Горение смесевого твердого топлива - Дипломная работа

Ракетные двигатели на твердом топливе широко используются в составе современных образцов ракетно-космической техники, с этим связано разработка новых компонентов топлива, отвечающих таким требованиям как экологичность, экономичность, энергоемкость. Двигатели на твердом топливе относятся к сложным техническим системам и характеризуются не только многообразием конструктивных решении и используемых материалов, но и разнообразием сложных внутренних процессов. Из условия равенства спектральных яркостей излучения пламени и абсолютно черного тела следует: - = ln , где: Т - истинная температура пламени, Т - измеряемая в опыте «яркостная» температура. Допущение о равенстве истинной температуры и яркостной, имеет существенную методическую ошибку («яркостная» температура всегда ниже истинной), связанную с отсутствием учета степени черноты продуктов сгорания, определение которой является задачей дополнительного исследования. Проводя измерения в двух длинах волн и основываясь на отношении спектральных яркостей, можно получить: - = , где: Тц - «цветовая» температура.Смесевое топливо содержит окислителя 60-80%, горючесвязующих веществ 25-15% от массы, металлические добавки, катализаторы, ингибиторы и другие вещества. Часть исследователей, на основании анализа полученных экспериментальных данных считает, что определяющими в процессе горения смесевых топлив являются реакции в конденсированной фазе. Смесевые топлива имеют неоднородную неупорядоченную структуру и состоят из кристаллов окислителя, промежутки между которым заполнены горючим, а также металлических добавок алюминия. Поверхность горения имеет ячеистую структуру с впадинами и выступами, что обусловлено гетерогенностью системы и неодновременным разложением компонентов топлива. Уменьшение исходного размера частиц окислителя приводит к более полному смешению продуктов разложения окислителя и горючего, как в реакционном слое конденсированной фазы, так и зоне пламени в непосредственной близости к поверхности горения, что проявляется в значительном уменьшении размеров струй газов, оттекающих от поверхности горения топлива.Одной из основных задач изучения горения твердого ракетного топлива является определение поля температур продуктов сгорания и скорости горения при различных внешних условиях.Опытное определение поля температур продуктов сгорания может проводиться в установке постоянного давления (УПД) или в установке постоянного объема (УПО). Установка постоянного давления имеет два кварцевых окна - для визуализации объекта и для подсветки пламени, необходимой по условиям эксперимента. В установке постоянного давления горение образца происходит при повышенном давлении, характерном для двигателя. Давление в УПД обеспечивается за счет подачи газа во внутренний объем установки из баллонов высокого давления. Одновременно непрерывно производится удаление подаваемого газа и продуктов сгорания через специальное сопло-штуцер, что позволяет поддерживать постоянное давление в установке.В общем случае эти методы дают результаты, которые, исходят из закономерностей теплообмена и физических свойств пламени, могут быть пересчитаны на искомую его температуру. Требуемые теорией измерений условия часто, однако, могут быть соблюдены лишь приблизительно, так что измеренная или рассчитанная температура может отличаться от действительной на 50 - 100 К. При выборе способа измерения руководствуются уровнем температуры, желаемой точностью и типом пламени.Энергетический пирометр полного излучения показывает радиационную температуру, которая лишь для черных тел (? = 1) совпадает с действительной температурой. Вследствие требований к постоянству спектральной чувствительности в широком волновом диапазоне в качестве приемников излучения могут применяться термопары, болометры и др., инерционность которых в большинстве случаев составляет несколько секунд. Метод Шмидта, разработан первоначально применительно к излучению частиц, основан на сравнение излучения пламени с излучением определенного тела, помещенного за пламенем. При помощи пирометра с малым угловым раскрытием могут быть измерены три величины: L1 - энергетическая яркость излучения только самого пламени; при таком измерении излучающий задний фон (например, нагретую стенку печи) закрывают черной охлаждаемой пластиной, на которую визируют пирометр через толщу пламени; Из определения понятий излучательной способности ? и коэффициента поглощения ? вытекают условия, при которых закон Кирхоффа справедлив не только для спектральных (?? = ??), но и интегральных величин (? = ?), вследствие чего можно считать, что: а) пламя дает серое излучение б) нагретый задний фон дает либо серое, либо черное излучение с температурой, равной температуре пламени.Температура светящегося и не светящегося пламени могут быть измерены двумя сходными методами: методом Курлбаума или методом обращения линий. Оба метода очень сходны с методом Шмидта и основаны на сравнении излучения пламени с излучением расположенного за ним черного тела в ограниченном интервале длин волн. Во

Содержание

Введение

1. Структура зоны горения смесевого твердого топлива

2. Анализ и выбор метода исследования

2.1 Методы создания условий эксперимента

2.2 Методы экспериментального исследования

2.2.1 Анализ и выбор метода измерения температурного поля

2.2.1.1 Радиационная пирометрия

2.2.1.2 Яркостная пирометрия

2.2.1.3 Цветовая пирометрия

2.2.1.4 Методика проведения эксперимента

2.2.1.5 Выбор фотоаппарата

2.2.1.6 Выбор камеры скоростной видеосъемки

2.2.1.7 Расчет ожидаемой погрешности

2.2.2 Анализ и выбор метода измерения скорости стационарного горения

2.2.2.1 Метод перегорающих проволочек

2.2.2.2 Метод термопарных реперов

2.2.2.3 Теневой оптический метод

2.2.2.4 Ультразвуковой метод

2.2.2.5 Выбор метода измерения скорости горения образца топлива

2.2.3 Анализ и выбор метода измерения давления

3. Проектирование экспериментальной установки

3.1 Стенд для измерения температурного поля продуктов сгорания твердого ракетного топлива

3.2 Аналогово-цифровой преобразователь

4. Обработка и анализ экспериментальных данных

4.1 Методика обработки экспериментальных данных

4.2 Результаты экспериментального исследования температурного поля зоны горения твердого топлива

Приложения

Ракетные двигатели на твердом топливе широко используются в составе современных образцов ракетно-космической техники, с этим связано разработка новых компонентов топлива, отвечающих таким требованиям как экологичность, экономичность, энергоемкость.

Двигатели на твердом топливе относятся к сложным техническим системам и характеризуются не только многообразием конструктивных решении и используемых материалов, но и разнообразием сложных внутренних процессов. Одним из важнейших процессов является горение топлива в камере сгорания, так как он определяет газоприход в двигателе и, следовательно, его расход и развиваемую тягу. Важнейшими характеристиками горения топлива является температура и скорость его горения. Она оказывает существенное влияние на выбор материалов камеры сгорания, теплозащитных покрытий, КПД двигателей и др.

В данной работе будет выбран и рассмотрен метод определения параметров температурного поля.

Существуют контактные и бесконтактные методы определения температурного поля. Контактные методы, одним из примеров которых являются термопары, не дают измерять высокие температуры, а также имеют большую погрешность. В процессе измерения часть тепла идет на нагрев самой термопары. В результате этого измеренная температура отличается от температуры исследуемой среды.

В данной работе для определения температурного поля будут рассматриваться бесконтактные методы, связанные с собственным излучением объекта. К ним относятся яркостная, цветовая и радиационная пирометрии.

Методика предусматривает измерение монохроматического излучения с длиной волны ?.

Из условия равенства спектральных яркостей излучения пламени и абсолютно черного тела следует: - = ln , где: Т - истинная температура пламени, Т - измеряемая в опыте «яркостная» температура.

Допущение о равенстве истинной температуры и яркостной, имеет существенную методическую ошибку («яркостная» температура всегда ниже истинной), связанную с отсутствием учета степени черноты продуктов сгорания, определение которой является задачей дополнительного исследования.

Проводя измерения в двух длинах волн и основываясь на отношении спектральных яркостей, можно получить: - = , где: Тц - «цветовая» температура.

Преимущество цветовой пирометрии состоит в том, что цветовая температура для серого излучателя независимо от значения излучательной способности равна его действительной температуре.

Для определения цветовой температуры можно воспользоваться снимками пламени, сделанными с помощью цифровой видеокамеры или фотокамеры. Так как цвет пикселя на цифровой фотографии состоит из трех основных цветов: красного, зеленого, синего, то на снимке с помощью программных средств можно в любой точке определить яркость для двух длин волн и найти значение температуры.

Второй принципиальной особенностью разработанного метода является преобразование фотоизображения в символьный массив, которое может быть осуществлено с помощью одной из версий пакета Matlab. Разработанное математическое сопровождение позволяет получать за считанные минуты двумерный массив температур по всему полю пламени, обрабатывать его, строя необходимые графические зависимости, определяя статистические характеристики и т.п.

Скорость горения твердого ракетного топлива в данной работе будет измеряться методом перегорающих реперов, это достаточно простой, но эффективный метод. Для его реализации в образец твердого ракетного топлива заделываются тонкие (толщиной 0,1 - 0,2 мм) медные или нихромовые проволочки - репера. Каждый из реперов включен в свою электрическую цепь, питаемую напряжением 12 В. При подходе фронта горения репера поочередно перегорают, что фиксируется на устройстве регистрации. Если одновременно фиксировать время, то нетрудно определить интервалы между моментами перегорания реперов ?t. Знание точного расстояния между реперами h, которое измеряется в процессе изготовления образца, дает возможность расчета скорости горения: Ut = h/?t

Опытное определение поля температур продуктов сгорания твердого ракетного топлива проводилось в установке постоянного давления (УПД) традиционного исполнения.

Необходимый уровень давления создавался выбором соотношения давления азота на входе в УПД и диаметром дроссельной шайбы. Установка имеет два кварцевых окна - для визуализации объекта и для подсветки пламени, необходимой по условиям эксперимента.