автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Организация рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда осесимметричным закрученным противоточным потоком

Бикмучев Андар Рустамович

ОРГАНИЗАЦИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЛАЗЕРНОМ РАКЕТНОГО

ДВИГАТЕЛЕ С ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИЕЙ НЕПРЕРЫВНОГО ОПТИЧЕСКОГО РАЗРЯДА ОСЕСИММЕТРИЧНЫМ ЗАКРУЧЕННЫМ ПРОТИВОТОЧНЫМ ПОТОКОМ

Специальности: 05.07.05 - «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов» 01.02.05 - «Механика жидкости, газа и плазмы»

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 5 НОЯ 2010

Казань 2010

004614478

Работа выполнена на кафедре «Специальных двигателей» Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева

Научный руководитель:

кандидат технических наук, доцент Сатаров Альберт Габдулбарович

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Бугаенко Адольф Георгиевич

доктор технических наук, профессор Даутов Гали Юнусович

Ведущее предприятие:

ОАО «Казанское ОКБ «Союз», г. Казань

Защита состоится "8" декабря 2010 г. на заседании диссертационного совета Д 212.079.02 при Казанском государственном техническом университете им. А.Н.Туполева по адресу: 420111, г. Казань, ул. К.Маркса, 10 (зал заседаний ученого совета).

С диссертацией можно ознакомиться в научной библиотеке КГТУ им. А.Н. Туполева.

Электронный вариант автореферата размещен на сайте Казанского государственного технического университета (www.kai.ru).

Автореферат разослан ноября 2010 г.

Ученый секретарь диссертационного совета,

кандидат технических наук, доцент

А.Г. Каримова

Общая характеристика работы

В настоящей работе представлены результаты расчетно-теоретических и экспериментальных исследований варианта организации внутрикамерного рабочего процесса лазерного ракетного двигателя, с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда осеснмметричным закрученным противоточным потоком.

Актуальность работы. Дальнейшее освоение околоземного пространства неминуемо приведет в ближайшие десятилетия к увеличению грузопотоков на различные околоземные орбиты Земли. Актуальным является перевод значительных грузов из низких орбит на более высокие, что требует, наряду с применяемыми в настоящее время жидкостными и твердотопливными ракетными двигателями, реализации более эффективных способов создания реактивной тяги.

Увеличение энерговооруженности космических аппаратов и создание мощных оптико-волоконных твердотельных лазеров с диодной накачкой имеющих кпд 30-35 % позволяет приступить к реализации идеи высокоэффективных ракетных двигателей с подогревом рабочего тела энергией лазерного излучения. Вместо использования ядерных или химических реакций для нагрева рабочего тела применяется мощный лазерный луч. Поскольку при использовании лазерной энергии рабочее тело можно нагреть до НН-ЗО-Ю3 К, то практически достижим удельный импульс, превышающий 10 ООО м/с. Поэтому лазерный ракетный двигатель (ЛРД) является перспективным типом двигателя для разгонных блоков, для систем ориентации и стабилизации орбитальных космических аппаратов.

Большой вклад в исследование непрерывного оптического разряда в среде различных газов при различных давлениях, скоростях течения потока и мощностях подводимого лазерного излучения внесли известные отечественные ученые: Ранзер Ю.П., Прохоров A.M., Бункин Ф.В., Козлов Г.И., Генералов H.A., Суржиков С.Т., Гуськов К.Г., Зимаков В.П., Федоров В.Б., Большаков А.П., Конов В.И., Кулумбаев Э.Б., Лелевкин В.М. и другие.

В настоящее время в РФ исследованием проблемы создания лазерного ракетного двигателя работающего в импульсном и в непрерывном режимах, занимаются Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша (научн. рук. Коротеев A.C.), НИИ комплексных испытаний оптико-электронных приборов (г.Сосновый бор, научн. рук. Резунков Ю.А.), Институт общей физики им. A.M. Прохорова РАН (Аполлонов В.В.), Институт лазерной физики СО РАН (Тищенко В.Н.) и КБХА (г. Воронеж),

Из анализа литературных данных следует, что множество вопросов, связанных с организацией рабочего процесса и разработкой модели ракетного двигателя на основе непрерывного оптического разряда в камере, в опубликованных работах практически не рассматриваются. В связи с этим тема диссертационной работы, посвященная созданию и исследованию модели лазерного ракетного двигателя с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда является актуальна и

' 1

\ Ч

Цель работы состоит в организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда осесимметричным закрученным противоточным потоком на основе исследования внугрикамерных процессов в ЛРД.

Основные задачи диссертационной работы:

1. Аналитически определить условия стабильного существования плазмы непрерывного оптического разряда в камере поглощения ЛРД для закрученного противоточного потока в зависимости от температуры и типа рабочего газа, от тангенциальной скорости рабочего газа на входе в камеру поглощения ЛРД и числа Росби.

2. Получить с использованием методов планирования эксперимента уравнения регрессии, связывающие изменение разрежения в приосевой области газодинамического окна (ГДО) от режимных и геометрических параметров модельного ЛРД и оценить оптимальные режимы работы ГДО на основе закрученного противоточного течения в камере поглощения ЛРД.

3. Создать модельную установку, позволяющую проводить экспериментальные исследования внугрикамерных течений в ЛРД при взаимодействии закрученных и осевых потоков рабочего газа. Результаты исследований на модельной установке должны служить основой для «огневых» испытаний экспериментальных ЛРД.

4. Провести численное исследование внугрикамерных течений ЛРД в программном пакете Fluent с проведением верификации полученных результатов.

5. На основе «огневых» испытаний разработанного экспериментального ЛРД с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда осесимметричным закрученным противоточным потоком получить характеристики рабочих процессов ЛРД и сравнить полученные результаты с известными результатами других авторов.

Объект исследования - ЛРД с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда.

Методы исследований - расчетно-теоретические и экспериментальные исследования влияния режимных и конструктивных параметров на характеристики ЛРД.

Достоверность полученпых результатов подтверждается и обеспечивается использованием: измерительной аппаратуры прошедшей метрологическую поверку, экспериментальной верификацией результатов моделирования; проведением «огневых» испытаний экспериментальных образцов ЛРД, удовлетворительным согласованием полученных теоретических результатов с экспериментальными данными автора и с имеющимися результатами других авторов в сопоставимых условиях.

Научная новизна:

1. Получена аналитическая зависимость, позволяющая определить условия стабильного существования плазмы непрерывного оптического разряда в камере поглощения ЛРД для осесимметричного закрученного противоточного

потока в зависимости от температуры и типа рабочего газа, от тангенциальной скорости, числа Росби.

2. Получено уравнение регрессии на основе использования центрально-композиционного ортогонального плана 2-го порядка, связывающее изменение разрежения в приосевой области ГДО от режимных и геометрических параметров модельного лазерного ракетного двигателя.

3. Получена полиномиальная зависимость степени разрежения в приосевой области ГДО на основе осесимметричного закрученного противоточного потока от соотношения диаметров газодинамического окна и критического сечения сопла.

4. Выявлена качественная и количественная картина течения во внутрикамерном пространстве ЛРД для осесимметричного закрученного противоточного потока на основе численных исследований, с использованием программного пакета Fluent, с экспериментальной верификацией полученных результатов.

5. Полученные в ходе доводки экспериментальных «огневых» испытаний ЛРД эксплуатационные, конструктивные, тепломассобменные, газодинамические параметры и показатели работы ЛРД позволяет сделать вывод об эффективности и конкурентоспособности ЛРД среди тепловых и электроракетных двигателей.

Практическая значимость. Результаты проведенных исследований могут быть использованы для оценки оптимальных режимов работы ГДО и КП и учета влияния параметров потока рабочего газа на устойчивость непрерывного оптического разряда при проектировании и разработке лазерных ракетных двигателей.

Результаты работы рекомендуются к использованию при

проектировании лазерных ракетных двигателей на ОАО «Казанское ОКБ «Союз».

Основные положения диссертации использованы при выполнении госконтракта № 02.740.11.053, заключенного научно образовательным центром КГТУ им. А.Н. Туполева (КАИ) с Федеральным агентством по науке и инновациям в области ракетостроения шифр «2010-1.1-410-008» по теме: «Исследование и совершенствование лазерного ракетного двигателя с тягой (0.1 - 0.01 Н), с удельным импульсом 1>д = (10 000-15 000) м/с».

Положения выносимые на защиту:

1. Аналитическую зависимость, связывающую температуру рабочего тела в камере поглощения, тангенциальную скорость газа и число Росби с параметрами осесимметричного закрученного противоточного течения, обеспечивающего стабильный осевой обдув плазмы для устойчивого «горения» НОР.

2. Результаты модельных экспериментов по оценке оптимальных режимов работы ГДО на основе осесимметричного закрученного противоточного течения, используемого в камере поглощения ЛРД.

3. Результаты численного моделирования осесимметричного противоточного закрученного потока во внутрикамерном пространстве ЛРД.

4. Результаты «огневых» испытаний экспериментального ЛРД с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда осесимметричным закрученным противоточным потоком, подтверждающие работоспособность экспериментального ЛРД.

