автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Обоснование облика энергосиловых установок на основе пульсирующих детонационных двигателей для летательных аппаратов

^ * РГБ ОД

Нд правах ругоп вен

1 з 23С0

ПОРШНЕВ Владимир Александрович

ОБОСНОВАНИЕ ОБЛИКА ЭНЕРГОСИЛОВЫХ УСТАНОВОК НА ОСНОВЕ ПУЛЬСИРУЮЩИХ ДЕТОНАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Специальность 05.07.05. Тепловые двигатели летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Саратов - 2000

Рябо« iwnoimfwa ж Саратовском филиале военного артиллерийского Университете и ■ КГТУ нм. А-Н-Туполма

Научные руководители:

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Дрегалин А. Ф.

""Fl" imuwiwuii наук Федорец Н.В.

доктор технических наук, профессор Кочергия A.B.

кашлдат технических наук, старший научный сотрудник НазаренкоТ.И.

Ведущая организация: НПФ «РАСТР» г. Саратов

Защип состоится «26» luCjLSL 2000 г. ■ 40 часов на заседании диссертационного совет« Д 063.43.01 Казанского государственного технического Университета вмени А.Н.Туполеж* (420111, г. Казань, ул. К. Мдркед, Ю).

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КГТУ. Автореферат разослан «¿3» JK*& 2000 г.

Ученый секретарь диссертационного совета Д063.43.01

Г'.А. Г. Каримова

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. В настоящее время для нужд, ракетно-космичсскоП техники широкое применение нашли ракетные двигатели. Однако многие ученые ведущих стран мира в области авиационного и ракетного двигателестроеиня пришли к выводу, что химические реактивные двигатели достигли своего совершенства и, что дальнейшее их развитие будет осуществляться эволюционным путем, т.е. за счет доработок отдельных конструкторских решений. Для революционного развития двигателей необходимо решить неординарные научные задачи.

Принципиально новым направлением в развитии авиационного и ракетного двигателестроения является разработка двигателей, работающих на детонационном принципе преобразования энергии рабочего тела.

Основными достоинствами пульсирующих детонационных двигателей (ПДД) являются:

- более экономичная работа;

- более простая конструкция;

экологически чистое топливо и продукты детонации;

- низкие давления подачи топлива в детонационную камеру.

Решение данной задачи может обеспечить технический прорыв п военной и космической областях. В связи с этим обоснование технического облика энергосиломых установок (ЭСУ) на основе ПДД является актуальной задачей.

Комбинированные ЭСУ позволят разработать такие летательные аппараты (ЛА), которые могут летать в широком диапазоне высот и скоростей, иметь значительно меньшие массовые и юомстрнческие характеристики. Также ПДД могут Сыть использованы при со 1 лам ни воздушной полушки для транспортных средств и в качестве управляющих двигателей для отделяемых боевых частей (блоков).

Работа выполнялась в соответствии с комплексной программой, разработанной ГРЦ "КБ им. ак. Макеева" совместно с Российской академией ракетных и артиллерийских наук в обеспечении создания регулируемых двигательных установок с качественно новым уровнем технического совершенства для ракетных и ракетно-космических комплексов до 2005 года на основании решения НТС от 18 июня 1996г.

Научная задача исследований заключается в обосновании технического облика ЭСУ на основе ПДД многоцелевого назначения.

Цели исследования. На основе анализа существующих разработок

- ■ 'Т

пульсирующих детонационных двигателей и перспектив их развития:

разработать теоретико-экспериментальную методику расчета основных параметров ПДД;

разработать схемные и технические решения элементов и систем ЭСУ на основе ПДД;

провести экспериментальные исследования моделей ЭСУ; определить потенциальные возможности использования ПДД и пути их реализации в ЭСУ ЛА различного назначения. Положения, выносимые на защиту:

1. Теоретико-экспериментальная методика расчета основных параметров ЭСУ на основе ПДД.

2. Схемные и технические решения элементов и систем ЭСУ.

3. Результаты экспериментальных исследований моделей ЭСУ. Методы исследований предусматривали разработку теоретических

положений, анализ результатов имеющихся математических экспериментов и получение на их основе расчетных формул для определения параметров детонационной волны й детонационного двигателя. С целью проверки достоверности основных положений теории проведена разработка основных элементов и систем ЭСУ, а также их испытания, обработка которых осушестп-

лялась методами математической статистики с применением ЭВМ.

Научная новизна заключается в терретико-экспериментальном обосновании технического облика ЭСУ; в обосновании применения процесса детонации к реактивным двигателям; в . разработке теоретико-экспериментальной методики расчета основных параметров ПДД; в результатах экспериментальных исследований моделей ЭСУ на основе.ПДД.

Теоретическая значимость заключается в выявлении пренмушестп процесса детонации по сравнению с процессом горения; в разработке тсоре-тико-зкеперимектальной методики расчета основных параметров ПДД; я ртработке методики расчета основных параметров детонационной волны; в обосновании необходимости организации замкнутого цикла работы и возможных путей его реализации; во введении нового параметра - времени задержки, с помощью которого можно управлять работой двигателя.

Практическая значимость заключается в разработке принципиально новых схемных и технических решений элементов и систем ЭСУ на основе ПДД; в результатах экспериментальных исследований моделей ЭСУ; в определении потенциальных возможностей использования ЭСУ на основе ПДД.

Достоверность полученных результатов, выводов и рекомендаций подтверждается их широкой апробацией, проведенными испытаниями моделей ЭСУ, положительными отзывами на отчеты по НИР, актами внедрения результатов исследования, а также охранными документами на объекты промышленной собственности.

Реализация результатов работы. Основные научные положения работы, результаты исследований и рекомендации внедрены в научно-иротподственной фирме "РАСТР", на технологическом предприятии "Маш-проект" и н Саратовском филиале ВАУ.

Ил правление дальнейших исследований. Результаты исследований мот быть использованы при выполнении последующих НИР, при с01ллш и нп шушной подушки для транспортных средств; создании реактивных сиср.м

управления боевыми блоками ракет и космическими аппаратами, создании V комбинированных двигателей для различных летательных аппаратов.

Апробация работы. Основные положения диссертации и отдельные еЗ результаты докладывались и были одобрены на 28 - 31 постоянно действующих научно-технических семинарах при Саратовском филиале ВАУ (1996-1999гг.); на 14-й научно-технической конференции в Казанском ВА-КИУ (1995); на 14-й научно-технической конференции в Пермском ВВКИ-УРВ (1996г.); на 15-й и 16-й научно-технических конференциях в Серпуховском ВВКИУРВ; на 25-й военно-научной конференции в Саратовском ВВИ-УХЗ (1997г.); на 9-м и 10-м научно-технических семинарах при Казанском ВАКИУ (1997, 1998гг.); на 11-м и 12-м Межгосударственных постоянно действующих семинарах При Саратовском ГАУ (1998,1999г.) и на 12-й научно-технической конференции в Т^ьском ВАИУ (1999 г.).

Апробация диссертации проведена на совместном заседании кафедр физики и прикладной механики Саратовского филиала военного артиллерийского университета (протокол'№1 от Н28"января 2000г.) с привлечением ве-

I "

дущих специалистов по тематике проведенных исследований.

Публикации. Основное содержание исследований по теме диссертации опубликовано в 38 печатных работах, в 6 отчетах по НИР, в 14 патентах РФ на изобретения и в 7 свидетельствах РФ на полезные модели.

Научно-исследовательский отчет "Разработка й исследование новых конструкций двигателей для ЛА типа "ЭКИП" с экспериментальной отработкой энергосиловых установок", в котором отражено основное содержание диссертации, пс итогам конкурса на лучшие научные работы, выполненные в ВУЗах Министерства обороны РФ в 1996-1998 годах, награжден премией Министра обороны РФ (Приказ МО РФ №201 от 21 мая 1999г.).

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и списка используемых источников. Работа изложена на 187 страницах, из них 144 страницы машинописного текста, 9 таблиц и 94

рисунка. Список используемых источников включает 128 наименований, из них 19 на иностранном языке.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

По введении обосновывается актуальность к новизна рассматриваемых вопросов, приводится анализ их современного состояния, формулируются основные научные положения, выносимые на защиту, излагается краткое содержание работы по главам.

В первой главе приводится состояние разработки детонационных двигателей в стране и за рубежом, а также рассматриваются потенциальные возможности использования процесса детонации и ПДД.

Одним из направлений, позволяющим решать задачи, стоящие перед современным аййационным и ракетным двигателестроением, является разработка двигателей с детонационным горением. Пульсирующие детонационные двигатели - это новый класс двигательных установок, создающих тягу за счет детонационного сгорания рабочей смеси.

Высокоразвитые в техническом отношении страны считают, что развитие ПДД является одним из перспективных направлений в развитии авиационного и ракетного двигателестроения н является задачей ближайшего будущего. Выполненный анализ двигателей показал, что интерес к теоретическим и экспериментальным исследованиям, направленным на разработку ПДД, непрерывно растет: Это объясняется, с одной стороны, возможным широким инедрением данного типа двигателя, а с другой с троны - совершенствованием аналитических методов расчета и проведением эксперимент in n.iu.ix нацеливаний

Слс.тует отмепмь. что информация о ПДД поснг суби-минный и норой нротииоречнвый характер, гпк как в основном янляете« ^члпарегненной или коммерческой тайной,

Ежегодно проводятся международные симпозиумы и конференции, на которых рассматриваются проблемы разработки ПДД (в г. Индианаполисе (США, 1995 г.); в Токио, Сан-Диего (Япония, США,1996 г.); в Калифорнии, г. Сиэтл (США, 1997 г.)).

В 1998 г. в России проходил международный коллоквиум по перспективным экспериментальным и расчетным методам в физике детонации, поддержанный РФФИ, Научным советом по горению РАН, НЦ ЭНАС, УВМИ США и Международным отделом УВМИ США в Европе. В июле 2000 г. в России будет проходить международный коллоквиум, на мотором впервые дланируется наметить пути приоритетных направлений исследований, необходимых для разработки и проектирования ПДД.

В августе 1997 г. NASA провела первые успешные испытания модели ЛДД в космическом центре Маршалла (США). Проведено много экспериментов, включая пуски моделей ПДД с частотой 30Гц. В будущих экспериментах предполагается увеличить частоту до 60Гц.

В настоящее время в нашей стране, по данным автора, экспериментальные исследования моделей ПДД находятся на первоначальном этапе.

Однако, несмотря на большие усилия, прилагаемые многими странами по вопросу разработки ПДД, до сих пор ни одна страна мира не располагает серийным двигателем или надежно работающей его моделью.

Во второй главе проводится анализ процессов, происходящих в каме--je ПДД; представлена сравнительная характеристика процессов горения и детонации; разрабатывается теоретико-экспериментальная методика расчета основных параметров ЭСУ на основе ПДД и методика расчета основных параметров детонационной волны.

Сравнительный анализ горения и детонации (табл.1) показал, что детонация обладает рядом преимуществ по сравнению с горением, а ее использование в реактивных- двигателях может значительно улучшить их характеристики.

Таблица 1

. Основные отличительные признаки горения и детонации

Процесс Механизм 1 горения Распространение пламени Скорость • распространения Зависимость скорости распространения от внешних условий

Горение p-consl теплопроводность диффузия U<a зависит от давления, температуры, плотности

Дстона-ция V'const сжатие инициирующей ударной волной D>a не зависит, если созданы необходимые условия

Из сравнения КПД термодинамического " цикла при постоянном давлении (rjtp), свойственном процессу горения, и КПД цикла при постоянном объёме (r/lv), свойственном процессу детонации,

где В - степень повышения давления,

т = (к-\)/к,

к - показатель адиабаты, Ä • степень изохорного повышения давления, следует, что разница между ними заключается в множителе уф.1'* _ |)Дд _ |).

Величина этого множителя всегда меньше единицы для детонационного горения. Следовательно, КПД цикла при постоянном объеме больше КПД цикла при постоянном давлении.

На рис.1 приводятся результаты вычислений термических КПД этих циклов как функции от степени повышения давления В. Например, при степени повышения давления В=/2 процесс при постоянном объеме предполагает увеличение КПД от 18 до 37% по сравнению с циклом постоянного давления.

Работа ПДЦ основывается на периодической детонации топливовоз-душной смеси (TBC) в детонационной камере. Детонационные волны, рас-проспраняясь по заранее смешанной TBC, со «дают большие давления в ДК

за очень короткие промежутки времени и, как следствие, большой импульс тяги.

Каждый цикл ПДД представляет собой совокупность определённых процессов, происходящих в детонационной камере (рис.2). К числу таких процессов можно отнести: заполнение детонационной камеры (ДК) рабочей смесью; инициирование детонации в ДК; развитие и протекание детонационного процесса во всем объеме рабочей смеси; истечение продуктов детонаций через сопло ДК; продувка ДК, после которой весь цикл повторяется вновь.

Основными параметрами детонационной волны являются скорость' детонации (О), скорость движения продуктов детонации за фронтом детонационной волны (и), давление удельный объем или плотность (р,),

температура (Т^ продуктов детонации во фронте детонационной волны.

Для определения этих параметров необходимо иметь пять независимых уравнений связи между ними. Три уравнения дают законы сохранения массы, количества движения и энергии. В качестве четвертого уравнения используется уравнение состояния продуктов детонации. Пятое уравнение следует из условия Чепмена-Жуге.

I

Учитывая то обстоятельство, что давление во фронте детонационной волны Д» Д, величиной начального давления смеси можно пренебречь. С учетом этого замечания исходная система уравнений запишется в виде:

"2 =Рг<*о-»г)> ДУ2 = ЯГ2,

и

При решении данной системы уравнений и нахождении теплоты реакции из теплоты образования продуктов детонации и исходных веществ определены основные параметры детонационной волны.

Анализ научно-технической литературы показал, что в настоящее время отсутствует какие-либо методики расчета как ПДД в целом, так его основных узлов и систем. С целью частичной ликвидации пробела в данном вопросе предложена теоретико-экспериментальная методика расчета основных параметров ПДД и алгоритм еб реализации, основанная на "размазывании" детонационного импульса по всему времени цикла (рис.3).

Предварительно введен ряд основных параметров и понятий, необходимых для реализации данной методики:

_ 3 р _ Рср '{Лгт

Ь цкща цукю

■ Л), = Рср • >а,я ' • /р- ■

В качестве исходных данных для расчета ПДД выступает тяга Р, которой необходимо задаться. Полученные по этой методике результаты являются основой для непосредственного проектирования детонационных камер. Кроме того, они являются исходными данными для расчета систем инициирования, продувки и смесеобразования. По этим результатам осуществляется выбор их принципиальных схем, а также выбор и расчет конструкций узлов и элементов для их реализации.

В третьей главе разрабатываются схемные и технические решения основных элементов и систем ЭСУ на основе ПДД, рассматривается их работа на различных режимах.

Рассмотрим состав ЭСУ на примере блок-схемы, представленной на рис.4. Основными элементами и системами ЭСУ являются: детонационная камера / с соплом, системы пролувки 2 и смесеобразования 3, система ини-

к

штрования 4 и система управления 5.

Некоторые из этих элементов и систем имеют функции, присущие только ПДД и отсутствующие у традиционных двигательных установок.

Детонационная камера 1 предназначена для организации и поддержания детонационного процесса.

Система продувки 2 предназначена для освобождения ДК от продуктов детонации, чтобы свежая поступающая смесь не прореагировала с ними.

Система смесеобразования и подачи 3 предназначена для качественного смещения компонентов топлива и подачи их в ДК. : > Система инициирования 4 предназначена для формирования детонационного импульса с целью инициирования детонации в ДК.

Система управления 5 предназначена для управления работой ЭСУ на всех режимах, а также для программного изменения тяги. Её работа принципиально не отличается от работы аналогичных систем других двигателей, поэтому ей рассмотрение опускается.

Основным элементом всех ЭСУ на основе ПДД является детонационная камера, которая определяет ее работоспособность. В зависимости от конструкции и принципа работы предложено разделить ДК на три типа: одиночные с полузамкнутой полостью, линейные и многосекционные.

Под линейной ДК будем понимать такую конструкцию, один из поперечных размеров которой значительно больше двух других. Причем ввод топлива в камеру и движение детонационной волны происходит вдоль длинной стороны.

Другой разновидностью ДК являются многосекционные ДК. На рис.5 представлен один из вариантов модели многосекционной ДК, которая состоит из двух основных частей: самой детонационной камеры и эжекторного насадка. Детонациотия камера состоит из 8-ми секций, соединенных между собой газодинамической связью через окна в стенках камеры. Эжекторный насадок предназначен для увеличения тяги за счет эжекции воздуха и расхо-

дящегося сопла. На одной из стенок ДК установлен инициатор.

На разработанные схемы и конструкции детонационных камер получено 8 патентов РФ.

Отличительной особенностью системы смесеобразования и.подачи от системы продувки является наличие в ней смесительных устройств, которые могут быть выполнены в виде эжекторов, инжекторов' и форсунок, а также наличие устройств подачи.

Введён новый параметр, позволяющий управлять работой ПДД - время задержки t,.

Разработаны две системы инициирования, реализующие замкнутый цикл работы ПДД: электронная (рис.6) и газодинамическая, на которые получены свидетельства РФ на полезные модели. Рассмотрена работа этих систем на различных режимах работы: запуска, основном и выключения.

