автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Совершенствование золотниковой камеры периодического сгорания для повышения лобовой тяги пульсирующих реактивных двигателей

На правах рукописи

Дормидонтов Алексей Константинович

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ЗОЛОТНИКОВОЙ КАМЕРЫ ПЕРИОДИЧЕСКОГО СГОРАНИЯ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ЛОБОВОЙ ТЯГИ ПУЛЬСИРУЮЩИХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Специальность 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

005043580

Рыбинск - 2012

005043580

Работа выполнена в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева»

Научный руководитель:

доктор технических наук, Богданов Василий Иванович. Официальные оппоненты:

Яманин Александр Иванович, доктор технических наук, Ярославский государственный технический университет, профессор кафедры «Двигатели внутреннего сгорания»;

Кувтырев Дмитрий Владимирович, кандидат технических наук, ОАО «Сатурн -Газовые турбины», ведущий конструктор.

Ведущая организация: закрытое акционерное общество «ЭНИКС», г. Казань

Защита состоится 23 мая 2012 г. в 15 часов на заседании диссертационного совета Д 212.210.01 в федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева» по адресу: 152934, г. Рыбинск, Ярославская область, ул. Пушкина, 53, ауд. Г-237.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А Соловьева»

Автореферат разослан 23 апреля 2012 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

Конюхов Борис Михайлович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Реактивные двигатели с камерой периодического сгорания для летательных аппаратов (ЛА), использующие термодинамически высокоэффективный цикл с подводом теплоты при постоянном объеме (цикл Гемфри), издавна привлекали внимание исследователей. В цикле Гемфри заложена возможность значительного повышения давления в процессе сгорания топлива, вследствие чего либо совсем не требуется сжатие воздуха, либо можно ограничиться применением компрессора со значительно меньшей степенью повышения давления Яц , чем у газотурбинных двигателей (ГТД), использующих цикл с подводом теплоты при постоянном давлении (цикл Брайтона). При этом, как показали результаты теоретических исследований, переход от цикла Брайтона к циклу Гемфри может обеспечить повышение термического КПД цикла на 15...40 % в зависимости от тск .

В 1908 г. русским инженером В.В. Караводиным, одним из первых, запатентована, построена и испытана газотурбинная установка (ГТУ) периодического сгорания. До 1925 г. в Германии ряд опытных ГТУ периодического сгорания был создан Г. Хольцвартом. В 1930 г. одноклапанная камера сгорания резонансного типа разработана П. Шмидтом для пульсирующего реактивного двигателя. Впоследствии она была применена на беспилотных самолетах-снарядах "Фау-1". Несмотря на высокие для того времени параметры, такие двигатели имели ряд недостатков:

- неудовлетворительные габаритно-массовые характеристики (в частности, низкая лобовая тяга) из-за прерывистого течения газа и низкая надежность из-за сложной системы клапанов;

- низкий КПД процесса расширения в сопле или турбине из-за пульсирующего течения газа.

Эти недостатки, определившие научно-техническую проблему и не позволившие реализовать преимущества цикла Гемфри - с одной стороны и успехи в создании реактивных двигателей, использующих цикл Брайтона (заключавшиеся, главным образом, в существенном усовершенствовании лопаточных машин), - с другой стороны привели к тому, что в настоящее время двигатели, использующие цикл Гемфри, серийно не производятся. Анализируя современное состояние развития авиадвигателестроения, необходимо отметить:

- замедление прогресса в характеристиках реактивных двигателей, использующих цикл Брайтона;

- рост стоимости научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию двигателей, а также их изготовления.

В связи с этим в качестве перспективного направления развития рассматриваются возможности разработки реактивных силовых установок периодического сгорания. Эти двигатели имеют простую конструкцию, низкую стоимость и могут использоваться в качестве силовых установок (тягой до 2 кН), в первую

очередь, на беспилотных ЛА специального назначения. Актуальность работы подтверждается исследовательскими работами, проводимыми Исследовательским центром Гленна HACA и ведущими двигателестроительными компаниями, такими как Rolls-Royce, General Electric и Pratt & Whitney.

Целью работы является совершенствование золотниковой камеры периодического сгорания, в которой реализуется цикл с подводом теплоты при постоянном объеме, для повышения лобовой тяги пульсирующих реактивных двигателей.

Направление исследований

Для достижения цели необходимо решить следующие задачи:

- создание системы топливоподачи, обеспечивающей высокую частоту вращения золотника (частоту рабочих пульсаций);

- разработка и создание камеры периодического сгорания с четырехполо-стным золотником и дежурным факелом пламени;

- исследование камеры периодического сгорания с самовращающимся че-тырехполостным золотником на экспериментальной установке;

- разработка камеры периодического сгорания с продольным золотником; усовершенствование физико-математической модели рабочего процесса указанной камеры и проведение на ней расчетных исследований;

- сравнительная оценка стоимости пульсирующего реактивного двигателя, выполненного на базе камеры периодического сгорания, и малоразмерных турбореактивных двигателей (ТРД);

- расчетно-исследовательские проработки двигателей, выполняемых на базе камеры периодического сгорания, определение области их применения.

Методы исследований

Расчетно-теоретические исследования проводились с использованием сертифицированных программных комплексов Unigraphics NX, ANSYS, Delphi, Mathcad. Экспериментальные исследования проведены в ОАО «НПО«Сатурн».

Достоверность и обоснованность полученных результатов базируется на применении основных законов сохранения, подтверждается совпадением расчетных данных с опытными, полученными с использованием аттестованного измерительного оборудования, и результатами расчетных исследований, выполненных в ЦИАМ имени П.И. Баранова.

На защиту выносятся:

1. Результаты экспериментальных исследований камеры периодического сгорания с низконапорной системой непрерывной подачи топлива.

2. Расчетное исследование камеры периодического сгорания с продольным золотником. Результаты исследования.

3. Расчетно-исследовательская проработка двигателя с камерой периодического сгорания с продольным золотником. Возможность реализации более высокого уровня лобовой тяги по сравнению с малоразмерными ТРД и сверхзвуковой скорости полета

Научная новизна работы состоит в:

- усовершенствовании физико-математической модели рабочего процесса камеры периодического сгорания с различными исполнениями золотника и результатах расчетного исследования, проведенного с помощью указанной модели;

- полученных результатах экспериментальных исследований камеры периодического сгорания с самовращающимся четырехполостным золотником, на основе которых разработана камера периодического сгорания с продольным золотником для повышения лобовой тяги;

- в обосновании и экспериментальном подтверждении простой низконапорной системы непрерывной подачи топлива

Практическая полезность

1. Для проведения предварительных расчетов по определению облика камеры периодического сгорания с продольным золотником может быть использована усовершенствованная физико-математическая модель.