Личный вклад. Автором сформулированы цели и задачи исследования; выполнены численные моделирования внутрикамерных течений в ЛРД; созданы модельные и экспериментальные образцы ЛРД; проведены экспериментальные исследования эффективности газодинамического окна; проведены «огневые» испытания экспериментальных ЛРД; обобщены полученные результаты.

Апробация работы. Работа обсуждалась на 10 научно-технических конференциях и семинарах российского и международного уровня:

- на Международной научно-практической конференции (АКТО-2010) «Современные технологии и материалы - ключевое звено в возрождении отечественного авиастроения», г.Казань, 2010 г.;

- на IX международной научно-практической конференции «Исследование, разработка и применение высоких технологий в промышленности», г. Санкт-Петербург, 2010 г.;

-на XVII, XVIII Международных молодежных научных конференциях КГТУ-КАИ «Туполевские чтения», г.Казань, 2009,2010 гг.;

- на Международной молодежной научной конференции МАТИ «Гагаринские чтения», г.Москва, 2009 г.;

-на 2-й Всероссийской конференции ученых, молодых специалистов и студентов «Информационные технологии в авиационной и космической технике-2009», МАИ, г.Москва, 2009 г.;

- на Международной научно-технической конференции СГАУ «Проблемы и перспективы развития двигателестроения», г.Самара, 2009 г.;

- на V Всероссийской научно-технической конференции КГТУ-КАИ «Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики», г.Казань, 2009 г.;

-на XX, XXI Всероссийских межвузовских научно-технических конференциях КВАКУ «Электромеханические и внутрикамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, экология», г.Казань, 2008,2009 гг.

Публикации. Материалы, отражающие основное содержание диссертации, изложены в 12 научных публикациях. Из них 2 статьи в журнале, из списка рекомендованного ВАК РФ, 6 докладов на международных конференциях, 4 доклада на Всероссийских конференциях.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, выводов и списка использованных литературных источников. Работа изложена на /Уз страницах машинописного текста,

содержит 1&2 рисунков, _£3 таблиц. Список литературных источников включает наименований.

Содержание работы

Во введении диссертации обоснована актуальность темы исследования, отмечены ее научная новизна и практическая значимость.

В первой главе представлен обзор научно-технической литературы по лазерным ракетным двигателям, работающим на основе использования непрерывного лазера.

Как и любая энергетическая установка, лазерный ракетный двигатель включает система подачи исходных веществ и энергии в некоторой первичной форме, способы преобразования первичной формы энергии в тепловую, дальнейшее преобразование энергии, например в кинетическую энергию струи. В лазерном ракетном двигателе первичной формой энергии является электромагнитное излучение, средством ее подачи - оптические или газодинамические окна. Первичное преобразование энергии в тепловую форму осуществляется на основе физико - химических и квантово - механических процессов взаимодействия электромагнитного излучения и рабочего вещества. Дальнейшее преобразование энергии в кинетическую энергию струи осуществляется геометрическим воздействием на поток сопловыми устройствами.

Показано, что при разработке ЛРД возникают проблемы, связанные:

- обеспечением устойчивости непрерывного оптического разряда в камере поглощения (КП) ЛРД, так как НОР имеет тенденцию к движению навстречу лучу;

- с организацией тепловой защиты стенок конструкции ЛРД, особенно в области критического сечения камеры поглощения, так как НОР имеет температуру свыше 15 ООО К;

- с методом ввода лазерного луча в КП ЛРД, так как при высоких мощностях лазерного излучения возникают большие температурные градиенты, приводящие к разрушению материалов окон.

Сравнительно высокий ожидаемый удельный импульс ЛРД для назначенного диапазона значений тяги приводит к уменьшению расхода рабочего тела, что значительно затрудняет решение

перечисленных выше проблем. Для их решения предложена более рациональная схема организации рабочего процесса (рис.1). Рабочее тело (газ) подается в КП со стороны ее

Рис. 1. Схема ЛРД на основе закрученного противоточного течения:

1 - газодинамическое окно;

2 - коллектор подвода рабочего тела; 3 - поглощающая камера; 4 - НОР; 5 - сопло

выходного сечения через тангенциальные отверстия. В результате образуется закрученный осесимметричный поток газа, который направляется к переднему днищу КП, разворачивается в обратном направлении и истекает, обдувая горячее ядро потока со стороны подвода лазерного луча, обеспечивая устойчивость оптического разряда и защиту стенок камеры поглощения от тепловых потоков. Такая схема течения в работе подтверждена расчетными и экспериментальными исследованиями.

В конце первой главы диссертации сформулированы задачи исследования.

Во второй главе аналитически определены условия стабильного существования плазмы непрерывного оптического разряда в камере поглощения ЛРД для закрученного противоточного потока в зависимости от температуры и типа рабочего газа, от его тангенциальной скорости на входе в камеру ЛРД и числа Росби (Ко).

Под устойчивостью непрерывного оптического разряда принимается такое состояние, при котором в течение заданного времени поддерживается постоянное выделение тепла, а центр инициации процесса удерживается в центре камеры поглощения ЛРД.

Из уравнения движения радиального закрученного течения следует, что в закрученном потоке с уменьшением радиуса статическое давление снижается. Следовательно, в приосевой области образуется область пониженного давления, а так как в этой области имеется отверстие для ввода лазерного луча, то из окружающей среды будет происходить эжекция атмосферного воздуха. Введенный в КП через тангенциальные трубки рабочий газ разворачивается у переднего днища камеры и обеспечивает снижение давления в приосевой области (разрежение), которое будет характеризовать эффективность ГДО. Эффективность ГДО при этом обеспечивается не только за счет разворота потока рабочего газа от переднего днища КП, но и за счет интенсивной закрутки потока, в результате чего достигается разрежение газа в приосевой области КП и ГДО.

Влияние температуры на данное течение учитывалось полученным соотношением:

где Ек = — - степень сужения камеры; V«, - тангенциальная скорость рабочего

газа; к - средний показатель изоэнтропы расширения; К - газовая постоянная; Т - температура рабочего газа, Яо = - число Росби, Уг- осевая скорость.

На основе использования соотношения (1) были оценены геометрические параметры и разработан модельный ЛРД (рис.2). Данная модельная установка позволила исследовать разрежение в приосевой области газодинамического окна в зависимости от длины камеры, диаметра выходного сечения КП, различных форм ГДО, при разных давлениях рабочего газа на входе (рис.3).

(1)

Рис. 2. Модельный ЛРД, для проверки Рис. 3. Испытания модельного ЛРД на эффективности ГДО стенде, рабочий газ - воздух

Давление сжатого воздуха на входе в камеру модельного ЛРД с помощью редукторов понижалось от давления в рампе 10 МПа до требуемого 1 - 0,3 МПа. Рабочее тело поступает через штуцер 1 в кольцевой коллектор 2, затем в камеру поглощения 4 через тангенциальные отверстия 3 и закручивается. В камере поглощения 4 образуется вихревой поток, имеющий в приосевой зоне область пониженного давления (рис.2). Закрученное течение доходит до ГДО 5, разворачивается и движется вдоль оси камеры поглощения 4 через минимальное сечение диафрагмы б в окружающую среду. Изменение давления в приосевой области ГДО и КП измеряли с помощью вакуумметра, соединенного через штуцер 7.

Первым фактором (X/), влияющим на снижении давления в приосевой области ГДО, является давление рабочего газа на входе (Рвх), вторым фактором (Х2) - диаметр минимального выходного сечения камеры поглощения (Окр). Для выбора оптимальных режимных параметров проводились модельные испытания с использованием атмосферного воздуха в качестве рабочего тела. На основе использования методов планирования эксперимента был реализован ортогональный центрально-композиционный план второго порядка с тремя повторами опытов во всех точках.

После проверки результатов опытов на однородность, воспроизводимость и гипотезы об адекватности, в окончательном виде получено следующее уравнение регрессии:

У ЛР = 0,079 - 0,044*! + 0,018Х2 - 0,016 X} - 0,67 + 0,048 - 0,67 - 2,256 ■ 1(Г3ВД (2)

Данное уравнение может быть использовано для поиска оптимального сочетания параметров Х1 и Х2, обеспечивающих максимальный перепад давления ДР по сравнению с атмосферным со стороны передней стенки камеры поглощения ЛРД, где ДР = Ратм - Рэ, Ратм - атмосферное давление, Рэ - давление на оси ГДО в передней части КП.

На рис. 4 приведены изолинии поверхности отклика У(ДР) уравнения (2), построенные с помощью пакета МаЙ1са&

Как следует из анализа уравнения регрессии (2), параметры, обеспечивающие минимальное разрежение газа в приосевой зоне КП для данной конструкции ГДО, равны Х1 = -1, Х2= +1.

В табл. 1 представлены оптимальные параметры, полученные по результатам экспериментов.

Таблица 1

Оптимальные параметры ГДО

Оптимальные параметры

Х1~Окр, мм Х2=Рвх, МПа У3 = Рэ кПа

7 0.9 82

Рис. 4. Изолинии поверхности отклика уравнения (2)

Таким образом, в результате выполненных работ получены оптимальные режимы работы конструкции ГДО в зависимости от конструктивного (Окр) и режимного (Рю) параметров. При выполнении данных условий реализуется надежная работа лазерной энергетической установки: практически обеспечивается защита стенок камеры от конвективных тепловых потоков и осуществляется стабилизация непрерывного оптического разряда в осевом и радиальном направлениях. Кроме того, осуществляется разделение двух полостей - камеры поглощения и окружающей среды путем создания области пониженного давления в приосевой области ГДО ЛРД.