В четвертой главе рассматриваются вопросы разработки ЭСУ, функционирующей в автоколебательном режиме с использованием эффектов Гартмана и Шпрингера. Данные эффекты возникают при натекании сверхзвуковой стационарной струи газа на резонансную трубку (резонатор), открытую со стороны натекающего потока и закрытую с противоположного конца (рис.7). Эффект Гартмана заключается в появлении пульсирующего течения в резонаторе с образованием ударных волн (УВ) при определенных условиях. Эффект Шпрингера заключается в нагреве дна резонатора до температур от 698°К до 180СРК. Оба эффекта в сочетании имеют возможность инициировать детонационные процессы в резонаторе при условии, если вместо воздуха использовать газообразные рабочие смеси, способные детонировать. Как известно, тяга ПДД находится в прямой зависимости от частоты пульсации. Характерный интервал частот для генератора Гартмана находится в пределах от нескольких сотен Гц до нескольких кГц. Обычно в генераторах Гартмана для разгона потока газа используют сверхзвуковые сопла внутреннего расширения (рис.7). Однако в этом случае рабочее тело

(г.рсдукты детонации) движущиеся за ДВ, не имеют свободного выхода из ^ локатора в осевом направлении, что должно являться необходимым условием для создания тяги. Для устранения этого недостатка предложено сопло гнешнего расширения с центральным телом, имеющим коническое осевое ггзерстие для свободного выхода ДВ и движущихся за ней продуктов детонации (рис.8).. •

Спроектирована и изготовлена действующая модель ЭСУ. Разработана ПГС испытательного стенда. Проведена инженерная оценка основных характеристик модели ЭСУ.

Разработана электронна* схема синхронного искрового стимулирования детонаций в резонаторе. '

Предложены перспективы развития ПДД на основе генератора Гарт-:<ка, в частности, применение ультразвуковых колебаний с целью улучшения смесеобразования при использовании жидких и гелеобразных компонентах, для их дробления. Диаметр капель при этом составляет, например, для воды, загущенной желатином, 40...100 мкм при частоте колебаний активной накладки форсунок 22кГц.

В пятой главе разрабатывается экспериментальный стенд, основные элементы, системы и модели ; оцениваются полученные результаты экспериментальных исследований одиночных, многосекиионных ДК, модели ЭСУ на основе генератора Гартмана, а также определяются потенциальные возможности использования ПДД применительно к ЛА.

Для проведения экспериментальных исследований модельных образцов энергосиловых установок на основе ПДД был разработан и изготовлен стенд с пультом управления и измерительной аппаратурой.

Результаты испытаний линейных ДК показали:

]. Устойчивая детонация наблюдается в металлических трубах при соотношении у/ ¿/^ ^ 1 о.

2. В цилиндрических трубках //</ » 2...3 с прорезями вдоль обра-

зующей с 8=Ъмм- результат сомнительный, с 8 20л/л/, 8 = 25л/л/ и 5 = 36 л/л/- быстрое горение, переходящее в детонацию.

3. В мелком "желобе" при // ¿,кв <, 2 детонация не возбуждается.

4. Детонация наиболее устойчиво зарождается на отражённой от дна детонационной волне.

5. В линейных ДК при определённых конструктивных доработка?: можно получить устойчивый детонационный процесс.

С целью подтверждения работоспособности разработанных схем многосекционных ДК разработаны 4-х и 8-ми секционные их модели, а также доработана пневмогидравлическая схема экспериментального стенда.

По результатам экспериментов были получены графические и аналитические зависимости потерь удельного импульса на заполнение, продувку и соотношение компонентов, которые были использованы в теоретико-экспериментальной методике расчёта ПДД.

Кроме того, в результате проведения 104-х экспериментальных пусков 8-ми секционной модели ЭСУ построены графики и сделаны следующие выводы:

1. В секциях ДК, представляющих собой ячейки квадратного сечения, детонационные процессы возбуждаются надежно во всех секциях.

2. В процессе проведения экспериментальных исследований подобраны профили окон, которые обеспечивают надежную передачу детонационных процессов из одной ДК в другую.

3. Па основе исследований с использованием баллистического маятника определены усредненные значения Л, и У, для разработанной модели ЭСУ на основе ПДД.

4. Использование эжектируюшего насадка с величиной эжектирую-теП щели 20...25лш дает прирост./, на 20...30%.

5. Использование на выходе ДК расширяющегося сопла с углом полураствора 10..,2(Р дает прирост У, на 50...90%.

6. С увеличением частоты линейно увеличивается тяга. Результаты математического и натурного экспериментов модели ОСУ на основе генератора Гартмана (рис.9) показали:

1. Режимы течения газа в резонаторе зависят от соотношения глубины £ и О внутренней полости резонатора.

2. При соотношении О <Ы В ^0,5 колебания газа в резонаторе затухает, и наблюдается стационарная картина обтекания.

3. При соотношении 0,5 < Ь / /) ^ 0,9 пульсации давления приобретают вид гармонических колебаний. -

4. При соотношении Ы Р>\(Ь>0) амплитуда колебаний давления р^ на дне резонатора зависит тоЛько от числа М газового потока на входе в резонатор и не зависит от других параметров. При этом колебания давления носят нелинейный характер с образованием УВ.

5. Безразмерная частота колебаний практически не зависит ни от глубины полости резонатора, ни от числа М потока газа на входе в резонатор. Однако, значение частоты / является функцией глубины резонатора Ь, местной скорости звука и числа М газового потока на входе в резонатор.

В случае окончательной разработки и создания ПДД может быть решен ряд перспективных задач, обеспечивающих технический прорыв как в Боенной и космической областях, так и для нужд транспорта и техники. К числу таких задач в военной области можно отнести: -создание комбин :рованных детонационных двигателей, обеспечивающих изменение скорости полета ЛА (ракеты) в широком диапазоне (рис.11);

-создание реактивных систем управления боевыми частями (блоками) ракет и космическими аппаратами;

-создание воздушной подушки для наземных, водных и воздушных

транспортных средств (рис. 12);

-разработку многоцелевого аэромобильного ракетного комплекса за счСт комбинации многоцелевого аэромобильного транспортного средства и перспективной ракетой с комбинированным двигателем неуправляемой боевой частью.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1. Из анализа научно-технической и военной литературы следует, что развитие ракетных двигателей будет осуществляться эволюционным путем. Однако в отличие от традиционных двигателей разработка ПДД носит революционный характер.

2. Из приведенного сравнительного анализа процессов, протекающих при горении и детонации, следует, что последний обладает рядом преимуществ, а его использование в реактивных двигателях может значительно улучшить характеристики двигателя.

3. Описаны основные системы и элементы ЭСУ на основе ПДД, а также его основные преимущества по сравнению с существующими двигателями. Вскрыты основные научные проблемы, задачи и технические решения, возникающие при разработке данных ЭСУ.

4. Разработана теоретико-экспериментальная методика расчета основных параметров ЭСУ. которая позволяет спроектировать ДК и основные системы ЭСУ.

5. Обоснована необходимость организации замкнутого цикла работы ЭСУ на основе ПДД. Показано, что системы продувки и смесеобразования могут работать в автономном и автоматическом режиме за счет использования энергии детонационной волны без разработки специальных систем подачи и продувки.

6. Впервые выявлен один из основных параметров ЭСУ на основе ПДД ■ время задержки /, С целью. организации замкнутою цикла рабош 'К'У разработаны газодинамическая н шектронная системы ишшниронлння

7. Разработана действующая модель ЭСУ на основе генератора Гарт-мана, способная функционировать в автоколебательном режиме с диапазоном частот/=553,7... 1405,4Гц.

8. Впервые показана возможность разработки принципиально нового класса ЭСУ с непрерывным детонационным процессом, что позволит J1A развить максимально возможную скорость полета, используя двигатель на ■ химических компонентах топлива.

9. В процессе разработки моделей ЭСУ решён ряд технических задач по разработке основных се элементов и систем, на которые получено 14 патентов и 7 свидетельства на полезные модели.

10. Разработаны практические рекомендации по вопросам конфигурации ДК и сопла ПДД и их размещения на транспортном средстве; формы и

• ; , /I

размещения окон для передачи детонационного импульса; использования зжекторных насадков с целью увеличения создаваемой тяги; управления тягой двигателя и т.д.

Основные опубликованные работы по теме диссертации:

1. Патент РФ №2059857. Регулируема* камера пульсирующего двигателя с детовтцнонным гореетем. Поршяев В.А., Федорах О.Н., Сорокин 3.11-опубд.«Б.И.ШЭ от 10.05.96.

2.Поршнев В.А., Федорец Н.В. Возможные схемы систем управления комбинированных силовых установок JIA II Труды 24 ПДС. - Саратов: СВВКИУРВ, 1992. - с. 10-11.

3.Поршнев В.А.,Федорец Н.В. и др. Использование газодинамических клапанов в комбинированных реактивных двигателях с детонационным горением //Труды 25 ПДС. -Саратов: СВЙКНУРВ, Ï993. -с.15-17.

4.Поршнев В.А.. Федорец Н.В. Перспективы использования комбинированных РД // Труды 12 НТК. Пермь: ПНПКИУРВ, 1992.. с.ЗО-ЗЗ.

3. Патент РФ №2084675, Камер* пульсирующего даигатела легошшп-отюго горсти. Порти* В.А., Федорец О.Н.. Сорок** В Н., Иааноа С.С.,

Кугайцсв В.В. - опубл. в Б.И. №20 от 20.07.97.

б.Поршнев В.А., федорец Н.В. Перспективы развития пульсирующих двигателей детонационного горения // Сборник тезисов научных работ. -Казань: КВВКИУРВ, 1993.-С.24-25.

. 7.Поршнев В.А., Федорец Н.В. Способ управления модулем и направлением вектора тяги пульсирующих двигателей детонационного горения // Сборник тезисов научных работ. - Казань: КВВКИУРВ, 1993. - с.26-27.

8.Поршнев В.А., Федорец Н.В. Исследования возможностей использования генератора Гартмана в качестве элементов двигателей летательных аппаратов на холодном рабочем теле // Труды 26 ПДС. - Саратов: СВВКИ-У РВ, ,1994. - с.39-40.

9.Поршнев В.А., Федорец Н.В. Исследование возможности генератора Гартмана в качестве элементов двигателей летательных аппаратов с зажиганием топлива // Труды 26 ПДС. - Саратов: СВВКИУРВ, 1994. - с.37-39.

10. Патент РФ №2079974. Регулируемы детонационная камере пульсирующего реактивного двигателя. Федорец О.Н., Поршне» В.А-, Сорокин В Н. - опувл. в Б.И. №13 от 10.05.97. -

11. Пжтевг РФ №2078974. Комбинированная камера пульсирующего двигателя детонационного горения. ПоршневВ.А., Федорец О.Н., Сорокин В.Н. - опувд ■ БЛ №15 or27.05.97:

12. Свидетельство РФ на полезную модель №8797. Элеггроиная система инициирования двигателя детонационного горения. Ермишии А.В., Поршиев В.А., Федорец О.Л, - опубл. в Б.И. №12 от 16.12.97.

13. Поршнш В.А., Федорец О.Н. в др. К исследованию возможностей использования генератора Гартмана применительно к рмгпш&ш двнгатг-

лям//Труды 27 ПДС. - Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - c.50-51.

14.Поршнев В.А., Федорец Н.В. и др. Обоснование необходимости разработки двигателей с непрерывным детонационным горением // Труды 27 ПДС. - Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - с.44-45.

15.Поршнев В.А., Федорец Н.В. и др. Способ подачи топлива в детонационную камеру с непрерывным детонационным горением // Труды 27 ПДС - Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - с.46-47. ' ;

!6.Поршнев В.А., Федорец Н.В. К исследованию эжекторов в конструкции пульсирующих двигателей детонационного горения // Сборник тезисов 14 НТК; - Казань: КВВКИУРВ, 1995. - с.31-32.

17. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Анализ адиабаты Гюгонио для исследования детонационных процессов // Труды 28 ПДС - Саратов: СВВКИУРВ, 1996.-с.23-24.

18.Поршнев В.А., Федорец О.Н. Разработка устройств для создания воздушной подушки И Труды 31 ПДНТС. - Саратов: СФВ АУ, 1999.- с.4б

19. Свидетельство РФ на полезную модель №8798. Газадивамнчеасая система инициирования двигатели детонационного горения. Еркншнн A.B., Поршнев В .А., Федорец O.R, - опубл. в ЕЙ. №12 от 16.12.97.

20. Патент РФ №2146213. Транспорт* средство на воздушной подушке. Поршнев В.А., Федорец O.R, Усыянн Ю.К. - опубл. в Б.И. №21 от 27.07.98.

Л»

5 (»4 к

<м л: ы

.... г

/

< /

/

4

Отям»

Дгпктация

к'1.4

Дгпитация »»1.М

III I! 1МЛ лшпы ГЦ)

Рис.1. Зависимость КПД циклов горения и детонации от степени повышения давления В

у-о

Г

чму* шири

/

!

щ

г

I рау*лг*ие

Р0

У-0

ро

к*ши ршр*жгкм

Рис.2. Полный детонационный никл

Рис.3. Изменение давления н ДК по времени

¡6

о

псЬ

штш

У/ / /

у »/

»/ »У » / /

Рис.4. Блок-схема ЭСУ

Рис.5. 8-ми секционная ДК

ЧУСТВИТ. ЭЛЕМЕНТ

. '■■ ПЧТШХ

УПРАВЛЕНИЯ

Ш'кОЫ'АКШЛТ. УСТРОЙСТВО "ядшл ЗАДЕРЖ ' УСП'иШ'Т. ' УСИЛЕНИЯ _

ииющшг УСТРОЙСТВО

I ншишилшии I

4_ ОБЪЕКТ ' |<-

Рис.б. Электронная система инициирования

1

...........Д — I

у-р I-^

««о

|_«.

¿1

ж\\ж> ~

— ч

I' ' £ -ч-о I — -

ш—

Рис.7. Схема генератора Гартмана Рие.8. Схема ПДД на основе

генератора Гартмана

Номер иршшп Рисунок (Крм. М1) 1_ £> 2Л О * и. М Сккпиой счет Эхсгмр ммент ы / /.

РМ Л. И

р. р.

I о.м Я-о (одно- ний паю«) 1 з.о ] (м-Л/.) р;(л/)=12.07р 11.2 Ко. Кб*-ННЯ 11 ту-шет

2 1.71

1 1.-0 1 0.1 2.7» 11.0 12,1 1&.» 17,0 16.0 17.3 16,2 11.0

4 0,19

5 0.5« 1.4 ч 6.6 0.15

6 0.96 17.1 1,6 0.7«

7 1.М 1'.« 1.3 0.10

1 1.56 17,4 1.0 0*1

4 1.73 11.0 1.1 0.10

10 1.30 16.« 1.2 0 11

11 ).ю 17.0 1.2 0.16

1] 1,71 0.01 1.0 20.1 1.6 11.7 о.ш

1.1 1 0.» 2.1» 116 2.0 11.0 0.91

м 0.01 0.1 г.! 2.50 К» 1.0 14.2 0.16

I* 0.61 2 1.95 0.5 ».5 0.10

10 ' 1.»6 «.5 0.5 ».6 0,1)

10.1 0.47

Рис.9. Результаты экспериментальных исследований ЭСУ на основе генератора Гартмана

/

г—ф- > $

Рис.10. Транспортное средство на воздушной подушке (патент РФ №2116213)

Рис.11. Комбинированный летонационный двигатель

Перечень условных основных сокращений.

Введение.

Глава 1. Состояние вопроса разработки пульсирующих детонационных двигателей.

1.1. Состояние вопроса пульсирующих детонационных двигателей.

1.2. Потенциальные возможности использования процесса детонации и пульсирующих детонационных двигателей.

1.3. Постановка задачи на исследование.

Выводы.

Глава 2. Основы теории пульсирующих детонационных двигателей.

2.1. Сравнительный анализ физических процессов горения и детонации.

2.2. Анализ физических процессов, протекающих в детонационной камере

2.3. Методика расчёта основных параметров детонационной волны

2.4. Теоретико-экспериментальная методика расчёта основных параметров пульсирующих детонационных двигателей.

Выводы.

Глава 3. Разработка схемных и технических решений основных элементов и систем пульсирующих детонационных двигателей.

3.1. Состав и принцип действия пульсирующего детонационного двигателя.

3.2. Детонационные камеры.

3.3. Системы продувки, смесеобразования и подачи.

3.4. Система инициирования.

Выводы.

Глава 4. Разработка схемных и технических решений основных элементов энергосиловой установки, работающей на основе генератора

Гартмана.

4.1. Эффекты Гартмана и Шпрингера. Обзор работ.

4.2. Инженерная оценка амплитуды и частоты колебаний давления в резонаторе.

4.3. Разработка модели энергосиловой установки, выполненной на основе генератора Гартмана.

Выводы.

Глава 5. Экспериментальные исследования моделей пульсирующих детонационных двигателей.

5.1. Разработка экспериментального стенда.

5.2. Экспериментальные исследования моделей одиночных детонационных камер.

5.3. Экспериментальные исследования моделей многосекционных детонационных камер.

5.4. Исследования модели ЭСУ на основе генератора Гартмана путем проведения математического эксперимента и холодных продувок.

5.5. Возможные направления использования ПДД.

Выводы.

В настоящее время для нужд ракетно-космической техники широкое применение нашли ракетные двигатели. Однако многие учёные ведущих стран мира в области ракетодвигателестроения пришли к выводу, что химические ракетные двигатели достигли своего совершенства, и что дальнейшее их развитие будет осуществляться эволюционным путём, т.е. за счёт Доработок отдельных конструкторских решений. Для революционного развития двигателей необходимо решить принципиально новые научные задачи [2, 23].

За последние годы во многих странах, особенно в США, стали форсироваться работы по созданию перспективных боевых гиперзвуковых ракет. По мнению зарубежных специалистов, на основе таких систем в дальнейшем может быть создано оружие, способное наносить неядерные удары по особо важным целям. Уже сейчас можно предположить, что использование в ракетах гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД) или ра-кетно-прямоточных двигателей вместо ракетных позволило бы значительно улучшить их характеристики [31].

Управление перспективных исследований МО США ИАЯРА летом 1998 г. заключило с фирмой «Боинг» контракт на проведение в период до 2001 года НИОКР по созданию гиперзвуковой управляемой ракеты, предназначенной для уничтожения в первую очередь высокомобильных целей. Поступление её на вооружение ожидается в 2010 году. Данный контракт оценивается в 10 миллионов долларов. Основные усилия на современном этапе сосредоточены на разработке силовых установок для таких ракет.

Активные исследования в этой области также ведут европейские страны: Великобритания - проект "Хотол", Германия - "Зингер", Франция - "Гермес". По некоторым направлениям (конструктивно-схемные решения, компоновки, материалы и т.п.) проводятся конференции в Японии и в Индии. Многие авторы утверждают, что разработка надёжно работающих ГПВРД является задачей ближайшего будущего, над которой работают практически все высокоразвитые страны мира [30, 44, 86].

Другим принципиально новым направлением в развитии ракетодвигате-лестроения является разработка двигателей, работающих на детонационном принципе преобразования энергии рабочего тела.

Решение данной задачи могло бы обеспечить технический прорыв в военной и космической областях за счёт реализации многих факторов, среди которых наиболее важными являются следующие:

- более экономичная работа;

- меньший удельный расход топлива по сравнению с любыми другими типами двигателей;

- более простая конструкция;

- экологически чистое топливо и продукты сгорания;

- низкие давления подачи топлива в камеру сгорания;

- возможность использования более дешёвых компонентов топлива.

Следует заметить, что преимущества детонационного горения по сравнению с дефлаграционным (обычным) известны давно, а исследования по возможности создания пульсирующих детонационных двигателей (ПДД), как в России, так и за рубежом начались только в последние 10-15 лет.

Вопросам детонационного преобразования энергии топлива посвящено много работ наших и зарубежных учёных. Из наших соотечественников большой вклад в развитие теории детонации внесли Зельдович Я.Б., Щёлкин К.И., Соколик A.C., Михельсон В.А., Трошин Я.К., Митрофанов В.В., Васильев A.A. и др. Из зарубежных учёных: Чепмен Д.Л., Жуге Е., Кэмбелл К., Грейфер Б., Гибсон Ф.К. и др. Однако проведённые ими исследования, как правило, носят теоретический характер или описывают работу только одного цикла преобразования энергии.

Для разработки ПДД в ряде стран созданы программы, над реализацией которых работают ведущие организации. Например, в США над этой проблемой уже в течение семи лет работают Министерство обороны США и NASA, а также 5 аэрокосмических фирм, объединенных в группу NASP. Данная программа является дорогостоящей, длительной и имеет высокую степень риска [125].

Комбинированные ПДД позволят разработать такие JIA, которые могут летать в большом диапазоне изменения скоростей, иметь значительно меньшие массовые и геометрические характеристики. Также ПДД могут быть использованы при создании воздушной подушки для транспортных средств , а также в качестве управляющих двигателей для отделяемых боевых частей (блоков) и космических аппаратов . Однако отсутствие отработанных для этих целей двигателей сдерживает разработку таких аппаратов.

Работа выполнялась в соответствии с комплексной программой, разработанной государственным ракетным центром "КБ им. ак. Макеева" совместно с Российской академией ракетных и артиллерийских наук в обеспечении создания регулируемых двигательных установок с качественно новым уровнем технического совершенства для ракетных и ракетно-космических комплексов до 2005 года на основании решения научно-технического совета от 18 июня 1996г.

В связи с отсутствием ГОСТов, по данному научному направлению в работе, разрабатываемые устройства будут называться пульсирующими детонационными двигателями (ПДД) или энергосиловыми установками (ЭСУ) детонационного горения. За рубежом такие устройства также называются пульсирующими детонационными двигателями, а в более ранних работах автора -пульсирующими двигателями детонационного горения (ПДДГ).

Предмет исследования - пульсирующий детонационный двигатель.

Научная задача исследований заключается в обосновании технического облика ПДД многоцелевого назначения, который представляет собой совокупность количественных и качественных характеристик, определяемых типом и составом входящих в систему подсистем и элементов.

Цели исследования. На основе анализа достижений и перспектив современного двигателестроения, существующих разработок пульсирующих детонационных двигателей и перспектив их развития: разработать теоретико-экспериментальную методику расчёта основных параметров пульсирующих детонационных двигателей; разработать схемные и технические решения элементов и систем пульсирующих детонационных двигателей; провести экспериментальныеисследования моделей пульсирующих детонационных двигателей; определить потенциальные возможности использования пульсирующих детонационных двигателей и пути их реализации в летательных аппаратах (ЛА).

Структура работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и списка используемых источников.

Выводы

1. В рамках выполнения НИР "Конструкция" разработана и испытана модель ДК с изменяемой геометрией, а также часть линейной ДК, выполненной в виде жёлоба. По результатам экспериментальных исследований сделан вывод, что в мелком жёлобе при И ёэкв < 2 детонация не возбуждается. Наибольший эффект в возбуждении детонации даёт цилиндрическая полузамкнутая полость с // ёэкв « 2.3. Детонационная трубка инициатора должна быть направлена в сторону дна по оси полости, а срез трубки инициатора находится на расстоянии Б » ёэквдо дна. Из этого следует, что детонация наиболее устойчиво зарождается на отражённой от дна детонационной волне.

2. Разработана и испытана модель ПДД с многосекционной ДК, на основе которой могут быть созданы двигатели для создания основной составляющей силы тяги. Отработана конфигурация профилированных окон для межсекционной передачи детонационного импульса, а также рациональное их размещение на боковых поверхностях секции.

3. В результате проведения огневых испытаний моделей ПДД сделан вывод о работоспособности разработанных моделей. Использование эжектирую-щего насадка дает прирост Зу и Jl на 20.30% при соотношении Аэж/Адк=0,25. Использование на выходе ДК расширяющегося сопла с углом полураствора а = 10.20° дает прирост Зу и на 50.90%.

4. В результате компьютерной обработки экспериментальных данных получены аналитические зависимости для коэффициентов Кзп, Кпр и Кк , необходимых для расчёта реального значения Зу.

5. Разработана и испытана в объеме холодных продувок воздухом ЭСУ на основе генератора Гартмана. Также исследованы результаты математического эксперимента, проведенного рядом отечественных и зарубежных ученых в целях определения параметров газового потока в резонаторе. Математический эксперимент и холодные испытания подтвердили возможность организации детонационных процессов в резонаторе генератора. Подтверждающим фактом является возникновение УВ в резонаторе при определенных режимах течения. Характер пульсирующего процесса в резонаторе определяется соотношением глубины и его диаметра.

При 0< о ^ 0,5 колебательный процесс в резонаторе затухает и наблюдается стационарная картина обтекания.

При 0,5< < 0,9 пульсации давления приобретают гармонический характер без образования УВ.

При Ь>Б амплитуда колебаний давления определяется только числом М на входе в резонатор и не зависит от глубины резонатора. При этом пульсации

1 г давления носят нелинейный характер с образованием УВ. Максимальное давление на дне резонатора составляет 10,98 ■1&Па. Частота пульсации в зависимости от глубины резонатора лежит в пределах /= 553.7.1405.4с1. Среднее расчетное значение тяги действующей модели в детонационном режиме составляет 564,72Н.

6. Отмечено, что в случае полной отработки ПДД они могут обеспечить прорыв в области: — транспорта (автомобильного, морского, воздушного) за счёт создания воздушной подушки;

- разработки перспективных высокоточных ракет за счёт реализации комбинированных двигателей и реактивных систем управления БЧ на базе ПДД;

- разработки воздушно-космических ЛА на базе комбинированных двигателей, объединяющих в одной конструкции несколько типов двигателей и их комбинации. Это позволяет достичь максимально возможной скорости полёта на химических компонентах топлива. Разработка таких комбинированных ДУ является перспективным направлением в двигателестроении и направлена в будущее;

- разработки перспективных противоракет системы ПРО с улучшенными манёвренными свойствами.

173

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Из анализа научно-технической и военной литературы, выполненного по зарубежным и отечественным источникам, следует, что развитие двигателей ЛА уже в ближайшие годы и в дальнейшем будет осуществляться эволюционным путём. Однако в отличие от традиционных двигателей разработка ПДД носит революционный характер.

2. Из приведённого сравнительного анализа процессов, протекающих при горении и детонации, следует, что последний обладает рядом преимуществ, а его использование в реактивных двигателях может значительно улучшить их характеристики.

3. Разработана торетико-экспериментальная методика расчёта основных параметров ПДД и алгоритм её реализации, позволяющая спроектировать ДК и основные системы двигателя.

4. Описаны основные системы и элементы ПДД. Описаны его основные преимущества по сравнению с существующими двигателями. Вскрыты основные научные проблемы, задачи и технические решения, которые необходимо решить при разработке ПДД.

5. Обоснована необходимость организации замкнутого цикла работы ПДД. Показано, что системы продувки и смесеобразования могут работать в автономном и автоматическом режиме за счет использования энергии детонационной волны без разработки специальных систем подачи и продувки.

6. Выявлен один из основных параметров ПДД - время задержки Регулируя его, изменяется частота детонационных процессов, происходящих в ДК, и, следовательно изменяется модуль вектора тяги. С этой целью разработана газодинамическая и электронная система инициирования.

7. Показана возможность разработки принципиально нового класса ПДД с непрерывным детонационным процессом, что позволит ЛА развить максимально возможную скорость полёта, используя двигатель на химических компонентах топлива.

8. В процессе разработки моделей ПДД решён ряд технических задач по разработке основных его элементов и систем, на которые получено 10 патентов и 3 свидетельства на полезные модели.

9. Доказана работоспособность как основных элементов и систем ПДД, так и всего двигателя в целом. Разработаны практические рекомендации по вопросам конфигурации детонационных камер и сопла ПДД и их размещения на транспортном средстве; формы и размещения окон для передачи детонационного импульса; использования эжекторных насадков с целью увеличения создаваемой тяги; управления тягой двигателя и т.д.

10. Как разновидность ПДД разработана, испытана в режиме холодных продувок воздухом и исследована в процессе анализа математического эксперимента ЭСУ на основе генератора Гартмана, способная работать с частотой от 553,7Гц, до 1405,4Гц в автоколебательном режиме. В процессе инженерной оценки определены основные ее характеристики. Тяга данного ПДД находится в прямой зависимости от частоты пульсаций в резонаторе, следовательно, управление тягой ПДД возможно путем ее варьирования, которое может быть осуществлено посредством изменения глубины резонатора;

Имеющийся математический аппарат разработанный и успешно используемый отечественными и зарубежными учеными-математиками, а также наличие быстродействующей компьютерной техники позволяют проводить исследования ЭСУ на основе генератора Гартмана посредством вычислительного эксперимента с достаточно высокой степенью точности [18]. Как показали эксперименты, отклонения расчитанных значений параметров газовых потоков от реальных не привышает 8%. Это позволит значительно сократить объем натурных испытаний данных ПД Д на этапе их окончательной разработки, что в свою очередь сократит затраты материальных и временных рессурсов на разработку и доводку их.

11. По результатам испытаний моделей ПДД можно сделать вывод о воз

175 можности разработки более экономичных двигателей с меньшими массовыми и геометрическими характеристиками, т.к. в них отсутствуют подвижные части и для них характерны низкие давления в системе подачи горючего, а в качестве окислителя может использоваться воздух окружающей среды.

В случае окончательной разработки и создания ПДД может быть решён ряд перспективных задач, обеспечивающих технический прорыв как в военной и космической областях, так и для нужд транспорта и техники.

12. Результаты проведенных исследований могут быть использованы в г качестве исходных данных для проектирования ЭСУ различного рода ДА оборонного назначения, в частности для:

- создания комбинирования авиционных и ракетных двигателей обеспечивающих достижение больших высот, скоростей и дальностей полета;

- создания реактивных систем управления боевыми блоками ракет и космическими ЛА различного назначения; .¡; ■ . - создания воздушной подушки для ЛА и других транспортных средств.

1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. Изд. 3-е., перераб. и доп. -М.: Наука, 1969. 824 с.

2. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Н. Теория ракетных двигателей. Изд. 4-е. Под ред. В.П. Глушко. М.: Машиностроение, 1989. - 484 с.

3. Андреев К.К., Беляев А.Ф. Теория взрывчатых веществ. М.: Оборонгиз, 1960. - 596 с.

4. Андрющенко А.И. Основы термодинамики циклов тепло-энергетических установок. Изд. 2-е. М.: Высшая школа, 1977. — 280 с.

5. Ахметов Н.С. Общая и неорганическая химия: Учеб. для химико-технол. вузов. Изд. 2-е., перераб. и доп. М.: Высшая школа, 1988. - 640 с.

6. Беляев Н.М., Белик Н.П., Уваров Е.И. Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. - 232 с.

7. Бойков H.A., Звездин П.С., Резник А.Б. Измерение давлений при быстро-протекающих процессах. М.: Изд. «Энергия», 1970

8. Ваграменко Я.А., Ляхов В.Н., Устинов В.М. Пульсирующий режим при натекании стационарного неоднородного потока на преграду. Изв. АН СССР, сер. МЖГ, 1979 № 5, с. 64-71

9. Верещагина Л.И., У громов Е.А. Исследование газодинамических и тепловых процессов при резонансном взаимодействии нерасчетных струй с цилиндрической полостью. Вестник ЛГУ, 1982 № 7, с. 7-11

10. Грудицкий В.Г. и др. Нестационарное отражение ударной волны от тела с цилиндрической выемкой. Изв. АН СССР, сер. МЖГ, 1984 № 5, с. 199-202

11. Демидов Г.А. Основы теории горения и взрыва. Пенза.: ПВАКИУ, 1968. - 476 с.

12. Денисов Ю.Н. Газодинамика детонационных структур. М.: Машиностроение, 1989.-248 с.

13. Добровольский M.B. Жидкостные двигатели. Основы проектирования. М.: Машиностроение, 1968, 396с.

14. Зельдович Я.Б. и др. Математическая терия горения и взрыва. М.: Наука, 1980,- 478 с.

15. Зельдович Я.Б. Избранные труды. Химическая физика и гидродинамика. -М.: Наука, 1984.-374 с.

16. Зверев И.Н., Смирнов H.H. Газодинамика горения. М.: МГУ, 1987.-307 с.

17. Купцов В.М., Остроухова С.И., Филиппов О.Н. Пульсации давления и нагрев газа при втекании сверхзвуковой струи в цилиндрическую полость. Изв. АН СССР, сер. МЖГ, 1977 № 5, с. 104-111

18. Ляхов В.Н., Подлубный В.В., Титаренко В.В. Воздействие ударных волн и струи на элементы конструкции. М.: Машиностроение, 1989, 391 с.

19. Льюис Б., Эльбе Г. Горение, пламя и взрывы в газах: Пер. с англ. М.: Мир, 1968.-592 с.

20. Митрофанов В.В. Теория детонации. Учебное пособие. Новосибирск: НГУ, 1982. - 92 с.

21. Нетлетон М. Детонация в газах: Пер. с англ. М.: Мир, 1989. - 280 с.

22. Пороха, твёрдые топлива и взрывчатые вещества / Марьин В.К., Зеленский В.П. и др. М.: МО СССР, 1984. - 202 с.

23. Пресняков В.Ф. Двигатели летательных аппаратов. Киев: Высшая школа, 1986.-144 с.

24. Сарнер С. Химия ракетных топлив: Перевод с англ. М.: Мир, 1969. - 488 с.

25. Соколик A.C. Самовоспламенение, пламя и детонация в газах. М.: АН СССР, 1962.-426 с.

26. Солоухин Р.И. УВ и детонация в газах: Пер. с англ. М.: Физматгиз, 1963. -174 с.

27. Сысоев H.H., Шугаев Ф.В. Ударные волны в газах и конденсированных средах. Учебное пособие. М.: МГУ, 1987. - 133 с.

28. Усынин Ю.К., Федорец О.Н. и др. Перспективы развития многоцелевых ракетных комплексов. Научное издание. Академия военных наук, 1999. -69с.

29. Фиккет У. Введение в теорию детонации: Пер. с англ. М.: Мир, 1989 -216 с.

30. Ястержембский A.C. Техническая термодинамика. — М.: Госэнергоиздат, 1953.-544 с.1. СТАТЬИ

31. Алексеев Ю. Перспективные авиационно-космические технологии и проекты США // Зарубежное военное обозрение, 1990, №1, с.42-45.

32. Афанасьев И. Проект HyperSoar. Пер. с англ. // Новости космонавтики, 1999, №3, с.51.

33. Борисов A.A. Дифракции многофронтовых детонационных волн // Физика горения и взрыва, 1989, №5, с.137-140.

34. Васильев A.A. Пространственное возбуждение многофронтовой детонации // Физика горения и взрыва, 1989, №1, с. 113-118.

35. Васильев A.A. Инициирование газовой детонации при пространственном распределении источников // Физика горения и взрыва, 1988, №2, с. 118123.

36. Воронин Д.В. Неидеальная детонация в гладкой трубе // Физика горения и взрыва, 1989, №2, с.116-124.

37. Гельфальд Б.Е., Фролов С.Н., Цыганов С.А. Возникновение детонации при многостадийном самовоспламенении // Физика горения и взрыва, 1990, №13, с.82-85.

38. Горелов А. Гиперзвуковая авиация на пороге XXI века // Зарубежное военное обозрение, 1999, №1, с.40-45.

39. Гутман Б.Е. Ударная детонация как метод повышения КПД процессов // Физика горения и взрыва, 1989, №2, с. 142-144.

40. Детонация и взрывчатые вещества. Сборник статей. / Под ред.

41. А.А.Борисова. М.: Мир, 1981. - 270 с.

42. Детонация конденсированных и газовых систем. Сборник статей. М.: Наука, 1986.-318 с.

43. Иванов С.С., Федорец О.Н., Поршнев В.А. К обоснованию конструктивной схемы ПДДГ с эжектирующим устройством // Труды 9 НТС. Казань: КВАКНУ, 1997. - с.36-37.

44. Иванов С.С., Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. К исследованию структуры детонационной волны // Сборник тезисов докладов 23 НТК. Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - с.33-35.

45. Иванов С.С., Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. Переход горения в детонацию // Сборник тезисов докладов 23 НТК. Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - с.32.

46. Иванов С.С. и др. Методика расчета параметров детонационной волны. Труды ПДНТС, Саратов, 1994, с. 49-52

47. Иванов С.С. и др. Инженерная методика расчета основных параметров резонатора. Сборник научных работ, Саратов, 1995, с. 34-36

48. Иванов С.С. и др. Разработка модели детонационной камеры, выполненной на основе генератора Гартмана. Сборник научных работ, Саратов, 1995, с. 36-39

49. Иванов С.С. и др. Самовоспламенение газа в ударных волнах, сборник научных трудов, Саратов, 1996, с. 39-41

50. Лаборатория летит с гиперзвуковой скоростью // Наука и жизнь, 1998, №5, с.68-69.

51. Левин В.А., Марков В.В. Возникновение детонации при конденсированном подводе энергии // Физика горения и взрыва, 1975, №4, с.623-632.

52. Поршнев В.А., Федорец О.Н. Анализ схемы ПДДГ с эжектирующим устройством // Труды 29 ПДНТС. Саратов: СВВКИУРВ, 1997. - с.44-45.

53. Поршнев В.А., Федорец О.Н. Обоснование разработки ПДДГ с замкнутым циклом работы // Труды 31 ПДНТС. Саратов: СФВАУ, 1999. - с.44-45.

54. Поршнев В.А., Федорец О.Н. К вопросу разработки действующей моделидвигателя детонационного горения // Труды 10 НТС. Казань: КВАКИУ, 1998. - с.33-34.

55. Поршнев В.А., Федорец О.Н. Организация замкнутого цикла работы пульсирующего двигателя детонационного горения // Труды 11 Межгосударственного ПДНТС. Саратов: СГАУ, 1999. - с.37-39.

56. Поршнев В.А., Федорец О.Н. Разработка устройств для создания воздушной подушки // Труды 31 ПДНТС. Саратов: СФВАУ, 1999. - с.46

57. Поршнев В.А., Федорец О.Н. Разработка комбинированных ракетно-прямоточных двигателей для перспективных летательных аппаратов // Труды 31 ПДНТС. Саратов: СФВАУ, 1999. - с.41-42.

58. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Исследование возможностей использования генератора Гартмана в качестве элементов двигателей летательных аппаратов с дожиганием топлива. Труды ПДИТС, Саратов, 1994, с. 37-39

59. Райхенбах Г. Ударные волны в газах. Физика быстропротекающих процессов. М.: Мир, 1971, т.З. с. 56-102

60. Смирнов Д.Ю., Федорец О.Н. Анализ перспективных топлив для химических ракетных двигателей // Сборник тезисов докладов 22 НТК. Саратов: СВВКИУ РВ, 1993. - с.17-18.

61. Смирнов Д.Ю., Федорец О.Н., Иванов С.С. Методика исследования различных добавок на энергетические характеристики ПДДГ // Сборник тезисов докладов 23 НТК. Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - с.37-38.

62. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Применение новых констрктивных компоновочных схем комбинированных ракетных двигателей для перспективных ракет // Труды НТК. Пермь: ПВВКИУ, 1992. - с.41-42.

63. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Использование комбинированных ракетных двигателей летательных аппаратов // Труды 25 ПДС Саратов: СВВКИУ РВ, 1993.-с.89-91.

64. Смирнов Д.Ю., Федорец О.Н. Разработка импульсного гиперзвукового ПВРД детонационного горения //* Труды 26 ПДНТС. Саратов: СВВКИ1. УРВ, 1994. с.40-42.

65. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Разработка новых конструкций камер с непрерывным детонационным горением // Сборник тезисов докладов 14 НТК. Казань: КВАКНУ, 1995. с.48-50.

66. Смирнов Д.Ю., Федорец О.Н. Разработка новых схемных решений ПДДГ с внутренними инициаторами детонации // Труды 26 ПДНТС. Саратов: СВВКИУРВ, 1994. - с.49-52.

67. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Обоснование необходимости разработки двигателей с непрерывным детонационным горением // Труды 27 ПДНТС. Саратов: СВВКИУРВ, 1995. с.70-71.

68. Поршнев В.А., Федорец О.Н. Анализ адиабаты Гюгонио для исследования детонационных процессов // Труды 28 ПДНТС. Саратов: СВВКИУРВ, 1996.-с.68-69.

69. Поршнев В.А., Федорец О.Н. К вопросу возникновения детонации в газах // Труды 29 ПДНТС. Саратов: СВВКИУРВ, 1997. - с.47-48.

70. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Перспективы развития пульсирующих двигателей детонационного горения // Сборник тезисов научных докладов 15 НТК. Казань: КВВКИУРВ, 1993. - с.53-55.

71. Поршнев В.А., Федорец Н.В. Перспективы использования комбинированных ракетных двигателей // Труды НТК. Пермь: ПВВКИУРВ, 1992. -с.23-24.

72. Поршнев В.А., Федорец О.Н. К разработке новых схем и конструкций двигательных установок для перспективных JIA // Сборник тезисов докладов 14 НТК. Серпухов: СВВКИУРВ, 1996. - с.62-64.

73. Федорец О.Н. Методика расчета параметров детонационной волны // Труды 26 ПДНТС. Саратов: СВВКИУРВ, 1994. - с.45-49.

74. Федорец О.Н. Разработка комбинированного воздушно-пульсирующего детонационного двигателя // Труды 10 НТС. Казань: КВАКИУ, 1998. -с.34-35.

75. Федорец О.Н. Разработка пульсирующих двигателей детонационного горения для перспективных ЛА // Сборник тезисов докладов 12 НТК. Тула: ТАИУ, 1999. - кн. 3., с.56-57.

76. Федорец О.Н., Поршнев В.А., Иванов С.С. Предварительные результаты эксперимента возбуждения детонации в каналах и полостях различной геометрической формы // Труды 9 НТС. Казань: КВАКИУ, 1997. - с.37-38.

77. Федорец О.Н., Поршнев В.А. Новый способ создания воздушной подушки для транспортных средств // Труды 29 ПДНТС. Саратов: СВВКИУРВ, 1997. -с.48-50.

78. Федорец О.Н., Поршнев В.А. Сравнительный анализ детонационного и де-флаграционного видов горения // Труды 31 ПДНТС. Саратов: СФВАУ, 1999. - с.42-43.

79. Федорец О.Н., Поршнев В.А. Экспериментальные исследования протекания детонационных процессов в каналах и полостях различной геометрической формы // Труды 29 ПДНТС -Саратов: СВВКИУРВ, 1997.-С.45-47.

80. Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю., Иванов С.С. Одномерная теория газовой детонации // Сборник тезисов докладов 23 НТК. Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - с.35-36.

81. Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. К разработке перспективной конструкции ракетно-прямоточного двигателя // Сборник тезисов докладов 23 НТК. -Саратов: СВВКИУРВ, 1995. с.48-49.

82. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. Предварительные результаты испытаний моделей ПДДГ // Труды 14 НТК. Пермь: ПВВКИУ, 1996. -с.30-33.

83. Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. Перспективы развития воздушно-реактивных двигателей для военных целей // Сборник тезисов докладов 22 НТК. Саратов: СВВКИУ РВ, 1993. - с.19-21.

84. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. Разработка моделей энергосиловых установок с "бегущим" детонационным горением // Труды 8 НТС. Казань: КВАКИУ, 1996. - с.49-50.

85. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. Разработка новых схемных решений ПДДГ с внешними инициаторами детонации // Труды 26 ПДНТС. -Саратов: СВВКИУРВ, 1994. с.42-45.

86. Федорец О.Н., Смирнов Д.Ю. Ракетно-прямоточные двигатели // Сборник тезисов докладов 23 НТК. Саратов: СВВКИУРВ, 1995. - с.52-54.

87. Филиппов В. Проблемы создания силовых установок для гиперзвуковых ЛА // Зарубежное военное обозрение, 1994, №7, с.41-46.1. ОТЧЁТЫ ПО НИР

88. Поршнев В.А., Федорец О.Н. и др. Разработка и исследование новых конструкций регулируемых двигателей с экспериментальной отработкой энергосиловых установок. Итоговый отчет по НИР №092-13, "Конструкция". -Саратов: СВВКИУРВ, 1994. 61 с.

89. Поршнев В.А., Федорец О.Н. и др. Разработка и исследование новых конструкций комбинированных двигателей с экспериментальной отработкой энергосиловых установок. Отчет по НИР №094-23, "Конструкция 2". -Саратов: СВВКИУРВ, 1995.-49 с.

90. Поршнев В.А., Федорец О.Н. и др. Разработка и исследование новых конструкций комбинированных двигателей с экспериментальной отработкой энергосиловых установок. Отчет по НИР №099-02, "Конструкция 4". -Саратов: СВВКИУРВ, 1999. - 56 с.

91. Патент РФ № 2059852. Пульсирующий гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Поршнев В.А., Федорец О.Н. опубл. в Б.И. №13 от 10.05.96.

92. Патент РФ №2059857. Регулируемая камера пульсирующего двигателя с детонационным горением. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Сорокин В.Н. -опубл. в Б.И. №13 от 10.05.96.

93. Патент РФ №2084675. Камера пульсирующего двигателя детонационного горения. Поршнев В.А., Федорец Н.В., Сорокин В.Н., Иванов С.С., Кутай-цев В.В. опубл. в Б.И. №20 от 20.07.97.

94. Патент РФ №2066426. Детонационная камера. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Сорокин В.Н. опубл. в Б.И. №26 от 20.09.96.

95. Патент РФ №2066778. Пульсирующий двигатель детонационного горения. Федорец О.Н., Поршнев ВА., Сорокин В.Н. опубл. в Б.И. №26 от 20.09.96.

96. Патент РФ №2066779. Реактивное сопло пульсирующего двигателя детонационного горения с центральным телом. Федорец О.Н., Поршнев В .А., Сорокин В.Н. опубл. в Б.И. №26 от 20.09.96.

97. Патент РФ №2078969. Детонационная камера пульсирующего двигателя. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Сорокин В.Н., Кононенко Р.П. опубл. в Б.И. №13 от 10.05.97.

98. Патент РФ № 2078974. Регулируемая детонационная камера пульсирующего реактивного двигателя. Федорец О.Н., Поршнев В.А., Сорокин В.Н. -опубл. в Б.И. №13 от 10.05.97.

99. Патент РФ №2080466. Комбинированная камера пульсирующего двигателя детонационного горения. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Сорокин В.Н. -опубл. в Б.И. №15 от 27.05.97.

100. Патент РФ № 2142058. Пульсирующий двигатель детонационного горения типа ПорФед. Ермишин A.B., Поршнев В.А., Федорец О.Н. опубл. в Б.И. №21 от 27.07.98.

101. Патент РФ № 2146213. Транспортное средство на воздушной подушке. Поршнев В.А., Федорец О.Н., Усынин Ю.К. опубл. в Б.И. №21 от 27.07.98.

102. Свидетельство РФ на полезную модель № 7386. Транспортное средство на воздушной подушке. Поршнев В.А., Ермишин A.B., Усынин Ю.К., Федорец О.Н. опубл. в Б.И. №8 от 16.08.98.

103. Свидетельство РФ на полезную модель № 8797. Электронная система инициирования двигателя детонационного горения. Ермишин A.B., Поршнев В.А., Федорец О.Н. опубл. в Б.И. №12 от 16.12.97.

104. Свидетельство РФ на полезную модель № 8798. Газодинамическая система инициирования двигателя детонационного горения. Ермишин A.B., Поршнев В.А., Федорец О.Н. опубл. в Б.И. №12 от 16.12.97.

105. Свидетельство РФ на полезную модель № 6840. Камера пульсирующего детонационного двигателя. Сорокин В.Н., Усынин Ю.К., Поршнев В.А., Фирсов И.В., Федорец В.Н. опубл. в Б.И. №6 от 16.06.98.

106. Свидетельство РФ на полезную модель № 7145. Камера пульсирующего детонационного двигателя. Сорокин В.Н., Усынин Ю.К., Поршнев В.А., Фирсов И.В., Федорец В.Н. опубл. в Б.И. №7 от 16.07.98.

107. Свидетельство РФ на полезную модель № 6841. Камера пульсирующего детонационного двигателя. Сорокин В.Н., Усынин Ю.К., Поршнев В.А., Фирсов И.В., Федорец В.Н. опубл. в Б.И. №6 от 16.06.98.

108. Свидетельство РФ на полезную модель № 6838. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель детонационного горения. Сорокин В.Н., Усынин

109. Ю.К., Поршнев В.А., Фирсов И.В., Федорец В.Н. опубл. в Б.И. №6 от 16.06.98.

110. Патент США № 4741154 от 3.05.88. "Rotary detonation engine".

111. Патент США № 5345758 от 13.09.94. "Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine".

112. Патент США № 5353588 от 11.10.94. "Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine".

113. Патент США № 5513489 от 7.05.96. "Improved rotary valve multiple combustor pulse detonation engine".

114. Патент США № 5473885 от 12.12.95. "Pulse Detonation Engine".

115. Патент США № 5557926 от 24.09.96. "Pulse detonation apparatus with inner and outer spherical valves".

116. Патент США № 5579633 от 3.12.96. "Annular pulse detonation apparatus and method".1. ЗАРУБЕЖНЫЕ ИСТОЧНИКИ

117. Aarnio, M.J., Hinkey J.B. and Bussing T.R.A. "Multiple Cycle Detonation Experiments During the Development of a Pulse Detonation Engine", AIAA 963263, 32nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Lake Buena Vista, FL, July 1-3,1996.

118. Bratkovich Т.Е., Aarnio M.J., Williams J.T. and Bussing T.R.A. "An Introduction to Pulse Detonation Rocket engines (PDREs)", AIAA 97-2742, 33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Seattle, WA, July 6-9, 1997.

119. Bratkovich Т.Е. and Bussing, T.R.A. "A Pulse Detonation Engine Performance Model," AIAA 95-3155, 31st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, San Diego, CA, July 10-12, 1995.

120. Brocher E., Магеса C., Boumay M.-N. Fluid dynamic of the resonance tube. Fluid Mech, 1970, Vol. 43, Part 2, p. 396-420.

121. Bussing T.R.A., Bratkovich T.E. and Hinkey J.B. "Practical implementation of Pulse Detonation Engines", AIAA 97-2748, 33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Seattle, WA, July 6-9, 1997.

122. Bussing T.R.A., Hinkey J. and Kaye L. "Pulse Detonation Engine Preliminary Design Considerations," AIAA Paper 94-3220, 30th AIAA/SAE/ASME/ASEE Joint Propulsion Conference, Indianapolis, IN, June 27-30, 1994.

123. Bussing T.R.A. and Pappas G. "An introduction to pulse detonation engines," AIAA Paper 94-0263, 32nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, NV, January 1994.

124. Eidelman S. and Grossmann W. "Pulsed Detonation Engines Experimental and Theoretical Review", AIAA 92-3168, July, 1992.

125. Hinkey J.B., Bussing T.R.A. and Kaye L. "Shock Tube Experiments for the Development of a Hydrogen-Fueled Pulse Detonation Engine," AIAA 95-2578, 31st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, San Diego, CA, July 10-12, 1995.

126. Stanley S.B., Stuessy W.S. and Wilson D.R. "Experimental Investigation of Pulse Detonation Wave Phenomenon," AIAA 95-2197, 26st AIAA Fluid Dynamics Conference, San Diego, CA, July 19-21, 1995.

127. Stuessy W.S. and Wilson D.R. "Influence of Nozzle Geometry on the Pulse Detonation Engines", AIAA 97-2745, 33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Seattle, WA, Juiy 6-9, 1997.