2. Возможность создания на базе разработанной камеры периодического сгорания с продольным самовращающимся золотником (патент Российской Федерации № 2440501) пульсирующего реактивного двигателя.

3. Конструкторские решения, отработанные на одно- и четырехполостной камерах сгорания, могут быть использованы в дальнейшем при создании подобных камер.

Апробация работы. Основные положения и результаты выполненной работы докладывались и обсуждались на следующих конференциях: 8-я международная конференция «Авиация и космонавтика - 2009» (МАИ, 2009 г.); всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении» (ЦИАМ им. П.И. Баранова, 2010 г.); XXXVI Академические чтения по космонавтике (МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012 г.).

Публикации

Список публикаций по теме диссертации содержит 10 наименований, в том числе 3 - в изданиях, рекомендованных ВАК РФ, 1 - патент на изобретение

Структура и объем работы. Диссертация изложена на 139 страницах и включает в себя 96 рисунков, 1 таблицу. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников из 68 наименований.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность диссертационной работы, формулируются цели и задачи исследования, отмечается научная новизна и практическая значимость полученных результатов.

В главе 1 содержится обзор научно-исследовательских и экспериментальных работ, проводимых в Великобритании, США, Японии, Франции и России и направленных на практическое применение пульсирующего рабочего

процесса в энергодвигательных установках. При этом остается проблема получения лобовой тяги на уровне, соответствующем традиционным воздушно-реактивным двигателям.

Глава 2 посвящена разработке системы топливоподачи низкого давления и четырехполостной камеры периодического сгорания.

При испытаниях с дизельной системой подачи топлива была обеспечена работоспособность однополостной камеры до уровня рабочих пульсаций в 100 Гц. Получено значение степени повышения давления при сгорании Х-1. Для дальнейшего улучшения габаритно-массовых и скоростных характеристик необходимо повышение рабочей частоты пульсаций (частоты вращения и золотника). Анализ показал, что при п>4000 об/мин время задержки воспламенения топливовоздушной смеси (TBC) от стенок камеры достаточное для полного перекрытия окна в золотнике к моменту воспламенения, т.е. выброс пламени на вход в камеру исключен. Поэтому задача повышения частоты вращения решена с помощью простой системы непрерывной подачи топлива низкого давления 0,4...0,8 МПа во входной патрубок (рис. 1). В ходе испытаний созданная система топливоподачи с центробежными форсунками обеспечила стабильную работу камеры до 190 Гц (рис. 2). При этом максимальная температура сгорания Tz превышала 2000 К, а по уровню лобовой тяги двигатель, выполненный на базе однополостной камеры, может соответствовать малоразмерным ТРД.

Рис. і. Однополостная камера с подачей топлива во входной патрубок: 1 - камера сгорания (объем 310 см"1); 2 - входной патрубок; 3 - выходной патрубок; 4 - топливные форсунки; 5 - свеча зажигания

.....-

Рис. 2. Изменение давления сгорания в однополостной камере по углу поворота золотника (частота вращения «=10000 об/мин)

На базе однополостной камеры разработана четырехполостная камера периодического сгорания (рис. 3). Переход на такую камеру обусловлен несколькими причинами; а) повышение лобовой тяги за счет увеличения частоты вращения золотника с сохранением характеристик сгорания (благодаря разделению рабочего пространства на полости меньшего объема); б) увеличение частоты пульсаций позволит снизить вибронагрузки на аппаратуру ЛА; в) возможность организации дежурного факела пламени.

При работе камеры, при вращении золотника последовательно в каждой из полостей происходят процессы: наполнение TBC, воспламенение и сгорание в постоянном объеме, истечение газов и продувка. Вращающий момент на золотнике создается за счет действия реактивной струи на плече, образующемся между осью вращения и осью выходного устройства. На основных рабочих режимах воспламенение TBC осуществляется от продуктов сгорания (дежурным факелом), заполняющих пламеперебрасывающие каналы 6.

Рис. 3. Четырехполостная камера периодического сгорания (объем 400 см3): 1 - корпус; 2 - входное устройство; 3 - выходное устройство; 4 - свеча зажигания; 5 - датчик измерения давления сгорания; 6 - пламеперебрасывающие каналы; 7 ~ подшипники; 8 - золотник; 9 - лабиринтное уплотнение, 10 - сопловые аппараты; 1! - индуктор; 12 - датчик частоты вращения; 13 - штуцеры подвода сжатого воздуха; 14 - центробежные топливные форсунки

Из-за отсутствия предварительного сжатия температура воздуха в камере низкая и может быть близка к атмосферной, что обуславливает проблему воспламенения и сгорания TBC не только на запуске, но и на рабочих режимах. При наличии только свечи зажигания искровой разряд как мгновенный точечный источник тепла нагревает небольшой шаровой объем TBC до Т~ 104 К. Затем фронт пламени распространяется по всему объему полости. При этом скорость распространения фронта пламени зависит от температуры и давления TBC, которые в рассматриваемой камере невелики. Дежурный факел пламени представляет собой продукты сгорания с температурой около 2000 К (температурой пламени данной TBC). На границе вытекающего со звуковой скоростью факела происходит интенсивное смешивание продуктов сгорания с TBC в полости, в результате чего она воспламеняется одновременно во всем объеме, что обеспечивает качественное уменьшение времени сгорания.

В связи с повышением рабочей частоты вращения выполнена прочностная оценка четырехполостного золотника: запас местной прочности на режиме 20000 об/мин более 10, запас по разрушающей частоте вращения более 3.

12

0,96 0,94 0,92 0,90 0,88 0,86 0,84

"t-""---

//У \Jl

//

Проведена количественная оценка влияния зазора в лабиринтных уплотнениях на потери давления из-за утечек (рис. 4): лабиринтные уплотнения эффективны при частотах вращения более 14000 об/мин, при этом коэффициент сохранения полного давления 0 82 окс> 0,95. 0,80

За основу для расчетных исследований четырехполостной камеры взята разработанная с учетом опыта МГТУ имени Н.Э. Баумана одномерная физико-

математическая модель для одно-полостной камеры: для расчета процессов сгорания и газообмена используются системы уравнений (1) и (2) соответственно:

5000

юооо

15000

я, об/мин

Рис. 4. График зависимости акс от частоты вращения п: 1 - для зазора 0,10 мм; 2 - для зазора 0,15 мм; 3 - для зазора 0,20 мм; 4 - для зазора 0,25 мм, 5 - уровень ГТД; 6 - с учетом изменения зазора при работе камеры

^кс® :

= ию

W©

т =-

® С -V

vffl

р .^-у^кса

(1),

^Лсс® ^KOj-i) 'вх©

CK

^КС© ~ KCfi-Y)

ВХ©

+ - G,

' ^вых© Öw©

JBX©

ВЫХ®

T =

и

KC(i)

p _ R' T® • QKc(i)

(2),

где U - внутренняя энергия рабочего тела; Нц - низшая теплотворная способность топлива; g - расход топлива за рабочий цикл; х = 1 - ехр(С(/ /tz)""')- уравнение выгорания И.И. Вибе с коэффициентами С—6,8 (постоянная выгорания) и т=2,1 (показатель характера сгорания, значение 2,1 соответствует искровому зажиганию), t - текущее время, i2 - время, необходимое для сгорания TBC; gw -тепло, переданное стенкам КС; Р, V, Т, GKC, R - параметры газа в камере: давление, объем, температура, масса и газовая постоянная соответственно; Cv - теплоемкость газов при текущей температуре в КС; v - количество газов в камере; 'вх>'вых - энтальпия заторможенного потока в минимальном сечении впускного

и выпускного окон соответственно; Гтвх,Овых - массы газов, прошедших через впускное и выпускное окна соответственно за один шаг (ь1)-(0; (¡) - текущий расчетный шаг, (И) - предыдущий расчетный шаг.

Допущения, применяемые при расчете камеры, соответствуют допущениям, используемым в теории двигателей внутреннего сгорания (ДВС):

1) течение газа в камере сгорания одномерное и квазистационарное;

2) утечки через зазоры в уплотнениях камеры не учитываются;

3) диссоциация газов при сгорании не учитывалась;

4) в качестве рабочего тела принят идеальный газ;

5) при расчете процесса продувки использовалась гипотеза послойного вытеснения.

В связи с изменением конструкции золотника камеры сгорания (четыре полости вместо одной) проведено усовершенствование физико-математической модели. Влияние дежурного факела учитывалось с помощью показателя характера сгорания т, который входит в уравнение выгорания Вибе. Для расчетного исследования выбрано значение т=0,3, соответствующее в теории ДВС самовоспламенению от сжатия (для дизельных двигателей /и=0...0,7). Исходя из опыта доводки однополостной камеры, время задержки воспламенения т выбиралось из диапазона 0...0,004 с. Учитывая меньший объем полости в четырех-полостном варианте, а также наличие дежурного факела, принято т=0,0005 с. Для определения расхода газов через входное и выходное окна был задан закон изменения площадей проходных сечений по углу поворота золотника ср.

С помощью усовершенствованной физико-математической модели, предназначенной для определения параметров рабочего цикла в одной из полостей за один оборот золотника, выполнено расчетное исследование. Падение наполняемости камеры и увеличение количества остаточных газов проявляется при частотах вращения более 14000 об/мин и при 17000 об/мин составляет 6 % и 3 % соответственно (рис. 5). Для сравнения расчетное исследование выполнено для двух различных источников воспламенения: искрового зажигания и дежурного факела (рис. 6), которое показало необходимость последнего на больших частотах вращения (и>10000 об/мин).

На рис. 7 и 8 соответственно показано изменение удельной тяги и тяги по частоте вращения золотника для камеры как для двигателя.

Ц<4)]

М})/

У(Пч

6000 10000 14000 об/мин

Рис. 5. Изменение коэффициентов наполнения т]н и остаточных газов у (при перепаде давлений ДР=50 кПа): т]ц(4), у(4) - для четырехполостной камеры; ■Пн( 1), у(1) - для однополостной камеры (для

160 200 б)

Рис. 6. Изменение давления (а) и температуры (б) по углу поворота золотника ф (а=1,3):

искровое зажигание 1 - для п=6000 об/мин (пг=2,1);

2 - для п= 10000 об/мин (т=2,1);

3 - для и=14000 об/мин (»¡=2,1);

4 - для «=18000 об/мин (да=2,1);

воспламенение от дежурного факела 1а - для л=6000 об/мин (да=0,3); 2а - для и=10000 об/мин («=0,3); За - для и=14000 об/мин («=0,3); 4а - для и= 18000 обУмин («=0,3)

Глава 3 посвящена экспериментальным исследованиям четырехполост-ной камеры периодического сгорания (рис. 9). При испытаниях для регулирования частоты вращения золотника использовался управляемый электропривод мощностью 400 Вт. Аэродинамический тормозящий момент на радиальных

600 500 400

стенках золотника, определенный позднее расчетным исследованием ЦИАМ, не позволил выйти на частоты вращения более 13500 об/мин.

Куя, Г—----------------------------------1—---, Я,Н

60 40 20

300 ------1 о

6000 8000 10000 12000 14000 16000 об/шш 6000 8000 10000 12000 14000 16000 об/мин

Рис. 7. Изменение удельной тяги в зависимости от частоты вращения:

1 - при давлении наддува 0,15 МПа (соответствует М=0,8; Овх=1,0);

2 - при давлении наддува 0,20 МПа (соответствует М^.Об; 0^=0,9)

Рис. 8. Изменение тяги в зависимости от частоты вращения: 1 - с учетом входного импульса (соответствует М=0,8; аах=1,0); 1а - без учета входного импульса

(на стенде); 2-е учетом входного импульса (соответствует М=1,05; св.ч=0,9); 2а - без учета входного импульса (на стенде)

На рис. 10 представлены экспериментальные зависимости. При испытаниях зафиксированы пульсации давления на входе в камеру - график 2. При этом отмечено снижение давления в рабочих полостях относительно давления наддува. Для повышения наполняемости полостей путем снижения уровня пульсаций на входе в камеру проведен ряд конструктивных мероприятий: а) к проставке с топливными форсунками в качестве присоединенного объема был пристыкован металлорукав; б) в разъемы простав-А-Л Д,

: п.в* івмек« : РШЯЕТЙ ю та

■. « мга/ШГг «-«-и !ЪЯ

Рис. 10. Экспериментальные зависимости давления сгорания и пульсаций по углу поворота золотника (л=6000 об/мин): 1 - сигнал датчика частоты вращения; 2 - пульсации на входе в камеру (ЛХ-610); 3 - давление сгорания Рг в КС (АVI,)

Рис. 9. Установка для испытаний: 1 - объект испытания (камера сгорания); 2 - рама; 3 - входное устройство (проставка с форсунками); 4 - силоизмерительный датчик; 5 - рычаг; б - выходное устройство

ки устанавливались дроссельные шайбы с металлической сеткой. Б комплексе указанные доработки дали некоторое снижение уровня пульсаций, однако для полного решения проблемы необходима специальная газодинамическая настройка входной системы. График 3 (рис. 10) показывает зависимость давления сгорания по углу поворота золотника. Несмотря на пульсации и утечки рабочего тела, получено давление при сгорании Рг=0,7 МПа, что соответствует значению степени повышения давления при сгорании /.=4,7 (/=400 Гц). В ходе испытаний подтверждена эффективность дежурного факела как источника воспламенения. Также опробована подача топлива непосредственно в камеру, что дало некоторое повышение параметров рабочего процесса. Наработка четырехполо-стной КС составила 1,5 часа.

В главе 4 рассмотрена концепция двигателя с запатентованной многополостной камерой периодического сгорания с продольной осью вращения золотника (рис. 11). Такое конструктивное решение позволяет повысить лобовую тягу за счет увеличения длины камеры при умеренной частоте вращения золотника с сохранением преимуществ четырехполостной камеры. По принципу работы камера аналогична четырехполостной камере. Для воспламенения TBC также предусмотрен дежурный факел пламени - продукты сгорания, заполняющие каналы 9 и 10. Отличие состоит в том, что вращающий момент на золотнике создается за счет соответствующим образом спрофилированных выходных участков радиальных стенок полостей, которые работают как лопатки турбины.

Для расчетных исследований камеры (с наружным диаметром 250 мм и объемом 15550 см3) с многополостным (пя-типолостным) продольным золотником использована апробированная математическая модель четырехполостной камеры. Закон изменения площадей проходных сечений по углу поворота золотника ср задан по аналогии с четырехполостной камерой.

На рис. 12 представлены результаты расчетного исследования - графики изменения давления и температуры по углу поворота золотника на высоте Н=0

1 2 3 И 4 11 5 6

Рис. 11. Компоновочная схема пульсирующего реактивного двигателя с камерой периодического сгорания с продольным золотником: 1 - входное устройство; 2 - электрогенератор; 3 - передний стоечный узел; 4 - кожух; 5 - задний стоечный узел; 6 - выходное

устройство; 7 — продольный золотник с рабочими полостями; 8 - топливная форсунка; 9,10 - дламеперебрасывающие каналы; 11 - лабиринтные уплотнения; 12 - пиросвеча

для трех режимов полета: М=0,4, М=0,8 и М=1,5 при частоте вращения золотника «=6100 об/мин (иО1ср=80 м/с), а также изменение коэффициентов продувки т)„, наполнения Г|н и остаточных газов у по числу М при Н=0 (рис. 13). Видно, что при увеличении перепада давлений происходит улучшение характе ристик рабочего процесса: повышается максимальное давление, уменьшается количество остаточных газов и улучшается наполняемость камеры.

Построены зависимости удельных параметров и тяги от числа М полета (рис. 14). Одновременно с привлечением ЦИАМ выполнялось предварительное расчетное исследование в трехмерной постановке с учетом трения, перетекания и теп-лоотвода на высоте Н=0 для режимов полета с числами М=0,25, 0,8 и 1,5. На рис. 15 представлена сравнительная оценка результатов вычислительных экспериментов в квазистационарной и трехмерной постановках для лобовой тяги.

Анализ зависимостей на рис. 14 и 15 показывает:

1) На режиме Н=0, М=0,8 двигатель с продольным золотником по предварительной оценке может обеспечить в 1,5 раза большую лобовую тягу (і?лоб не менее 30 кН/м2) по сравнению с малоразмерными ТРД (ТЛ00А, МД120), при этом Дм=680 Н-с/кг.

2) На режиме Н=0, М=1,5 получено расчетное значение /¿лоб около 60 кН/м2, при этом экономичность двигателя близка к экономичности ТРДФ.

6}

Рис. 12. Изменение давления (а) и температуры (б) в одной из полостей по углу поворота золотника ¡р (а=1,3): 1 - для М=0,4; 2 - для М=0,8; 3 - для М=1,5

Рис. 13. Изменение коэффициентов продувки, наполнения и остаточных газов в зависимости от М (Н=0)

• с г —— ---- ---

/ у Л

W / // 4 \ 2

0,35

0,30

0,25

0,20

ч

\ / 1 ' 2

1 s' 3

_

0,4

0,6

0,8

1,0 б)

1,2

1,4

M

60 50 40 30 20 10 0

1 1

N

N \

М

Рис. 14. Зависимость удельной тяги (а), удельного расхода топлива (б) и тяги (в) от М: 1 - для Н=0; 2 - для Н=3000; 3 - для Н=6000

3) Слабое влияние входного импульса на тягу (с увеличением М, в отличие от ТРД, она растет), что объясняется высокой степенью подогрева газа и сгоранием топлива при постоянном объеме (высокой эффективностью цикла Гемфри).

4) Несовпадение кривых на рис. 15 можно объяснить тем, что при расчете в трехмерной постановке учитывался эффект волнового присоединения дополнительной массы при истечении газа, увеличивающий тягу двигателя.

Актуальность и перспективность выполненной работы подтверждена выполняемыми в HACA исследованиями так называемого волнового ротора внутреннего сгорания, конструктивно близкого к камере перио-

0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 Рис. 15. Изменение лобовой тяги по числу М полета (Н=0): 1 - в трехмерной постановке (ЦИАМ); 2 - в квазистационарной постановке

дического сгорания с продольным золотником.

В главе 5 проведена сравнительная оценка стоимости двигателя, выполненного на базе золотниковой камеры сгорания, и малоразмерных ТРД: при одинаковой тяге с ТРД указанный двигатель имеет в 5 раз меньшую стоимость, в основном, за счет отсутствия лопаточных машин. Рассмотрены возможности применения золотниковой камеры в ДВС (в качестве выносной камеры) и авиационных ГТД (в сочетании с роторно-поршневой расширительной машиной).

ВЫВОДЫ

1. Создана система непрерывной подачи топлива низкого давления для однополостной камеры периодического сгорания. Испытаниями подтверждена работоспособность камеры до уровня частоты рабочих пульсаций 190 Гц. Это дает возможность вдвое увеличить лобовую тягу (до уровня, соответствующего малоразмерным ТРД) и качественно упростить систему подачи топлива

2. Разработана четырехполостная камера периодического сгорания. Расчетные исследования показали:

- возможность работы с высокой частотой циклов (до 1200 Гц);

- достаточную эффективность лабиринтных уплотнений в золотниковом устройстве при частотах вращения золотника более 14000 об/мин, окс>0,95;

- целесообразность введения пламеперебрасывающих каналов.

3. Создана камера периодического сгорания с четырехполостным газораспределительным устройством золотникового типа, дежурным факелом пламени, низконапорной системой непрерывной подачи топлива и стенд для проведения ее испытаний.

4. При испытаниях четырехполостной камеры сгорания на стенде:

- выявлен аэродинамический тормозящий момент на радиальных стенках золотника, ограничивший его частоту вращения;

- подтверждена эффективность дежурного факела как источника воспламенения; опробована прямая подача топлива в камеру, обеспечившая повышение параметров рабочего процесса.

5. Разработана многополостная камера периодического сгорания с продольным золотником с осью вращения по полету применительно к пульсирующему реактивному двигателю и усовершенствованная физико-математическая модель рабочего процесса. На режиме, соответствующему Н=0, М=0,8, расчетная лобовая тягаДлоб составляет не менее 30 кН/м2 (в 1,5 раза выше, чем у малоразмерных ТРД), при этом Дуд=680 Н-с/кг; на режиме Н=0, М=1,5 Ллоб=60 кН/м2, а удельный расход топлива приближается к уровню, соответствующему ТРДФ.

6. Пульсирующий реактивный двигатель, выполненный на базе золотниковой камеры периодического сгорания, при одинаковой тяге с малоразмерными ТРД имеет в 5 раз меньшую стоимость.

7. Предварительными расчетными исследованиями показана перспективность использования камеры периодического сгорания в:

- поршневых двигателях: повышение экономичности, многотопливность;

- авиационных ГГД: повышение экономичности в полетных условиях, упрощение конструкции.

Основные публикации по работе:

1 Богданов, В. И. Повышение эффективности воспламенения и сгорания топливовоздушной смеси в реактивных двигателях с пульсирующим рабочим

процессом [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Вестник РГАТА им. П. А. Соловьева -2010. -№ 1. - С. 84-88.

2 Богданов, В. И. Повышение эффективности малоразмерных ТРДЦ за счет сгорания топлива при постоянном объеме [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов //Конверсия в машиностроении. - 2008. - № 2. - С. 19-21.

3 Богданов, В. И. Влияние входного импульса и потерь в турбине на экономичность ТРДЦ с периодическим сгоранием топлива [Текст] / В. И. Богданов,

A. К. Дормидонтов // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2009. - № 3. — С. 7374.

4 Пат 2440501 Российская Федерация, МПК F 02 С5/02 (2006.01). Камера сгорания реактивного двигателя [Текст] / Богданов В. И., Дормидонтов А. К.; заявитель и патентообладатель ОАО «НПО «Сатурн». - № 2010121010/06; заявл. 24.05.10; опубл. 20.01.12, Бюл. №2.-2 с.

5 Богданов, В. И. Некоторые вопросы экспериментальной отработки че-тырехполостной золотниковой камеры сгорания постоянного объема [Текст] /

B. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // 8-я международная конференция «Авиация и космонавтика - 2009»: тез. докл. - М.: МАИ-ПРИНТ, 2009. - С. 125.

6 Богданов, В. И. Пульсирующий ВРД с многополостной камерой сгорания F=const [Текст] / В. И. Богданов, А К. Дормидонтов, К. С. Пьянков, М. Н. Топорков // Труды XXXVI Академических чтений по космонавтике. - М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2012. - С. 433-434.

7 Богданов, В. И. Применение выносной камеры сгорания в поршневых двигателях [Текст] / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Турбины и дизели. -2009.-№ 6.-С. 10-12.

Зав. РИО М. А. Садкова Подписано в печать 23.04.2012 г. Формат 60x84 1/16. Уч.-изд.л. 1. Тираж 100. Заказ 96.

Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П. А. Соловьева (РГАТУ имени П. А. Соловьева) 152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

Отпечатано в множительной лаборатории РГАТУ имени П. А. Соловьева 152934, г. Рыбинск, ул. Пушкина, 53

Основные условные обозначения.

Основные условные сокращения.

Введение.

Глава 1. Обзор публикаций. Перспективность и проблемы энергодвигательных установок с периодическим сгоранием топлива.

Глава 2. Золотниковая камера сгорания Г=сош1.

2.1 Разработка системы топливоподачи низкого давления, отработка рабочего процесса. Совершенствование системы зажигания.

2.2 Камера сгорания К=сош1 с четырехполостным газораспределительным устройством золотникового типа.

2.2.1 Предпосылки создания камеры сгорания К=сопб1 с четырехполостным золотником, рабочий процесс в ней и конструктивная реализация.

2.2.2 Прочностная оценка четырехполостного золотника.

2.2.3 Влияние уплотнения на параметры рабочего процесса.

2.2.4 Проблемы воспламенения топливовоздушной смеси в камере сгорания Г=сош1 и пути их решения.

2.2.5 Усовершенствование физико-математической модели рабочего процесса четырехполостной камеры сгорания Р^соп^ и ее термогазодинамическое расчетное исследование.

Глава 3. Экспериментальные исследования четырехполостной камеры сгорания Р^соя^.

3.1 Экспериментальный стенд для исследований.

3.2 Результаты исследований.

3.2.1 Отработка плазменной системы зажигания.

3.2.2 Способы повышения вращающего момента на четырехполо-стном золотнике камеры сгорания.

3.2.3 Особенности протекания рабочего процесса в камере сгорания F=const с четырехполостным золотником.

Глава 4. Камера сгорания F=const с многополостным продольным золотником - дальнейшее развитие четырехполостной камеры сгорания F=const.

4.1 Предпосылки создания камеры сгорания F=const с продольным золотником. Конструктивная схема и принцип работы.

4.2 Расчетное исследование камеры сгорания F=const с продольным золотником. Результаты исследования.

Глава 5. Оценка стоимости ПуВРД, выполненного на базе камеры сгорания F=const и перспективы применения камеры сгорания F=const.

5.1 Оценка стоимости ПуВРД, выполненного на базе камеры сгорания F=const, и малоразмерных ТРД.

5.2 Перспективы применения золотниковой камеры сгорания

F=const в двигательных установках.

5.2.1 Применение камеры сгорания F=const в пульсирующих детонационных двигателях.

5.2.2 Применение камеры сгорания F=const в поршневых двигателях.

5.2.3 Применение камеры сгорания F=const в авиационных ГТД.

Актуальность работы

Реактивные двигатели с камерой периодического сгорания (ПС) для ЛА, использующие термодинамически высокоэффективный цикл с подводом теплоты при постоянном объеме (цикл Р^сопэ^, издавна привлекали внимание исследователей. В цикле Р^соп^ заложена возможность значительного повышения давления в процессе сгорания топлива, вследствие чего либо совсем не требуется сжатие воздуха, либо можно ограничиться применением компрессора со значительно меньшей степенью повышения давления жк*, чем у ГТД, использующих цикл с подводом теплоты при постоянном давлении (цикл Р=сопз1). При этом, как показали результаты теоретических исследований, переход от цикла Р=сопз1 к циклу Г=сопз1 может обеспечить повышение термического КПД цикла на 15.40 % в зависимости от тск*.

В 1908 г. русским инженером В.В. Караводиным, одним из первых, была запатентована, построена и испытана ГТУ ПС. До 1925 г. в Германии ряд опытных ГТУ ПС был создан Г. Хольцвартом. В 1930 г. одноклапанная камера сгорания резонансного типа была разработана П. Шмидтом для ПуВРД. Впоследствии она была применена на беспилотных самолетах-снарядах "Фау-1".

Несмотря на высокие для того времени параметры, такие двигатели имели ряд недостатков:

- неудовлетворительные габаритно-массовые характеристики (в частности, низкая лобовая тяга) из-за прерывистого течения газа и низкая надежность из-за сложной системы клапанов (определялись, в основном камерой сгорания);

- низкий КПД процесса расширения в сопле или турбине из-за пульсирующего течения газа.

Эти недостатки, определившие научно-техническую проблему и не позволившие реализовать преимущества цикла Р=соп81 - с одной стороны и успехи в создании ВРД /^согШ (заключавшиеся, главным образом, в существенном усовершенствовании лопаточных машин) - с другой стороны привели к тому, что в настоящее время ВРД F=const серийно не производятся. Анализируя современное состояние развития авиадвигателестроения, необходимо отметить следующее:

- замедление прогресса в характеристиках ВРД P=const;

- рост стоимости научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию двигателей, а также их изготовления.

В связи с этим в качестве перспективного направления развития рассматриваются возможности разработки реактивных силовых установок с ПС. Эти двигатели имеют простую конструкцию, низкую стоимость и могут использоваться в качестве силовых установок (тягой до 2 кН), в первую очередь, на БЛА специального назначения. Актуальность работы подтверждается исследовательскими работами, проводимыми Исследовательским центром Гленна НАСА и ведущими двигателестроительными компаниями, такими как Rolls-Royce, General Electric и Pratt & Whitney.

Целью работы является совершенствование золотниковой камеры периодического сгорания (КС F=const), в которой реализуется цикл с подводом теплоты при постоянном объеме, для повышения лобовой тяги пульсирующих реактивных двигателей.

Направление исследований

Для достижения цели необходимо решить следующие задачи:

- создание системы топливоподачи, обеспечивающей высокую частоту вращения золотника (частоту рабочих пульсаций);

- разработка и создание КС F=const с четырехполостным золотником и дежурным факелом пламени;

- исследование КС F=const с самовращающимся четырехполостным золотником на экспериментальной установке;

- разработка КС F=const с продольным золотником; усовершенствование физико-математической модели рабочего процесса указанной камеры и проведение на ней расчетных исследований;

- сравнительная оценка стоимости пульсирующего реактивного двигателя, выполненного на базе КС F=const, и малоразмерных ТРД;

- расчетно-исследовательские проработки двигателей, выполняемых на базе КС F=const, определение области их применения.

Методы исследований

Расчетно-теоретические исследования базировались на основных положениях механики жидкости и газов, теории рабочих процессов ДВС и проводились с использованием сертифицированных программных комплексов Uni-graphies NX, ANSYS, Delphi, Mathcad. Экспериментальные исследования проведены в ОАО «НПО «Сатурн».

Достоверность и обоснованность полученных результатов базируется на применении основных законов сохранения, подтверждается совпадением расчетных данных с опытными, полученными с использованием аттестованного измерительного оборудования, и результатами расчетных исследований, выполненных в ЦИАМ имени П.И. Баранова.

На защиту выносятся:

1. Результаты экспериментальных исследований КС F=const с низконапорной системой непрерывной подачи топлива.

2. Расчетное исследование КС F=const с продольным золотником. Результаты исследования.

3. Расчетно-исследовательская проработка двигателя с КС F==const с продольным золотником. Возможность реализации более высокого уровня лобовой тяги по сравнению с малоразмерными ТРД и сверхзвуковой скорости полета.

Научная новизна работы состоит в:

- усовершенствовании физико-математической модели рабочего процесса КС F=const с различными исполнениями золотника и результатах расчетного исследования, проведенного с помощью указанной модели;

- полученных результатах экспериментальных исследований КС F=const с самовращающимся четырехполостным золотником, на основе которых разработана КС F=const с продольным золотником для повышения лобовой тяги;

- в обосновании и экспериментальном подтверждении простой низконапорной системы непрерывной подачи топлива.

Практическая полезность

1. Для проведения предварительных расчетов по определению облика КС РЦюпй с продольным золотником может быть использована усовершенствованная физико-математическая модель.

2. Возможность создания на базе разработанной КС К=сопз1 с продольным самовращающимся золотником (патент Российской Федерации № 2440501, приложение А) ПуВРД с высоким уровнем лобовой тяги.

3. Конструкторские решения, отработанные на одно- и четырехполостной КС, могут быть использованы в дальнейшем при создании подобных камер.

Апробация работы.

Основные положения и результаты выполненной работы докладывались и обсуждались на следующих конференциях: четвертая научно-практическая конференция молодых ученых и специалистов «Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности» (МАИ, 2007 г.); 8-я международная конференция «Авиация и космонавтика - 2009» (МАИ, 2009 г.); всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов «Новые решения и технологии в газотурбостроении» (ЦИАМ им. П.И. Баранова, 2010 г.); XXXVI Академические чтения по космонавтике (МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012 г.).

Публикации

Список публикаций по теме диссертации содержит 10 наименований, в том числе 3 - в изданиях, рекомендованных ВАК РФ, 1 - патент на изобретение

Структура и объем работы

Диссертационная работа изложена на 139 страницах и включает в себя 96 рисунков, 1 таблицу. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников из 68 наименований.

Выводы по главе:

1. Проведена сравнительная оценка стоимости ПуВРД, выполненного на базе золотниковой КС, и малоразмерных ТРД: ПуВРД при одинаковой тяге с ТРД имеет в 5 раз меньшую стоимость.

2. Обосновано применение КС К^сог^ в качестве предетонатора в ПуДД, позволяющей полнее реализовать преимущества такой силовой установки.

3. Предложенная схема ДВС с выносной КС К=сош1 позволит качественно повысить эффективный КПД т|е: по сравнению с двигателем с искровым зажиганием - в два раза, по сравнению с дизелем - на 10 %.

4. Концепция ТРДД с КС Г^сог^ и роторно-поршневой расширительной машиной, выполненной по типу двигателя Ванкеля, не уступает по экономичности как существующим, так разрабатываемым авиационным двигателям при значительно меньшем я!.

122

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Усовершенствована однополостная КС Г=сош1 за счет применения созданной системы непрерывной подачи топлива низкого давления на вход в камеру. Испытаниями подтверждена работоспособность камеры до уровня частоты рабочих пульсаций 190 Гц. Это дает возможность вдвое увеличить лобовую тягу (до уровня, соответствующего малоразмерным ТРД) и качественно упростить систему подачи топлива.

2. Разработана четырехполостная КС Г=сот1:. Расчетные исследования показали:

- возможность работы с высокой частотой циклов (до 1200 Гц);

- достаточную эффективность лабиринтных уплотнений в золотниковом устройстве при частотах вращения золотника более 14000 об/мин, окс>0,95;

- целесообразность введения пламеперебрасывающих каналов.

3. Создана КС Г=сопб1 с четырехполостным газораспределительным устройством золотникового типа, дежурным факелом пламени, низконапорной системой непрерывной подачи топлива и стенд для проведения ее испытаний.

4. При испытаниях четырехполостной КС Г=сопз1 на стенде:

- выявлен аэродинамический тормозящий момент на радиальных стенках золотника, ограничивший его частоту вращения;

- подтверждена эффективность дежурного факела как источника воспламенения; опробована прямая подача топлива в КС, обеспечившая повышение параметров рабочего процесса.

5. Разработана и запатентована (приложение А) многополостная КС Р^сол^ с продольным золотником с осью вращения по полету применительно к ПуВРД и усовершенствованная физико-математическая модель рабочего процесса. На режиме, соответствующему Н=0, М=0,8, расчетная лобовая тяга Ялоб составляет не менее 30 кН/м2 (в 1,5 раза выше, чем у малоразмерных ТРД), при этом Луд=680 Н-с/кг; на режиме Н=0, М=1,5 Ллоб=60 кН/м2, а удельный расход топлива приближается к уровню, соответствующему ТРДФ.

6. ПуВРД, выполненный на базе золотниковой КС, при одинаковой тяге с малоразмерными ТРД имеет в 5 раз меньшую стоимость.

7. Предварительными расчетными исследованиями показана перспективность использования КС Р=сош1 в:

- поршневых двигателях: повышение экономичности, многотопливность;

- авиационных ГТД: повышение экономичности в полетных условиях, упрощение конструкции.

1. Вукалович, М. П. Термодинамика Текст. / М. П. Вукалович, И. И. Новиков. М.: Машиностроение, 1972. - 672 с.

2. Елисеев, Ю. С. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок Текст. 2-е изд., перераб. и доп. / Ю. С. Елисеев, Э. А. Ма-нушин, В. Е. Михальцев [и др.]. - М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2000. - 640 с.

3. Широкорад, А. Б. Огненный меч российского флота Текст. / А. Б. Широкорад. -М.: Яуза, Эксмо, 2004. 416 е.: илл.

4. Ford, R. Germany's secret weapons in world war II Text. / R. Ford. MBI Publishing Company, 2000. -144 p.

5. Паневин, И. Г. Космические ядерные ракетные двигатели Текст. / И. Г. Паневин [и др.]. М.: «Знание», № 6,1978. 64 с.

6. Проект «Орион» Электронный ресурс. / Режим доступа: http://imperus.clan.su.

7. Палкин, В. А. Конструктивные особенности перспективных двигателей Текст. / В. А. Палкин // Конверсия в машиностроении. 2006. - № 4. - С. 2132.

8. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний по созданию перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор)

9. Текст. / Под общей редакцией д.т.н. В. А. Скибина, к.т.н. В. И. Солонина. М.: ЦИАМ, 2004.-424 с.

10. Импульсные детонационные двигатели Текст. / Под. ред. д.ф.-м.н. С. М. Фролова. М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006. - 592 е.: ил.

11. Иностранные авиационные двигатели, 2005 Текст.: Справочник ЦИАМ / Общая редакция: В. А. Скибин, В. И. Солонин. М.: «Авиамир», 2005. - 592 е., с ил.

12. Сейфетдинов, Р. Б. Концепции применения детонационного горения в авиационных силовых установках Текст. / Р. Б. Сейфетдинов // Вестник СГАУ. Сер.: Процессы горения, теплообмена и логия тепловых двигателей. 2007. -№ 2 - С. 161-167.

13. Aviation Week & Space Technology Text. / 2000. 17/VII. - P. 70-71.

14. Brophy, С. M. Detonation of a JP-10 aerosol for pulse detonation applications Text. / С. M. Brophy, D. W. Netzer, J. Sinibaldi, R. Johnson // High-speed deflagration and detonation, ELEX-KM Publishers. Moscow, 2001. - P. 207-222.

15. Schauer, F. Detonation studies and performance results for research pulse detonation engine Text. / F. Schauer, J. Stutrud, R. Bradley, V. Katta, J. Hoke // Confined Detonation and Pulse Detonation Engines. Moscow: Torus Press, 2003. -P. 287-302.

16. Air & Cosmos Text. / 2003. № 1915. - P. 35.

17. Sakurai, T. A study on thermodynamic cycle of pulse detonation gas turbine engine Text. / T. Sakurai, N. Yamane, T. Obara, S. Ohyagi // 17th ISABE Proceedings. 2005. - Paper 1047.

18. Крутиков, Б. H. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) Текст. / Б. И. Крутиков // Двигатель. 2008. - № 2. - С. 36.

19. Марчуков, Е. Ю. Пульсирующие детонационные двигатели Текст. / Е. Ю. Марчуков, Ю. Н. Нечаев, А. С. Полев, А. И. Тарасов // Двигатель. 2003. -№ 1.-С. 14-17.

20. Бакулев, В. И. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок Текст. / В. И. Бакулев, В. А. Голубев, Б. А.

21. Крылов и др.; Под редакцией В. А. Сосунова, В. М. Чепкина М.: МАИ, 2003. -688 е.: ил.

22. Богданов, В. И. Организация взрывного сгорания в бесклапанных ПуВРД для повышения их тяговой эффективности Текст. / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Вестник РГАТА им. П. А. Соловьева. 2009. - № 1. - С. 191-193.

23. Сайт ЗАО «ЭНИКС» Электронный ресурс. / Режим доступа: http://www.enics.ru.

24. Пат 2196906 Российская Федерация, МПК7 F 02 С5/02. Камера сгорания газотурбинного двигателя Текст. / Кузменко М. JL, Богданов В. И.; заявитель и патентообладатель ОАО «НПО «Сатурн». № 2000117931/06; заявл. 05.07.00; опубл. 20.01.03.

25. Богданов, В. И. Физико-математическая модель рабочих процессов золотниковой камеры сгорания постоянного объема Текст. / В. И. Богданов, Д.

26. B. Кувтырев // ИФЖ. 2003. - т. 16, № 5. - С. 71-75.

27. Михайлов, В. В. Разработка электроискровых свечей зажигания ДВС с вихревой стабилизацией разряда Текст. / В. В. Михайлов, А. Н. Мухин, В. А. Фигурин // Тепломассообмен и гидродинамика в закрученных потоках: мат. конф. Рыбинск, 2005.

28. Фигурин, В. А. Обоснование способа модернизации свечи зажигания Текст. / В. А. Фигурин // Вестник РГАТА им. П. А. Соловьева. 2010. - № 3.1. C. 270-275.

29. Трубников, Б. А. Теория плазмы Текст. / Б. А. Трубников. М.: Энергоатомиздат, 1996.-461 с.

