условиях
полета с числом маха от 0.4 до 5.0 // Химическая физика. – 2016. – T. 35. –
N. 3. – C. 65-76.
6.
Фролов С.М., Аксенов В.С., Иванов В.С., Шамшин И.О. Тяговые
характеристики
импульсно-детонационного
двигателя,
работающего
на
жидком углеводородном топливе // Химическая физика. – 2016. – T. 35. – N. 4.
– C . 40-47.
7.
Дубровский А.В., Иванов В.С., Зангиев А.Э., Фролов С.М.
Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-
46
реактивной
силовой
установки
с
непрерывно-детонационной
камерой
сгорания в условиях сверхзвукового полета // Химическая физика. – 2016.
T. 35. – N. 6. – C. 49-63.
Дубровский
8.
А.В.,
Иванов
В.С.,
Фролов
С.М.
Трехмерное
численное моделирование рабочего процесса в непрерывно-детонационной
камере сгорания с раздельной подачей водорода и воздуха // Химическая
физика. – 2015. – T. 34. – N. 2. – C. 65-81.
9.
Frolov S.M., Aksenov V.S., Ivanov V.S., Shamshin I.O. Large-scale
hydrogen-air continuous detonation combustor // International Journal of Hydrogen
Energy. – 2015. – V. 40. – N. 3. – P. 1616-1623.
10.
Frolov S.M., Aksenov V.S., Ivanov V.S. Experimental proof of
Zel'dovich cycle efficiency gain over cycle with constant pressure combustion for
hydrogeneoxygen fuel mixture // International Journal of Hydrogen Energy. – 2015.
– V. 40. – N. 21. – P. 6970-6975.
Фролов С.М., Аксёнов В.С., Дубровский А.В., Иванов В.С.,
11.
Шамшин
И.О.
Энергоэффективность
непрерывно-детонационных
камер
сгорания // Физика горения и взрыва. – 2015. – T. 51. – N. 2. – C. 102-117.
Авдеев К.А., Аксенов В.С., Иванов В.С., Медведев С.Н.,
12.
Фролов С.М., Фролов Ф.С., Шамшин И.О. Магнитогидродинамические
эффекты гетерогенной капельной детонации // Химическая физика. – 2015. –
T. 34. – N. 7. – C. 46-53.
Фролов С.М., Аксенов В.С., Дубровский А.В., Зангиев А.Э.,
13.
Иванов
В.С.,
Медведев
С.Н.,
Шамшин
И.О.
Хемиионизационная
и
акустическая диагностика рабочего процесса в непрерывно-детонационных и
импульсно-детонационных камерах сгорания // Доклады академии наук. –
2015. – T. 465. – N. 1. – C. 62-67.
14.
двумерного
Зангиев А.Э., Иванов В.С., Фролов С.М. Сравнение трехмерного и
расчетов
тяговых
характеристик
воздушно-реактивного
47
импульсного детонационного двигателя в условиях сверхзвукового полета //
Химическая физика. – 2014. – T. 33. – N. 12. – C. 37-41.
15.
Фролов
Медведев С.Н.,
С.М.,
Аксенов
Шамшин
И.О.
В.С.,
Гусев
П.А.,
Экспериментальное
Иванов
В.С.,
доказательство
энергоэффективности термодинамического цикла Зельдовича // Доклады
академии наук. – 2014. – T. 459. – N. 6. – C. 711-716.
16.
Фролов С.М., Дубровский А.В., Иванов В.С. Трехмерное численное
моделирование
рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной
детонацией при раздельной подаче горючего и окислителя // Химическая
физика. – 2013. – Т. 32. – N. 2. – C. 56-65.
17.
Frolov S.M., Ivanov V.S., Basara B., Suffa M. Numerical simulation
of flame propagation and localized preflame autoignition in enclosures // Journal
of Loss Prevention in the Process Industries. – 2013. – V. 26. – N. 2. – P. 302-309.
18.
Фролов С.М., Аксенов В.С., Авдеев К.А., Борисов А.А., Гусев П.А.,
Иванов В.С., Коваль А.С., Медведев С.Н., Сметанюк В.А., Фролов Ф.С.,
Шамшин И.О. Переход горения в детонацию в условиях высокоскоростного
течения с раздельной подачей топливных компонентов // Доклады академии
наук. – 2013. – T. 449. – N. 6. – C. 1-4.
19.
Фролов
С.М.,
Аксенов
В.С.,
Авдеев
К.А.,
Борисов
А.А.,
Иванов В.С., Коваль А.С., Медведев С.Н., Сметанюк В.А., Фролов Ф.С.,
Шамшин И.О. Циклический переход горения в детонацию в проточной
камере
сгорания
импульсно-детонационного
горелочного
устройства //
Химическая физика. – 2013. – T. 32. – N. 3. – C. 39-43.
20.
Зангиев А.Э., Иванов В.С., Фролов С.М. Тяговые характеристики
воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя в условиях
сверхзвукового полета на разных высотах // Химическая физика. – 2013. –
T. 32. – N. 5. – C. 1-14.
21.
Frolov S.M., Emans M., Ivanov V.S., Basara B., Leshevich V.V.,
Penyazkov O.G. 3D simulation of hydrogen ignition in a rapid compression
48
machine // Journal of Loss Prevention in the Process Industries. – 2013. – V. 26. –
N. 6. – P. 1558-1568.
22.
Фролов С.М., Аксенов В.С., Авдеев К.А., Борисов А.А., Гусев П.А.,
Иванов В.С., Коваль А.С., Медведев С.Н., Сметанюк В.А., Фролов Ф.С.,
Шамшин И.О. Тепловые испытания импульсно-детонационной скоростной
горелки // Химическая физика. – 2013. – Т. 32. – N. 12. – C. 45-51.
23.
численное
Фролов
С.М.,
моделирование
Дубровский
А.В.,
Иванов
рабочего
процесса
в
В.С.
камере
Трехмерное
сгорания
с
непрерывной детонацией // Химическая физика. – 2012. – T. 31. – N. 3. –
C. 32-45.
24.
Фролов С.М., Аксенов В.С., Иванов В.С. Экспериментальная
демонстрация рабочего процесса в импульсно-детонационном жидкостном
ракетном двигателе // Химическая физика. – 2011. – Т. 30. – N. 8. – С. 58-61.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
5
Размер файла
1 913 Кб
Теги
непрерывного, двигателей, детонационных
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа