ИСТИНА

Создание высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) является одним из перспективных направлений развития авиации, однако длительные полёты с гиперзвуковыми скоростями требуют решения ряда научно-технических задач как фундаментального, так и прикладного характера. Проектирование перспективного ЛА требует знания характеристик физико-химических процессов протекающеех в нем, таких как: горение топлива в турбулентном потоке, термическая деструкция топлива в системе охлаждения (для схемы с охлаждением), диссоциация воздуха в элементах проточного тракта и т. д. Процессы пиролиза, протекающие в системе охлаждения (СО) высокоростного летательного аппарата на эндотермическом топливе определяют характеристики процесса отбора тепла из камеры сгорания. Таким образом, качество описания процессов пиролиза является ключевым элементом при построении модели СО с большой предсказательной способностью. Разложение сложного углеводородного топлива в тракте СО при умеренных температурах T<1000 К происходит по радикально-цепному механизму, включающему три стадии: инициирование цепей, ветвление, разрыв цепей. В реальности каждая из стадий включает в себя десятки элементарных реакций и компонент. Для практических целей описания процесса разложения в каналах сложной геометрии встает задача о редуцировании детального химического механизма с сохранением основных интегральных теплот выделения/поглощения каждой из стадий. В работе на примере модельного топлива (пентан, С5H12) на основе детальной кинетики процесса [1] для рассматриваемого диапазона условий по давлению и температуре, реализующихся в СО ЛА получен скелетный кинетический механизм, описывающий с заданной точностью тепловой эффект системы. Редуцирование механизма было проведено с использованием метода анализа графа прямых связей (Directed Relation Graph) [2] и его модификаций. Проведено сравнение выхода продуктов и тепловыделения детального и скелетного механизмов в условиях реактора идеального смешения. Полученный скелетный механизм интегрирован в трехмерный газодинамический расчет турбулентного течения в проточной части панели системы охлаждения. Дополнительно проведен расчеты панели СО с использованием упрощенного кинетического механизма, состоящего из одной глобальной реакции и основанного на экспериментальных данных. Результаты расчетов показали, что использование редуцированного механизма позволяет получить количественные характеристики выхода основных продуктов разложения, в том числе легких фракций, однако, требует больших ресурсов в сравнении с механизмом, полученным экспериментально. Исследовательские работы проводятся при финансовой поддержке государства в лице РНФ по соглашению №15-11-30012 от 08.07.2015 по теме: «Суперкомпьютерное моделирование физико-химических процессов в  высокоскоростном прямоточном воздушно-реактивном двигателе гиперзвукового летательного аппарата на твёрдых топливах». 1. C.K. Westbrook and oth. A Detailed Chemical Kinetic Reaction Mechanism for n-Alkane Hydrocarbons from n-Octane to n-Hexadecane // Comb. Flame 156, 1, 2009, pp.181-199. 2. L. Tianfeng, L. Law Chung. A directed relation graph method for mechanism reduction // Proc. of Combust. Inst. 30, 2005, pp.1333-1341.