Из проведенных опытов также следует, что снижение давления в приосевой области ГДО зависит от давления на входе, от соотношения диаметров ГДО к диаметру критического сечения 0отя = (рис.5), а также, от

Аср

длины КП в меньшей степени.

200 150 100 50

Рэ, кПа

250

О

0 0,2 Давление в КП

0,4 0,6 0,8 1

Разрежение в приосевой области КП и ГДО

Рис. 5. Зависимости давлений в КП и в приосевой области ГДО от

Видно, что при 0отн = = 0,294 снижение давления в приосевой А<р

области ГДО составляет Р, = 0,94 ■ 105 Па. При увеличении до 0отн = 0,417 разрежение достигает Рэ= 0,893 ■ 105 Па. При 0отн = 0,714 достигается наименьшое давление в приосевой области ГДО Р3 = 0,81 ■ 105 Па. Давление в камере при этом тоже соответственно возрастает и составляет Рк = 2,5 ■ 105 Па.

Третья глава диссертации посвящена численному исследованию внутрикамерных течений в ЛРД с использованием программного пакета Fluent.

В качестве исходных данных принимались следующие параметры. Закрученное течение формируется тангенциальным подводом рабочего тела. Давление рабочего газа на входе в КП варьировался в пределах (3 12) ■ 105 Па. Геометрические размеры моделируемого объекта: диаметр камеры поглощения - 45 мм; диаметр критического сечения - 5-10 мм; диаметр ГДО -5-9 мм.

Геометрия строилась с использованием пакета твердотельного моделирования Компас v. 10. Сетка тетраэдального типа строилась в сеточном редакторе Gambit 6.4.2. с размерами в тангенциальных трубках 0,1 мм, в КП до 1 мм.

Расчеты проводились для тех режимных и геометрических параметров, для которых известны результаты экспериментальных исследований, при разных соотношениях диаметров окна и критического сечения DmH = В качестве

°КР

рабочего газа был принят атмосферный воздух с постоянной плотностью. За модель турбулентности выбиралась модель k-epsilon standart. Граничные условия: на входе в трубки и ГДО - входное давление, на выходе из сопла -выходное давление. Давление окружающей среды 101 325 Па.

Сравнение результатов расчетов с экспериментальными данными показывает, что при D0TH = 0,3 — 0,4 отличие незначительное, а при значениях А>тн = 0,7 результаты расходятся. При этом в расчетах выявляются обратные токи через ГДО в окружающую среду, хотя экспериментальный режим при Doth = 0,7 является наиболее эффективными, в котором достигается наибольшее разрежение в приосевой области ГДО и максимальное давление в периферийной области камеры поглощения.

На рис.6 показаны линии тока в системе ГДО - камера - сопло ЛРД, для

Из выполненных расчетов следует, что рабочий газ, подведенный в КП через тангенциальные трубки, движется, закручиваясь вдоль стенок камеры в сторону ГДО, разворачивается и движется в обратном направлении в сторону минимального сечения КП. Через ГДО при этом эжектируется атмосферный воздух из окружающей среды, который проходит через приосевую зону камеры и также истекает через минимальное сечение КП и сопло в атмосферу.

На рис. 7 и 8 представлены графики распределения осевых и тангенциальных скоростей рабочего газа по радиусу камеры ЛРД на расстоянии от торца выходного сечения камеры, на которых проявляются наиболее значительные градиенты изменения параметров потока Ьу = 3, 10, 29 мм. Видно, что осевые течения внутри камеры можно разделить на три зоны.

Первая зона характеризуется периферийным течением в сторону ГДО с максимальной скоростью 32 м/с на радиусе камеры поглощения 21 мм.

Вторая зона представляет собой промежуточное течение в сторону минимального сечения КП с максимальными осевыми скоростями 18 м/с. На расстоянии £>>=10 мм от торца стенки критического сечения максимум осевой скорости находится на радиусе 17 мм. На расстоянии Ьу = 29 мм, этот максимум осевой скорости сдвигается на 2 мм в приосевую зону и находится на радиусе 15 мм.

Третья зона включает приосевое течение в сторону минимального сечения КП которое осуществляется с максимальной осевой скоростью 35 м/с. При этом на радиусе 10 мм имеется рециркуляционная зона на всю длину камеры поглощения ЛРД с максимальной осевой скоростью 2 м/с.

Из рис. 8 видно, что тангенциальные скорости рабочего газа на входе в КП на входе через тангенциальные трубки составляют 500 м/с. В среднем сечении КП, на расстоянии Ьу =10 мм от торца стенки и на радиусе 21 - 22 мм от оси КП составляют 240 м/с, и резко снижаются до 180 м/с на радиусе 17 мм, монотонно уменьшаются до нуля в приосевой области КП.

8. Изменение тангенциальной по радиусу камеры ЛРД, на расстояниях от торца камеры со стороны критического сечения Ьу = 3, 10, 29 мм

Рис. скорости

Шл^

О 2 5 5 7.5 10 12.5 15 17.5 2С к. мм

Рис. 7. Изменение осевой абсолютной скорости по радиусу камеры ЛРД, на расстояниях от торца камеры со стороны критического сечения Ьу - 3, 10,29 мм

Из рис. 9 видно, что полное давление остается постоянным на радиусе от 0 до 2,5 мм, далее линейно возрастает и на радиусе 20 мм резко увеличивается, на расстоянии 3 мм от торца стенки критического сечения составляет 2,25 ати. Для удобства графического представления результатов расчетно-теоретических и экспериментальных исследований, давление далее приводится в избыточных (ати) и абсолютных (ата) атмосферах.

[I ]

] 1 0 мм и,.

: 1

О 2.5 5 7.5 10 12 5 15 17 5 20 К. чм

Рис. 9. Изменение полного (а) и статического (б) давления по радиусу камеры ЛРД, на расстояниях от торца камеры со стороны критического сечения Ьу-Ъ, 10, 29 мм

Проводились сравнение результатов, полученных численным и экспериментальным способами. На графике рис.10 показано сравнение изменения статического давления (разрежения) в приосевой области ГДО в зависимости от длины камеры и от давления рабочего газа на входе в коллектор. Относительная погрешность расчетных значений от экспериментальных, при давлении на входе в коллектор КП 4 ати и составила 5 %, при повышении давления на входе в КП до 12 ати относительная погрешность увеличилась до 10 %.

Для верификации численных значений также проводилось экспериментальное измерение изменения статического давления по длине камеры поглощения. Полученные экспериментальные данные сравнивались с численными значениями (рис.11). Относительная погрешность при расчетном и экспериментальном давлении на входе в коллектор 3 ати, в начале КП на расстоянии от входных трубок 18 мм составила 7 %, в конце КП на расстоянии от входных трубок 58,5 мм за счет уменьшения тангенциальных скоростей уменьшилась и составила 5 %.

;

4----------X.

Рис. 10. График изменения разрежения в Рис. 11. График изменения статического

зависимости от Рвх, ати, и Ьк, мм.

давления по длине камеры поглощения, при давлении на входе Рвх = 3 ати

Проводилось качественное сравнение линий тока в пристеночном слое газа полученных численно, и экспериментально,методом масляных капель (рис.12).

Для этого на внутреннюю поверхность камеры модельной ЛРД наносились капли масла (отработанное дизельное масло, перемешанное с порошком графита). При обдуве рабочим телом масло растекалось вдоль поверхности под определенным углом, отображая особенности течения в пристеночной области. Установку при этом включали на 3-5 секунд до выдержки требуемого режима течения. Сравнение экспериментальных и расчетных значений при давлении на входе в КП 3 ати показали, что в среднем линии тока рабочего газа в пристеночной области составляют по отклонению от радиального направления 10-11 градусов.

В целом^езультаты моделирования можно считать удовлетворительными, так как численные значения параметров несущественно отличаются от экспериментальных данных и в зависимости от давления на входе меняются в пределах 5-10 %.

В четвертой главе диссертации представлены результаты натурных испытаний ЛРД, выполненные для подтверждения работоспособности и проверки принятой схемы организации рабочего процесса в ЛРД (рис. 13).

Для экспериментального исследования ЛРД на основе непрерывного оптического разряда (НОР) использовался лазерный технологический комплекс, представляющий собой быстропроточный электроразрядный СОг - лазер замкнутого контура (с диффузионным охлаждением). Комплекс предназначен для получения инфракрасного лазерного излучения на длине волны 10,6 мкм мощностью 8 кВт. Параметры излучения позволяют проводить огневые испытания

экспериментальных ЛРД на основе непрерывного

оптического разряда.

эффективности ГДО: Х\ - давление на входе в осевые форсунки; Х2 - давление на входе в тангенциальные отверстия; У й? - отклик (перепад давления)

На рис. 14 представлена схема экспериментального

стенда. Диаметр лазерного луча 1 составлял 60 мм. Лазерный пучок фокусировался вогнутым

зеркалом 2 с фокусным расстоянием Б= 486 мм, в центре камеры 3 на выходе из ГДО. Положение ГДО относительно фовсуса зеркала регулировалось путем изменения высоты установки ЛРД на стенде. По периметру камеры, рассчитанной на давление до 1 МПа, располагались кварцевые окна для диагностики плазмы оптического разряда 4. Поток рабочего газа с известным расходом, поступая в камеру, сначала обдувал НОР, затем истекал через сопло в окружающую среду.

Для измерения массового расхода рабочего газа через экспериментальный ЛРД применялся расходомер

переменного перепада давлений с образцовыми манометрами. В качестве сужающего устройства использовали расходную шайбу, изготовленную и калиброванную в ФГУП ВНИИР (г.Казань).

Внешний вид экспериментальной установки представлен на рис.15. Лазерное излучение С02 - лазера отражается от охлаждаемого зеркала, и падает на выпуклое зеркало 2 от которого равномерно отражается на фокусирующее зеркало 3 и фокусируется в камере 5.

В фокальную область по оси камеры вводился вольфрамовый стержень диаметром 2,5 мм. Нагрев вольфрамового стержня лазерным лучом приводил к эмиссии электронов с его поверхности. Появление в области фокусировки

Рис.14. Схема проведения испытаний: луч СОа - лазера; 2 - поворотные и фокусирующие зеркала; 3 - экспериментальное ЛРД; 4 - НОР; 5 - вольфрамовая проволока; 6 -газоотвод; 7 - устройство замера тяги; 5 - баллон с аргоном; 9 - расходомер.

Рис. 15. Внешний вид экспериментальной установки 1 - поворотное плоское зеркало; 2 -выпуклое зеркало; 3 - фокусирующее зеркало; 4 - расходомер; 5 - ЛРД на станине для измерения тяги.

свободных электронов приводил к снижению порога пробоя, и приводил к инициированию оптического разряда, поддерживаемого в дальнейшем за счет обратного тормозного поглощения лазерного излучения.

Экспериментальный ЛРД устанавливался так, чтобы фокус луча лазера находился непосредственно на вольфрамовом стержне, в центральной части камеры поглощения.

В случаях, когда при испытаниях экспериментального ЛРД применяли только осевую подачу рабочего газа, оптический разряд «горел» неустойчиво, с пульсациями.

В испытаниях экспериментальных ЛРД с организацией осесимметричного закрученного противоточного течения рабочего газа, НОР «горел» устойчиво (рис.16).

Результаты проведенных

экспериментальных исследований показали, что непрерывный оптический разряд, обладающий (вследствие высокой температуры в ядре, Т ~ 10000 К), плотностью, меньшей по отношению к периферийному газу, надежно стабилизируется в осевой зоне камеры поглощения вихревого типа.

Когда ЛРД работал устойчиво, рабочий газ эффективно нагревался до значений температур, достаточных для расплавления конструкции двигателя (рис. 17).

Рис. 16. Испытания экспериментального ЛРД

Результат термического воздействия газов

Результат воздействия лазерного луча

Рис Л 7 Деталь критического сечения ЛРД-1 после испытания

Рис.18. Деталь критического сечения ЛРД-1.2 после испытания

Из рис.17 видны зоны плавления, которые свидетельствуют о высокой температуре рабочего газа. Необходимо отметить, что это именно воздействие высокотемпературных газов, а не лазерного луча. Например, в одном из испытаний экспериментального ЛРД из-за неустойчивого «горения» НОРа и несоосной установки оси камеры к оси лазерного луча, деталь критического сечения была прожжена насквозь лазерным лучом (рис.18).

По результатам испытаний максимальная зафиксированная тяга экспериментальных ЛРД, составила 495 грамм, или в переводе на систему СИ -4,85 Н. Удельный импульс ЛРД в расчетном режиме работы сопла без учета эжекцин атмосферного воздуха в камеру поглощения рассчитывался по формуле /Уд = | , где, Р - тяга двигателя, II, С - расход рабочего тела, кг/с. Результаты расчетов показали, что удельный импульс экспериментального ЛРД, работающего на аргоне, составляет 1 50СИ-2 ООО м/с. Показано, что получение удельного импульса ЛРД ~ 10 ООО м/с, в случае использования в качестве рабочего газа водорода, является реальной задачей.

Для сравнения характеристик, полученных по результатам испытаний экспериментальных ЛРД с двигателями других типов можно использовать показатель «цены тяги» (табл.2).

Таблица 2

Сравнение различных типов ракетных двигателей по «цене тяги»

Вид двигателя Цена тяги, Вт/Н

Электротермические 4,5-103

Ионные 2-104

Стационарно-плазменные 4,5-10+

Экспериментальный ЛРД (КГТУ-КАИ) 2-Ю3

Сравнение по показателю «цена тяги» с другими типами двигателей (табл.2) показывает, что для достижения удельной тяги в ЛРД требуется в 2 раза меньше вкладываемой мощности.

Основные результаты н выводы

Выполненная работа и полученные результаты позволяют сделать следующие выводы и заключения:

1. Получена формула аналитической зависимости, связывающей температуру рабочего тела в камере поглощения, тангенциальную скорость газа и число Росби с осесимметрнчным закрученным противоточным течением, обеспечивающим стабильный осевой обдув плазмы для устойчивого «горения» НОР.

2. Создана экспериментальная модельная установка, позволяющая проводить исследования внутрикамерных течений ЛРД на основе закрученных и осевых потоков рабочего газа. Установка позволяет проводить исследования ГДО ЛРД при давлениях на входе до 2,5 МПа с возможностью измерения расхода рабочего тела.

3. В результате реализации композиционного ортогонального плана 2-го порядка при экспериментальном исследовании получены уравнения регрессии, которые позволили выявить зависимость разрежения в приосевой области ГДО от давления на входе в камеру поглощения и от длины камеры.

На основе полученных уравнений регрессии определены оптимальные режимы работы газодинамического окна ЛРД:

- при уменьшении длины камеры поглощения до Lk = 30 мм и увеличении входного давления до Ри= 1.2 МПа снижение давления в приосевой области ГДО составляетР, ~ 95,2 кПа.

- при уменьшении диаметра критического сечения до Бкр = 7 мм и увеличении входного давления до Рю= 1,0 МПа давление в приосевой области ГДО составляет Р,= 82 кПа.

- при использовании комбинированной организации осевого и закрученного течения в камере поглощения испытания показали, что наиболее оптимальные режимы Р3=96,2 кПа ГДО достигаются при сочетании давлений на входе в осевые трубки Ри= 0,75 МПа и на входе в тангенциальные Р„= 0,5 МПа.

Получена полиномиальная зависимость разрежения в приосевой области ГДО модельного ЛРД с осесимметричным закрученным противоточным потоком от соотношения диаметров газодинамического окна и критического сечения сопла.

4. Проведены численные моделирования внутрикамерных течений ЛРД с использованием программного пакета Fluent с экспериментальной верификацией полученных результатов.

Анализ полученных результатов показывает, что существуют две ярко выраженные зоны течения. Первая зона (периферийная) - вращается по закону свободного вихря, начиная с 15 -17 мм, при длине КП 37 мм, вторая зона (центральная) - вращается по закону твердого тела.

Установлено, что результаты моделирования сходятся с экспериментом при значениях 0ОТН = 0,3 — 0,4, а при достижении D^,, = 0,7 результаты расходятся. Расхождение с экспериментом проявляется в появлении обратных токов через ГДО в окружающую среду, хотя экспериментальные режимы при Ami = 0,7 являются наиболее эффективными по достижению наибольшего разрежения в приосевой области ГДО и давления в периферийной области камеры поглощения.

5. При проведении «огневых» испытаний экспериментального ЛРД на лазерной установке была получена тяга R = 4,8 Н при удельном импульсе 1уь -2000 м/с. На основе проведенных экспериментов обоснована правильность полученных соотношений при проектировании ЛРД.

Сравнение полученных экспериментальных данных по показателю «цена тяги» с другими типами двигателей показывает, что для достижения удельной тяги в ЛРД требуется в 2 раза меньше вкладываемой лазерной мощности.

Проведенные экспериментальные исследования подтверждают возможность создания лазерного ракетного двигателя ¡ia основе непрерывного нагрева рабочего тела (газа) в оптическом разряде, поддерживающемся лазерным излучением интенсивностью 10й Вт/м2, в осесимметричном закрученном противоточном потоке газа в камере поглощения с тягой ЛРД 4,8 Н и удельным импульсом 2 000 м/с, а в случае использования в качестве рабочего тела водорода может быть достигнут удельный импульс 10 000 м/с.

Основное содержание диссертации опубликовано в работах

Научные статьи, опубликованные в рецензируемых научных изданиях, определенных ВАК:

1. Бикмучев А.Р. Разработка и экспериментальное исследование эффективности газодинамического окна лазерных энергетических установок / А.Г. Сатаров, А.Р. Бикмучев // Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева - 2008,-№4. -С.80 - 84.

2. Бикмучев А.Р. Исследование внутрикамерных процессов в энергетических установках на основе оптического разряда / А.Г. Сатгаров, А.Р. Бикмучев, М.Ф. Вахитов, М.Ю. Короткое // Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева -2009,- Л"«3. - С.35 - 39.