30. Шерлыгин, Н. А. Конструкция и эксплуатация авиационных газотурбинных двигателей Текст. / Н. А. Шерлыгин, В. Г. Шахвердов. М.: Машиностроение, 1969. - 371 с.: граф., рис., схем, табл.

31. Богданов, В. И. Повышение эффективности пульсирующих реактивных двигателей Текст. : Дис. . д-ра техн. наук / В. И. Богданов. М.: МАИ, 2003.-32 с.

32. Богданов, В. И. Повышение эффективности воспламенения и сгорания топливовоздушной смеси в реактивных двигателях с пульсирующим рабочим процессом Текст. / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Вестник РГАТА им. П.А. Соловьева. 2010. -№ 1. - С. 84-88.

33. Щетинков, Е. С. Физика горения газов Текст. / Е. С. Щетинков. М.: Наука, 1965.-740 с.

34. Вильяме, Ф. А. Теория горения Текст. / Ф. А. Вильяме / Пер. с англ. -М.: Наука, 1971.-616 с.

35. Физико-химические процессы в газовой динамике Текст. : справочник. Том 2: Физико-химическая кинетика и термодинамика / Под ред. Г. Г. Черного и С. А. Лосева. М.: Научно-издательский центр механики, 2002. -368 с.

36. Кувтырев, Д. В. Расчетное и экспериментальное исследование золотниковой камеры сгорания постоянного объема и совершенствование метода определения ее облика Текст. : Дис. . канд. техн. наук / Д. В. Кувтырев. Рыбинск: РГАТА, 2004. - 164 с.

37. Нигматулин, И. Н. Тепловые двигатели Текст. / И, Н. Нигматулин, В. А. Ценев, П. А. Шляхин. М.: Высш. школа, 1974. - 316 с.

38. Воинов, А. Н. Сгорание в быстроходных поршневых двигателях Текст. Изд. 2-е, перераб. и доп. / А. Н. Воинов. М.: Машиностроение, 1977. -277 с.

39. Вибе, И. И. Новое о рабочем цикле двигателей (скорость сгорания и рабочий цикл двигателя) Текст. / И. И. Вибе. М. - Свердловск: Машгиз, 1962.-272 с.

40. Шароглазов, Б. А. Двигатели внутреннего сгорания: теория, моделирование и расчет процессов Текст. / Б. А. Шароглазов, М. Ф. Фарафонтов, В. В. Клементьев. Челябинск: ЮУрГУ, 2004. - 344 с.

41. Потапова, И. А. Исследование ГТД периодического сгорания с двух-клапанной камерой Текст.: Автореф. дис. .канд. техн. наук. /И. А. Потапова. -М.: МГТУ им. Н. Э. Баумана, 1995. 16 с.

42. Кавтарадзе, Р. 3. Теория поршневых двигателей. Специальные главы Текст. / Р. 3. Кавтарадзе. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2008. - 720 е.: ил.

43. Кудрин, О. И. Пульсирующие реактивное сопло с присоединением дополнительной массы Текст. : межвуз. сб. науч. тр. / О. И. Кудрин М.: МАИ, 1958.-Вып. 97.

44. Wave rotor topping cycles for gas turbine engines. NASA Glenn Research Center Электронный ресурс. / Режим доступа: http://www.grc.nasa.gov.

45. Круглов, M. Г. Газовая динамика комбинированных двигателей внутреннего сгорания Текст. / М. Г. Круглов, А. А. Меднов М.: Машиностроение, 1988.-360 с.

46. Pat 6460342 United States, Int. Cl.7 F 02 G3/00. Wave rotor detonation engine Text. / Mohamed Razi Nalim; assignee Advanced Research & Technology Institute. Appl. No. 09/558704; filed 26.04.00; publ. 08.10.02.

47. Богданов, В. И. Инициирование детонационного горения в пульсирующих ВРД Текст. / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: ст. и мат. науч.-практ. конф. -М.: МАИ, 2007. С. 234-239.

48. Аксенов, В. С. Инициирование детонации в гомогенных смесях и распылах жидкого топлива последовательными электрическими разрядами Текст. : Автореф. дис. . канд. физ.-мат. наук / В. С. Аксенов. -М.: ИХФ им. H.H. Семенова, 2005. 24 с.

49. Силакова, М. А. Генерация импульсов давления при истечении реагирующих гетерогенных струй в воздух Текст. : Автореф. дис. .канд. физ.-мат. наук / М. А. Силакова. -М.: ИХФ им H.H. Семенова, 2005. 30 с.

50. Чернышев, Д. «StarRotor» еще одна попытка Текст. / Д. Чернышев // Двигатель. - 2004. - № 6. - С. 36-37.

51. Сухов, А. Выхлоп чище воздуха Текст. / А. Сухов // За рулем. 2001. -№2.-С. 40-42.

52. Богданов, В. И. Концепция многотопливного автомобильного двигателя с усилителем крутящего момента Текст. / В. И. Богданов // Двигателе-строение. 2006. - № 4. - С. 19-21.

53. Богданов, В. И. Применение выносной камеры сгорания в поршневых двигателях Текст. / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Турбины и дизели. -2009.-№6.-С. 10-12.

54. Богданов, В. И. Эффективность применения отделения азота и охлаждения воздуха на сжатии в перспективных энергетических ГТУ со сгоранием топлива при F=const Текст. / В. И. Богданов, JI. И. Буракова // Газотурбинные технологии. 2009. - № 4. - С. 30-32.

55. Санников, В. Паровой фантом топлива Текст. / В. Санников // Популярная механика. 2008. - № 6. - С. 84-87.

56. Шнеэ, Я. И. Газовые турбины Текст. / Я. И. Шнеэ. М.: Машгиз, 1960.-550 с.

57. Богданов, В. И. Повышение эффективности малоразмерных ТРДД за счет сгорания топлива при постоянном объеме Текст. / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Конверсия в машиностроении. 2008. - № 2. - С. 19-21.

58. Богданов, В. И. О применении цикла ГТД с подводом теплоты при постоянном объеме Текст. / В. И. Богданов, Е. А. Тарасова // Изв. вузов. Авиационная техника. 2007. - № 3. - С. 35-37.

59. Pat 2011962 European, Int. CI.8 F 01 Cl/22, F 02 B53/02, F 02 B41/10, F 01 Cll/00, F 02 B53/14, F 02 B53/04. Compound cycle rotary engine Text. /

60. Charles E. Lents, Stephen P. Zeppieri, Roy N. Guile, Vincent C. Nardone, Jonathan Lauter, Arindam Dasgupta; assignee United Technologies Corp. Appl. No. 08252247.5; filed 02.07.08.

61. Богданов, В. И. Влияние входного импульса и потерь в турбине на экономичность ТРДД с периодическим сгоранием топлива Текст. / В. И. Богданов, А. К. Дормидонтов // Изв. вузов. Авиационная техника. 2009. - № 3. -С. 73-74.