Работы, опубликованные в других изданиях:

3. Бикмучев А.Р. Разработка и исследование эффективности газодинамического окна, используемого в лазерных энергетических установках / А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев // Сборник материалов IX Всерос. межвуз. научно-техн. конф. «Электромеханические и внутренние процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий» / КВАКУ. - Казань, 2008 г., - ч.2 - С. 8-10.

4. Бикмучев А.Р. Исследование газодинамического окна лазерных ракетных двигателей с осевым течением / А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев, М.Ю. Коротков // Сборник материалов XX Всерос. межвуз. научно-техн. конф. «Электромеханические и внутренние процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий» / КВАКУ. -Казань, -2009 г., - ч.2 -С. 36-38.

5. Бикмучев А.Р. Газодинамическое окно с осевым течением для лазерного ра-кетного двигателя / А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев, P.A. Муртазнн // «XVII Туполевские чтения». Междунар. молодежная научная конф. Труды конференции / КГТУ (КАИ). Казань, - 2009. - Т. 1 - С. 281-283.

6. Бикмучев А.Р. Лазерный ракетный двигатель на основе непрерывного оптического разряда / А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев, P.A. Муртазин, С.Н. Пислегин // «XVIII Туполевские чтения». Междунар. молодежная научная конф. Труды конференции / КГТУ (КАИ). Казань, -2010. - Т.2 - С. 21-23.

7. Бикмучев А.Р. Разработка и экспериментальное исследование эффективности газодинамического окна на основе противоточного вихревого эжектора, используемого в лазерных ракетных двигателях /А.Р. Бикмучев, P.A. Муртазин // «XXXV Гагаринские чтения». Междунар. молодежная научная конф. Труды конференции / МАТИ. - М., - 2009. - С. 63.

8. Бикмучев А.Р. Разработка и исследование эффективности осевого газодинамического окна, используемого в лазерных системах реактивной тяги / А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев, P.A. Муртазин // «Информационные технологии в авиационной и космической технике - 2009» 2-я Всерос. конф. ученых,

молодых специалистов и студентов: Труды конференции / МАИ - М., - 2009. -С. 19.

9. Бикмучев А.Р. Разработка и экспериментальное исследование эффективности газодинамического окна на основе противоточного вихревого эжектора, используемого в лазерных ракетных двигателях. / А.Р. Бикмучев, М.Ю. Короткое, А.Г. Сатаров // «Проблемы и перспективы развития двигателестроения». Междунар. научно-техническая конф. Материалы докладов / СГАУ. - Самара, -2009. - ч. 2 - С. 96-97.

10. Бикмучев А.Р. Лазерный ракетный двигатель с газодинамической стабилизацией оптического разряда / А.Ф. Дрегалин, А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев, P.A. Муртазин // «Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики» Материалы V Всерос. научно-технической конф. / КГТУ (КАИ). - Казань, -2009.-Т.1 -С.416-423.

11. Бикмучев А.Р. Лазерный ракетный двигатель / А.Ф. Дрегалин, А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев, P.A. Муртазин // 9-я Междунар. научно-практическая конф. «Исследование, разработка и применение высоких технологий в промышленности» / - СПб., - 2010. - С. 222 - 226.

12. Бикмучев А.Р. Экспериментальное исследование характеристик лазерного ракетного двигателя на основе непрерывного оптического разряда / А.Ф. Дрегалин, A.C. Черенков, А.Г. Саттаров, А.Р. Бикмучев, С.Н. Пислегин // Междунар. научно-практическая конф. «Современные технологии и материалы - ключевое звено в возрождении отечественного авиастроения» Материалы докладов / Казань: изд-то «Вертолет»,-2010- Т.2 - С. 381 -391.

Автор выражает благодарность заведующему кафедрой «Специальных двигателей» КГТУ им. А.Н. Туполева д.т.н., профессору А.Ф. Дрегалину за научные консультации и внимание к работе.

Автор признателен руководству ОАО "Казанское ОКБ "СОЮЗ" за предоставленную возможность по проведению испытаний экспериментальных ЛРД на электроразрядном С02 - лазере.

Работа выполнена при финансовой поддержке Федерального агентства по науке и инновациям МО РФ, государственный контракт № 02.740.11.0523.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Печ.л. 1,25. Усл.печ.л. 1,16. Уч.-изд.л. 1,0. Тираж 100. Заказ Н201.

Типография Издательства Казанского государственного технического университета им. А. Н. Туполева 4201 И, Казань, К. Маркса, 10

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА IV ОБЗОР Й АНАЛИЗ:ПРЕДШЕСТВУЮЩИХ РАБОТ ПО ДАННОЙ ТЕМЕ, ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ ИССЛЕДОВАНИЙ.

1.1. Типы лазерных ракетных двигателей

1.2 Характеристики лазеров используемых в качестве источника энергишдля ракетных двигателей.••.

1.3 Газодинамическое окно дляввода лазерного излучения в камеру поглощения ЛРД

1.4' Процессы поглощения лазерного излучения в камере ЛРД.

1.5 Инициирование и поддержание непрерывного оптического разряда в камере поглощения ракетного двигателя

1.6 Лучистые тепловые потоки в камере поглощения ЛРД.

1.7 Устойчивость непрерывного оптического разряда.

1.8 Применение закрученных течений для стабилизации плазмы.

1.9 Постановка задач исследования.

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ОКНА НА ОСНОВЕ ЗАКРУЧЕННОГО ПРОТИВОТОЧНОГО ТЕЧЕНИЯ

2.1 Определение радиуса вынужденного вихря-.

2.2 Учет влияния НОР на внутрикамерные процессы ЛРД.

2.3 Экспериментальное исследование газодинамического окна на основе закрученного противоточного потока.

2.4 Экспериментальные исследования эффективности ГДОна основе противоточного вихревого течения в зависимости от диаметра минимального сечения и давления на входе.

2.5 Экспериментальные исследования эффективности ГДО, на основе комбинированной организации осевого и закрученного течения в камере

ЛРД-1.2.

ГЛАВА 3. ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВНУТРИКАМЕРИЫХ ТЕЧЕНИЙ В ЛРД

3.1 . Физическая область моделирования. Расчетная сетка

3.2 Физико-математическая модель .:.

3.3 Результаты численного моделирования течений в ЛРД.

3.3.1 Численное моделирование ЛРД -Г в холодном режиме.

3.3.2 Численное моделирование ЛРД -1.1.

3.3.2.1 Численное моделирование ЛРД -1.1 с моделью турбулентной вязкостик-epsilön realizable.

3.3.3 Сравнение результатов расчетов моделей ЛРД-1 и ЛРД-1.

3.3.4 Численное исследование влияния сферы, имитирующей НОР в камере поглощения ЛРД

ГЛАВА 4. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛАЗЕРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ОСНОВЕ НЕПРЕРЫВНОГО ОПТИЧЕСКОГО РАЗРЯДА

4. Г. Описание лазерного технологического комплекса.

4.2 Схема проведения; «огневых» испытаний

4.3 Экспериментальные исследования инициирования непрерывного оптического разряда.

4.4 Экспериментальное исследование характеристик ЛРД на основе непрерывного оптического разряда.

В настоящей работе представлены результаты расчетно-теоретических и экспериментальных исследований варианта организации внутрикамерного рабочего процесса лазерного ракетного двигателя с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда осесимметричным закрученным противоточным потоком.

Дальнейшее освоение околоземного пространства неминуемо приведет в ближайшие десятилетия к увеличению грузопотоков, на различные околоземные орбиты Земли. Актуальным является перевод значительных грузов из низких орбит на более высокие, что требует, наряду с применяемыми в настоящее время жидкостными и твердотопливными ракетными двигателями, реализации более эффективных способов создания реактивной тяги.

Увеличение энерговооруженности космических аппаратов и создание мощных оптико-волоконных твердотельных лазеров с диодной накачкой, имеющих КПД 30 - 35 %, позволяет приступить к реализации идеи высокоэффективных ракетных двигателей с подогревом рабочего тела энергией лазерного излучения. Вместо использования ядерных или химических реакций для нагрева рабочего тела применяется мощный лазерный луч. Поскольку при использовании лазерной энергии рабочее тело можно нагреть до 1(Н30 • 103 К, то практически достижим удельный импульс, превышающий 10 ООО м/с. Поэтому лазерный ракетный двигатель (ЛРД) является перспективным типом двигателя для разгонных блоков, для систем ориентации и стабилизации орбитальных космических аппаратов.

Из анализа литературных данных следует, что множество вопросов, связанных с организацией рабочего процесса и разработкой модели ракетного двигателя на основе непрерывного оптического разряда в камере, в опубликованных работах практически не рассматриваются. В связи с этим тема диссертационной работы, посвященная созданию и исследованию модели лазерного ракетного двигателя с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда является актуальной.

Цель работы состоит в организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе с газодинамической стабилизацией непрерывного оптического разряда осесимметричным закрученным противоточным потоком на основе исследования внутрикамерных процессов в ЛРД.

Научная новизна работы:

1. Получена аналитическая зависимость, позволяющая определить условия стабильного существования плазмы непрерывного оптического разряда в камере поглощения ЛРД для осесимметричного закрученного противоточного потока в зависимости от температуры и типа рабочего газа, от тангенциальной скорости, числа Росби.

2. Получено уравнение регрессии на основе использования центрально-композиционного ортогонального плана 2-го порядка, связывающее изменение разрежения- в приосевой области ГДО от режимных и геометрических параметров модельного лазерного ракетного двигателя.

3. Получена полиномиальная зависимость степени разрежения в приосевой области ГДО на основе осесимметричного- закрученного противоточного потока от соотношения диаметров газодинамического окна и критического сечения сопла.

4. Выявлена качественная- и количественная картина течения во внутрикамерном пространстве ЛРД для осесимметричного закрученного противоточного потока на основе численных исследований, с использованием программного пакета Fluent, с экспериментальной верификацией полученных результатов.

5. Полученные в ходе доводки и экспериментальных «огневых» испытаний ЛРД эксплуатационные, конструктивные, тепломассобменные, газодинамические параметры и показатели работы ЛРД позволяют сделать вывод об эффективности и конкурентоспособности ЛРД среди тепловых и электроракетных двигателей.

Практическая значимость. Результаты проведенных исследований могут быть использованы для оценки оптимальных режимов работы ГДО и КП и учета влияния параметров потока рабочего газа на устойчивость непрерывного оптического разряда при проектировании и разработке лазерных ракетных двигателей.

Результаты работы рекомендуются к использованию при проектировании лазерных ракетных двигателей на ОАО «Казанское ОКБ «Союз».

Основные положения диссертации использованы при выполнении госконтракта № 02.740.11.053, заключенного научно образовательным центром КГТУ им. А.Н. Туполева (КАИ) с Федеральным» агентством по науке и инновациям в области ракетостроения шифр «2010-1.1-410-008» по теме: «Исследование и совершенствование лазерного ракетного двигателя с тягой (0,1 - 0,01 Н), с удельным импульсом 1уд = (10 000-15 000) м/с».

Личный, вклад. Автором сформулированы цели и задачи исследования; выполнены численные моделирования внутрикамерных течений в ЛРД; созданы модельные и экспериментальные образцы ЛРД; проведены экспериментальные исследования эффективности газодинамического окна; проведены «огневые» испытания экспериментальных ЛРД; обобщены полученные результаты.

Структура диссертации

В первой главе представлен обзор научно-технической литературы по лазерным ракетным двигателям, работающим на основе использования лазера непрерывного действия.

В конце первой главы диссертации сформулированы задачи исследования.

Во второй главе аналитически определены условия стабильного существования плазмы непрерывного оптического разряда в камере поглощения ЛРД для закрученного противоточного потока в зависимости от температуры и типа рабочего газа, от его тангенциальной скорости на входе в камеру ЛРД и числа Росби.

Представлены результаты экспериментальных исследований эффективности газодинамического окна ЛРД на основе закрученных и осевых течений. Проведен анализ влияния режимных и геометрических параметров на степень разряжения через ГДО ЛРД.

В третьей главе приведены результаты численного моделирования внутрикамерных течений ЛРД в программном пакет Fluent.

В четвертой главе диссертации представлены результаты «огневых» испытаний ЛРД, выполненные для подтверждения работоспособности и проверки принятой схемы организации рабочего процесса в ЛРД.

Автор благодарен заведующему кафедрой Специальных двигателей, доктору технических наук, профессору Дрегалину Анатолию Федоровичу, за научные консультации и внимание к работе.

Автор признателен руководству ОАО "Казанское ОКБ "СОЮЗ" за предоставленную возможность по проведению испытаний экспериментальных ЛРД на электроразрядном С02 - лазере.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

Выполненная, работа и полученные результаты позволяют сделать следующие выводы и заключения:

1. Получена формула аналитической зависимости, связывающей температуру рабочего тела в камере поглощения, тангенциальную скорость газа и число Росби с осесимметричным закрученным противоточным течением, обеспечивающим стабильный осевой обдув плазмы для устойчивого «горения» НОР.

2. Создана экспериментальная модельная установка, позволяющая проводить исследования внутрикамерных течений ЛРД на основе закрученных и осевых потоков рабочего газа. Установка позволяет проводить исследования ГДО ЛРД при давлениях на входе до 2,5 МПа с возможностью измерения расхода рабочего тела.

3. В результате реализации композиционного ортогонального плана 2-го порядка при экспериментальном исследовании получены! уравнения регрессии, которые позволили выявить зависимость разрежения в приосевой области ГДО от давления на входе в камеру поглощениям от длины камеры.

На основе полученных, уравнений регрессии определены оптимальные режимы работы газодинамического окна ЛРД:

- при уменьшении длины камеры поглощения до Ьк — 30 мм и увеличении входного давления до Рвх= 1.2 МПа снижение давления в приосевой области ГДО составляет Рэ = 95,2 кПа.

- при уменьшении диаметра критического сечения до Икр = 7 мм и увеличении входного давления до Рвх= 1,0 МПа давление в приосевой области ГДО составляет Рэ= 82 кПа.

- при использовании комбинированной организации осевого и закрученного течения в камере поглощения испытания показали, что наиболее оптимальные режимы Рэ=96,2 кПа ГДО достигаются при сочетании давлений на входе в осевые трубки Рвх= 0,75 МПа и на входе в тангенциальные Рвх= 0,5 МПа.

Получена полиномиальная зависимость разрежения в приосевой области ГДО модельного ЛРД с осесимметричным закрученным противоточным потоком от соотношения диаметров газодинамического окна и критического сечения сопла.

4. Проведены численные моделирования внутрикамерных течений ЛРД с использованием программного пакета Fluent с экспериментальной верификацией полученных результатов.

Анализ полученных результатов показывает, что существуют две ярко выраженные зоны течения. Первая зона (периферийная) - вращается по закону свободного вихря, начиная с 15 -17 мм, при длине КП 37 мм, вторая зона (центральная) - вращается по закону твердого тела.

Установлено, что результаты моделирования сходятся с экспериментом при значениях DorH = 0,3 — 0,4, а при достижении DOTH = 0,7 результаты расходятся. Расхождение с экспериментом проявляется в появлении обратных токов через ГДО в окружающую среду, хотя экспериментальные режимы при Дуги = являются наиболее эффективными по достижению наибольшего разрежения в приосевой области ГДО и давления в периферийной области камеры поглощения.

5. При проведении «огневых» испытаний экспериментального ЛРД на лазерной установке была получена тяга R = 4,8 Н при удельном импульсе 1уд -2000 м/с. На основе проведенных экспериментов обоснована правильность полученных соотношений при проектировании ЛРД.

Сравнение полученных экспериментальных данных по показателю «цена тяги» с другими типами двигателей показывает, что для достижения удельной тяги в ЛРД требуется в 2 раза меньше вкладываемой лазерной мощности.

Таким образом, в результате выполненных работ определены и выбраны наиболее оптимальные геометрические и режимные параметры, обеспечивающие эффективное разрежение через ГДО ЛРД на основе осесимметричного противоточного закрученного течения, что позволяет одновременно провести защиту стенок камеры от конвективных тепловых потоков и с газодинамическую стабилизацию непрерывного оптического разряда в осевом и радиальном направлениях, с образованием плазменной струи для создания реактивной тяги ЛРД.

Проведенные экспериментальные исследования подтверждают возможность создания лазерного ракетного двигателя на основе непрерывного нагрева рабочего тела (газа) в оптическом разряде, поддерживающемся лазерным излучением интенсивностью 1011 Вт/м2, в осесимметричном закрученном противоточном потоке газа в камере поглощения с тягой ЛРД 4,8 Н и удельным импульсом 2 ООО м/с, а в случае использования в качестве рабочего тела водорода может быть достигнут удельный импульс 10 ООО м/с.

1. Космонавтика. Энциклопедия, Москва, изд-во «Советская энциклопедия», 1985. 528 с.

2. Горшков O.A. Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов / O.A. Горшков, В1А. Муравлёв, A.A. Шагайда; под ред. академика РАН A.C. Коротеева. М.: Машиностроение, 2008. 280 с.

3. Алемасов В.Е, Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей: Учебник для машиностроительных специальностей вузов / Под ред. В.П. Глушко. М.: Машиостроение, 1980. - 533 с.

4. Даутов Г.Ю., Тимеркаев Б.А. Генераторы неравновесной газоразрядной плазмы. Казань: Фэн, 1996,198 с.

5. Комаров С.М., Лазерный движитель для космической яхты, Химия и жизнь, 2006, № 2, с. 8.

6. Резунков Ю. А. Адаптивные лазерные, системы реактивной тяги, создаваемой-при взаимодействии излучения с веществами СНО-химического состава: дис. д-ра техн. наук: Сосновый Бор: РГБ, 2006. -256 с.

7. Глэмб Р. Дж., Криер X. Принципы устройства и современное состояние лазерных ракетных двигателей.- Ракетная техника и космонавтика, 1985, т. 3, № 1, с. 119-132.

8. Kantrowitz A.R., Propulsion to Orbit by Ground-Based Lasers, Astronautics & Aeronautics, Vol.10, May 1972, pp. 74-76.

9. Прохоров A. M., Бункин Ф. В. Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги // УФН.1976. Т. 119. № 3. С. 425-446.

10. Аскарьян Г.А., Мороз Е.М., Давление при испарении вещества в луче радиации //Письма в ЖЭТФ. 1962. Т. 43, № 6, С. 2319 2320.

11. Тищенко В.Н. Генерация низкочастотной волны оптическим разрядом, движущемся в газе с дозвуковой скоростью // Квантовая электроника,,33, № 9; 2003., с.823 — 830.

12. Апполонов В.В., Тищенко В.Н. Механизм объединения ударных волн в лазерном воздушно-реактивном двигателе // Квантовая электроника, 34, № 12, 2004., с. 1143-1146.

13. Апполонов В.В., Тищенко В.Н. Лазерный двигатель на основе эффекта резонансного объединения ударных волн // Квантовая электроника, 36, № 7, 2006., с. 673 683.

14. Тищенко В.Н. Взаимодействие оптического пульсирующего разряда с газом на основе объединенных ударных волн: дис. д-ра физ. мат. наук: 01.04.21. - Новосибирск: РГБ, 2007., с. 307.

15. Пирри А.Н., Монслер М.Ж, Небольсайн П.Е. Создание тяги в результате поглощения лазерного» излучения:.- Ракетная техника и космонавтика, 1974, т. 16, № 9; с. 112-121.

16. Легнер X. X., Дуглас-Гамильтон Д. X. Непрерывные лазерные двигатели.- Ракетная техника и космонавтика, 1978, т. 16, № 10, с. 152-164.

17. Voronin N.G., Yevseyev G.A., Koroteev A.S., Larin E.G., Sattarov A.G., Shirokov N.N. Laserjet propulsion with the continues wave optical discharge: IAF -91 243. 42 th Congress of International astronautical Fédération, October 5-11, 1991/Monreal/, 6 p.

18. By Петер K.C. Конвективный тепловой поток в лазерном двигателе.-Ракетная техника и космонавтика, 1979, т. 17, № 3, с. 158-161.

19. Пат. RU 2250530 С2. МПК H 01 J 27/24. Лазерно-плазменный источник ионов и излучения / Козлов Г.И; патентообладатель Институт проблем механики Российской Академии наук. № 2003118704/28; заявл. 25.06.2003. опубл.

20. Саттаров А.Г., Бикмучев А.Р. Разработка и экспериментальное исследование эффективности газодинамического окна лазерных энергетических установок / Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева. Казань, 2008. №4. С.80 84.

21. Борейшо А.С. Лазеры: Устройство и действие: Учеб. пособие / Мех. инт. СПб. 1992. 215 с.

22. Звелто О, Принципы лазеров: Пер. с англ. -3-е перераб. и дот изд. -М.: Мир, 1990. 560 е., ил.

23. Крылов К.И. и др. Основы лазерной техники: Учеб. Пособие для: студентов приборостроительных спец. вузов/ К.И. Крылов, В. Т. Прокопенко, В .А. Тарлыков. JI.: Машиностроение. Ленингр. отд-ние. 1990.-316 е.: ил.

24. Преимущества; волоконных лазеров. Электронный; ресурс.; // ООО НТО «ИРЭ-Полюс. URL: http:/Avww.ntoire-polus.ru/appslasers.html.

25. Демянко Ю.Г., Ядерные ракетные двигатели. / КонюховТ.В., Коротеев A.G., Кузьмин Е.П., Павельев A.A. ООО «Норма-Информ». 2001 г.-416 с.

26. Мишура Т. IL, Платонов О: Ю. Проектирование лазерных систем: учебное пособие/ ГУАП. — СПб., 2006. — 98 с.

27. Ораевский А.Н., Химические лазеры / Соросовский образовательный журнал, № 4, 1999 г, с. 96 104.

28. Американские военные впервые сбили баллистическую; ракету боевым лазером. Электронный ресурс. // Новости NEWSru.co.il. 12.02.2010. URL: http://www.newsru.com/woria/12feb2010/projlaser.html.

29. Райзер Ю.П. Непрерывный^ оптический- разряд поддержание и» генерация плотной низкотемпературной плазмьь лазерным излучением./Соросовский образовательный журнал, 1996, №3, с. 87-94.

30. Райзер Ю.П. Мощные электроразрядные лазеры на углекислом газе./Соросовский образовательный журнал, 1997, №8, с. 99-104.

31. Космические; двигатели; Состояние и перспективы / Под ред. Л.С. Кейвни: Пер. с англ. М.:Мир, 1989.

32. Делоне Н.Б. Взаимодействие лазерного излучения; с веществом: курс лекций: Учеб. руководство. М.: Наука, 1989. - с. 280.

33. Абакаров Д.И., Акопян A.A., Пекар С.И. К теории самофокусировки света в нелинейно поляризующихся средах. ЖЭТФ, 1967., т.52, вып. 2, с. 462 -466.

34. Райзер Ю.П. Самофокусировка и расфокусировка, неустойчивость и/ стабилизация световых пучков в слабо поглощающих средах. ЖЭТФ, 1967., т.52, вып.2, с. 470-481.

35. Захаров В.Е. О неустойчивости самофокусировки света. ЖЭТФ, 1967., т.53, вып. 5 (11)., с. 1735 - 1743.

36. Аскарьян А.Г., Эффект самофокусировки. — Успехи физических наук, 19731, т. 111, вып.2, с: 249—260.

37. Ашмарин И.И. Роль самофокусировки в разрушении: прозрачных диэлектриков лазерным излучением / Быковский Ю.А., Гридин В.А., Елесин В.Ф., Зысин Я.Ю., Ларкин А.И. Фурманов В.А. ЖЭТФ, 1975., т.68, вып. 2, с. 563 -567.

38. Авидор Дж. М. Улучшенный дозвуковой: аэродинамический шлюз со свободным вихревым потоком: Ракетная,техника и космонавтика, 1979, № 11, с. 140-142.

39. Зельдович Я.Б., Райзер Ю.П. Физика ударных волн и, высокотемпературных,гидродинамических явлений; изд: второе дополн. М.: Наука, 1966. - с. 688 с илл.

40. Делоне Н.Б. Многофотонные процессы / Соросовский образовательный журнал, № 3, 1996 г, с. 75 81.

41. Шиканов A.C. Лазерный термоядерный синтез / Соросовский образовательный журнал, № 8,1997 г, с. 86 91.

42. Фаулер М. К. Измерение коэффициентов молекулярного поглощения применительно к созданию лазерного ракетного двигателя. / Ракетная техника и космонавтика, 1981, т. 19, № 9, с. 194-202.

43. Нью Э.Р., Креч Р.Х. Коэффициент поглощения водяным паром; излучения с длиной волны 10,6 мкм // Аэрокосмическая техника, 1983;, т. 1, № 1, с. 150-151. : •

44. Райзер Ю.П. Дозвуковое распространение световой искры и пороговые условия для поддержания плазмы излучением. ЖЭТФ, 1970, т. 58, вып. 6, с. 2127-2138.

45. Генералов H.A., Зимаков В.П., Козлов Г.И., Масюков В.А., Райзер Ю.П. Экспериментальное исследование непрерывно горящего оптического разряда. — ЖЭТФ, 1971, т. 61, вып. 4 (10), с. 1434 1446.

46. Дженг С.М., Кифер Д.Р. Расчет плазмы, создаваемой в потоке водорода // Аэрокосмическая техника. 1987. - 11. - С. 109 - 118.

47. Кифер Д., Питере К., Кроудер X. Новый подход к исследованию лазерной волны горения // Аэрокосмическая техника. 1986. - №1. - С.150 -155.

48. Глэмб Р.Дж., Криер X. Метод расчета лазерной плазмы в осесимметричном потоке газа// Аэрокосмическая техника. 1987. - №6, 133 -139;

49. Кифер Д., Уэлле Р., Питере К. Поглощение мощности лазерной аргоновой плазмой// Аэрокосмическая техника: 1987. - №6, с. 149 - 156.

50. Молвик Г.А., Чой Д., Меркл 4.JI. Расчет течения с тепловыделением в приблежении постоянного коэффициента поглощения лазерного излучения // Аэрокосмическая техника. 1986. - №3, с.84-93.

51. Бункин Ф.В., Конов В.И., Прохоров A.M., Федоров В.Б. Лазерная искра в режиме «медленного горения» // Письма в ЖЭТФ. 1969. т. 9. с. 609 612.

52. Пирри. Аналитические решения для времени возникновения волны горения с лазерной поддержкой перед облучаемой поверхностью. Ракетная техника и космонавтика, 1977, т. 15, № 1, с. 93-104.

53. Пирри А.Н., Рут Р: Г., By П.К.С. Передача энергии через плазму к металлическим поверхностям, облучаемым лазерными импульсами. Ракетная техника и космонавтика, 1978, т. 16, № 12, с. 101-113.

54. Рейли Дж. П. Баллантайн А., Вудроффе Дж. А. Моделирование передачи импульса поверхности тела лазерными волнами поглощения. -Ракетная техника и космонавтика, 1979, т. 17, № 10, с. 93-102.

55. Вудроффе Дж. А., Станкевич Дж. и др. Импульс, генерируемый импульсным лазером на поверхности в сверхзвуковом потоке. Ракетная техника и космонавтика, 1980, т. 18, № 3, с. 113-115.

56. Николе Д.Б., Холл Р.Б. Тепловое взаимодействие лазерного излучения с длинной волны 2,8 мкм с металлическими мишенями.- Ракетная техника и космонавтика, 1980; т. 18, № 5, с. 155 158.

57. Уэйл Дж., Пирри А., Рут Р. Формирование плазмы при воздействии лазерного излучения на алюминиевую поверхность // Ракетная техника и космонавтика, 1981, т. 19, № 6, с. 53-66.

58. Федоров В.Б. Медленное горение лазерной плазмы и оптические разряды: дис. д-ра физ. мат. наук: 01.04.04. - Москва: РГБ, 1984., с. 389.

59. А.П. Большаков, В.И. Конов, В.Г. Востриков, В.Ю. Дубровский, Ф.К. Косырев, В.Г. Наумов, JI.B. Шачкин, "Исследование плазмы оптического разряда в многокомпонентных смесях молекулярных газов", Квант, электроника, 2008,38 (2), 165-168.

60. Криер X., Мазумдер Дж., Рокстрох Т. Дж., Бендер Т.Д., Глэмб Р. Дж. Нагрев газа непрерывным лазером с помощью поддержания плазмы в потоке аргона //Аэрокосмическая техника. 1987. № 6.-е. 140 - 148.

61. Райзер Ю.П., Оптические разряды. Успехи физических наук, 1980 г. т. 132, вып. 3, 567 с.

62. Oettinger, Р.Е. and Bershader, D., «А Unified Treatment of the Relaxation Phenomenon in Radiating Argon Flows» AIAA Journal, Vol. 5, Sept. 1967, pp. 1625-1632.

63. Horn, K.P., Wong, H., and Bershader, D., « Radiative Behavior of a Shock-Heated Argon Plasma Flow» Journal of Plasma Physics, Vol.1,1967, pp.157-170.

64. Джексон Ж.П., Нильсен П. E. Роль переноса излучения в распространении волн горения, стимулированных лазером // Ракетная техника и космонавтика, 1974, т. 12, № И, с. 54 -58.

65. Ву Петер К.С. Влияние неидеальности газа в ракетных двигателях с лазерным разогревом // Ракетная техника и космонавтика, 1976, т. 14, № 12, с. 122 -124.

66. Кемп Н.Х., Рут Р.Г. Теоретическое исследование лазерных волн горения в водороде // Ракетная техника и космонавтика, 1979, т. 17, № 5, с. 138 -150.

67. Дженг С. М., Кифер Д.Р., Уэлле Р., Питере К.Э. Лазерная плазма в потоке аргона. Ч. И.Сравнение численных расчетов и эксперимента // Аэрокосмическая техника. - 1988. - №3, с. 73 — 81.

68. Райзер Ю.П., Силантьев А.Ю., Суржиков С.Т. Двумерные расчеты непрерывного оптического разряда в потоке атмосферного воздуха // Теплофизика высоких температур. 1987. т. 25. № 3. с. 454 461.

69. Суржиков С.Т. Радиационное конвективный теплообмен в камере оптического плазмотрона // Теплофизика высоких температур. 1990. т. 28. № 6. с. 1205 - 1213.

70. Мирабо Л., Райзер Ю.П., Суржиков С.Т. Лазерные волны горения в соплах лаваля // Теплофизика'высоких температур. 1995. т. 33. № 1. с. 13 23.

71. Райзер ЮЛ., Суржиков С.Т. Исследование процесса в оптическом плазмотроне на основе численных расчетов // Квантовая электроника. 1984. т. 11. № 11. с. 2301 2310.

72. Райзер Ю.П., Суржиков С.Т. Горение непрерывного оптического разряда при!повышенных давлениях // Квантовая электроника. 1988. т. 15. № 3. с. 551 -553.

73. Суржиков С.Т. Возникновение возвратных течений в оптическом плазмотроне при радиационном режиме горения разряда // Теплофизика высоких температур. 1994. т. 32. № 2. с. 292 298.

74. Райзер Ю.П. Основы современной физики газоразрядных процессов. -М., Наука, 1980.

75. Меркулов А. П.,, Вихревой эффект и его применение в технике. М: Машиностроение, 1969,184 с.

76. Суслов А.Д., Иванов С.В., Мурашкин А.В., Чижиков Ю.В., Вихревые аппараты / М.: Машиностроение, 1985. - 256 с.

77. Пиралишвили Ш.А., Поляев В. М, Сергеев М.Н., Вихревой эффект. Эксперимент, теория, технические решения/ Под ред. Леонтьева А.И. М.: УНПЦ «Энергомаш», 2000: - 412 с.

78. Семенов В.Ф., Тельпизов Р.Ф. Исследование влияния диафрагмы и закрутки газа на стабилизацию дуги в канале плазмотрона // Вестник Кыргызско Российского Славянского университета 2002. № 2., стр 21-28.

79. Лелевекин В.М., Семенов В.Ф. Расчет течения закрученного потока газа в диафрагмированном канале плазмотрона // Теплофизика высоких температур. 2002. т. 40. № 4,, стр 544 551.

80. Гуцол А.Ф., Калинников В.Т. Возвратно-вихревая термоизоляция плазмы и газового пламени // Теплофизика высоких температур. 1999. т. 37. № 2. с. 194-201.

81. Панченко В.И., Чефанов В.М., Исследование закрученного потока в цилиндрической трубе: Метод, рук. к лаб. раб./ Казань: Изд-во КГТУ им. А.Н. Туполева, 1999,12 с.

82. Long, R.R «Sources and Sinks at the Axis of a Rotating Liquid,» Quarterly Journal of Mechanics and Applied Mahematics, Vol. IX, Pt. 4,1956, pp. 385 393.

83. Dunlup R. An investigation of the Swirling Л owe in a Spinning end -Burning Rocket; AIAA, Journal, vol. 7, №12, December 1969, pp. 2293 2300.

84. Саттаров А.Г., Лазерный ракетный двигатель на основе непрерывного оптического разряда./Известия вузов. Авиационная техника. 2008. №3. С. 46-49:

85. Саттаров А.Г., Бикмучев А.Р., Вахитов М.Ф., Короткое М.Ю., Исследование внутрикамерных процессов в энергетических установках наоснове оптического разряда. / Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева. Казань, 2009. №3. С.35 39.

86. Определяков В.А., Планирование эксперимента при исследовании и отработке двигателей летательных аппаратов: Учебное пособие./ Под ред. проф. В.Е. Алемасова. Казань, изд. КАИ, 1982, с.92.

87. Щукин В.К., Гортышов Ю.Ф., Ковальногов H.H. Планирование и организация экспериментальных исследований: Учебное пособие / Под ред. проф. В.К. Щукина. Казань: КАИ, 1986.- 64 с.

88. Васильев О.Ф., Квон В.И. Неустановившиеся турбулентные течения в трубе. // ПМТФ.-1971-№6.-с.132-140.

89. Белов И.А., Исаев С.А., Моделирование турбулентных течений: Уч. пос. / Балт. гос. техн. ун-т. СПб., 2001, 108 с.

90. Фрик П.Г., Турбулентность: подходы и модели. Москва-Ижевск: Институт компьютерных исследований, 2003, 292 с.

91. Мазо А.Б., Моделирование турбулентных течений несжимаемой жидкости: Уч. пос. / Казань: КГУ им. В.И. Ульянова - Ленина. 2007. - 106 с.

92. Юн A.A., Теория и практика моделирования турбулентных течений. М.: Книжный дом «Либроком», 2009. 272 с.

93. Гуськов К.Г., Райзер Ю.П., Суржиков С.Т. О наблюдаемой скорости медленного движения оптического разряда // Квантовая электроника. 1990. т. 17. № 7. с. 937 942.

94. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Худяков В.А., Тишин А.П., Костин В.Н. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник в 10 т./ Под ред. акад. В.П.Глушко, М.: ВИНИТИ АН СССР, 1971 -1980.

95. ОАО «КОНЦЕРН ПВО «АЛМЛЗ-АНТЕЙ» ОI КРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЬСI КО

96. КАЗАНСКОЕ ОПЫТНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО «СОЮЗ» (ОАО «Казанское ОКБ «Союз»)ул. Дементьева, д.1, г. Казань, 420036 Телефон: (843) 571-31-70, 571-34-77 Факс: (843) 571-34-88 E-mail: kazan-soyuz @ i-set.ru

97. ОКПО 07544217, ОГРН 1021603884610, ИНН/КПП 1661008339 /1661010011. УТВЕРЖДАЮ

98. Генеральный директор ШйшШтр ОКБ Союз»1. UCA^/uошггг |ofК0НСЗРУ>чМ «соз>з»и.чн1. TT6£1tn: """1. Шг1. Н.Ш. Латыпов 2010 г.1. На №от1. АКТоб использовании результатов кандидатской диссертационной работы

99. Акт выдан для представления в диссертационный совет при КГТУ им. А.Н. Туполева.

100. Первый зам. Генерального директораЩ^г»^!^^^^ Р-М. Галеев Первый зам. Главного конструкторарJ^vZ^17С.Н. Саушин Начальник Р0-04 И.Х. Белицкая

101. Начальник КО-Об в-н- Калинин

102. Ведущий конструктор, к.т.н.1. И.К.^Ягфаров11 \ v '