автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Создание расчетных методов для определения параметров камеры сгорания и смесительных элементов двигателей с дожиганием

На правах рукописи

Мединг Крис

Создание расчётных методов для определения параметров камеры сгорания и смесительных элементов двигателей с дожиганием

05.07.05 - тепловые, электроракетные двигатели и энергетические установки

АВТОРЕФЕРАТ диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Казань 2006

Научный руководитель:

Мингазов Билал Галавтдинович, д.т.н., профессор

Официальные оппоненты: Дрегалин Анатолий Фёдорович,

д.т.н., профессор

Рубинский Анатолий Романович, д.т.н., профессор

Ведущая организация: Воронежский Государственный

технический университет (ВГТУ)

Защита состоится ММНЯ 2006 года в № час. на за-

седании диссертационного совета Д212.079.02 Казанского государственного технического университета им.А Н.Туполева по адресу: 420111, Казань, К.Маркса, 10.

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

Автореферат разослан ^ МйЯ 2006 года.

Ученый секретарь специализированного совета к.т.н., доцент

А.Г.Каримова

¿й&ьА

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. В камере сгорания ЖРД происходит комплекс взаимосвязанных физико-химических процессов, преобразования компонентов теплив в продукты сгорания. Известно, что параметры смесительной головки и камеры сгорания должны обеспечить выполнение ряда требований, техническая реализация которых в известной мере противоречива.

В двигателестроении особенно актуальным является проблема снижения стоимости разработки новых двигателей. При разработке нового двигателя большая часть расходов идет на разработку и доводку основных узлов двигателя, как турбонасоса с газогенератором (энергетическая головка) и камеры сгорания. Для снижения :>тих расходов используются опыт доводки, отработанных двигателей. Это позволяет существенно снизить расходы для разработки нового двигателя, но приводит к дополнительным ограничениям мощпостных параметров. Однако при переходе на другие, в том числе перспективные топлива и другие системы возникает и необходимость в разработке и доводке основного узла^- камеры сгорания.

Эта проблема может решаться либо за счет проведения •жепери-ментальных исследований, привязанные определенному типу форсунок, либо за счёт накопленного заводского опыта однотипных систем.

Одной из наиболее важных проблем при проектировании является строгая привязка существующих подходов к определенному типу топлива и двигательной системе.

Успешное решение проблем смесеобразования, охлаждения, обеспечения устойчивости и т.д. непосредственно связано с задачей определения объёма камеры, который в той или иной степени, предопределяет подход для решения проблемы в целом. Указанная проблема весьма актуальна, поскольку разработка методов ее решения позволяет существенно снижать стоимость разработки двигателей.

Решение этой задачи ведётся в нескольких направлениях, основными из которых являются:

- проведение специальных испытаний на уровне модельных и натуральных камер,

- обобщение однотипных экспериментальных данных для разработки эмпирических зависимостей,

- использование двух- и трехмерных расчетных моделей с учетом смесеобразования и химической реакции.

Цель исследования. Разработка модели определения необходимого объёма камеры (объём камеры полость от огневого днища до минимально го сечения) и отношения площадей па выходе из цилиндрического участка камеры сгорания и минимального сечения для полного завершения процесса горения, независимо от вида топлива (системы ния)

БИБЛИОТЕКА С.-Петербург ^ ОЭ 200&КТЬ Ь &

Разработка общей методики расчёта газо-жидкостных форсунок, включая существующие рекомендации но выбору параметров определяющие конструктивный облик и эффективность работы с учётом стабилизирующих эффектов, применительно к углеводородным соединениям.

Методика исследования. Для решения поставленных задач в работе проведен теоретический анализ существующих методов и установлена база данных двигателей.

Теоретической основой разработки моделей послужили основы теории газовой динамики, неустойчивости горения и химических процессов. Нее основные рабочие процессы горения в камере сгорания были рассмо трен).! на основе предположения равновесного состояния продуктов сгорания, что позволило значительно упростить данный подход.

Для решения частых задач, связанных с разработкой моделей и получением аналитических выражений использовались ранее разработанные методы, т.е. создан алгоритм на основе анализа различных систем.

Достоверность и обоснованность.

Достоверность и обоснованность полученных результатов обеспечивается использованием физически-непротиворечивых математических моделей, построенных на основе фундаментальных законов газовой динамики и движения газов и жидкостей, включая установления адекватности разработанных моделей на основе сопоставления результатов численного моделирования с экспериментальными данными.

На защиту выноси тся:

Рассматривая основные проблемы при проектировании новых двигателей и в частности систем!.! смесеобразования, автором защищается:

• Математическая модель для определения необходимого объёма камеры с учётом основных влияющих параметров независимо от системы смесеобразования, используя данные существующих двигательных сис тем, работающие на разных компонентах;

• Новая методика для определения необходимого диаметра головки на основе основных определяющихся параметров;

• Общий алгоритм для расчёта основного объёма камеры сгорания;

• Основная методика, структура и алгоритм для расчёта форсунок жидкостных двигателей замкнутых систем с учётом экспериментальных данных для определения коэффициента расхода центробежной форсунки на основе расходных и геометрических параметров;

• Иыработаны практические рекомендации по определению основных геометрических параметров.

Научная и практическая ценность исследования.

Научная и практическая ценность исследования определяется тем, что реализация разработанных методов расчета, необходимого объема и основного диаметрального размера головки камеры, а также форсунок для замкнутых систем, создают основу для проведения эффективного решения задачи проектирований новых систем.

• Разработана математическая модель расчёта объёма камеры сгорания и отношения площадей на основе проведенного анализа существующих двигательных систем;

• Доказана пригодность данного метода независимого от системы смесеобразования и топливной пары;

• Разработан эмпирический метод определения коэффициента расхода центробежных форсунок на основе анализа и статической обработки экспериментальных данных;

• Разработана общая методика расчета газо-жидкостных форсунок с учетом экспериментальных данных для определения основных параметров;

• Получена математическая модель для оценки уровня температуры в ■зоне принудительного смешения внутри форсунки на основе изменения перепада давления.

Все результаты данной работы основаны, только на открыто доступных источниках, могут быть использованы и в других программах для оценки и анализа перспективных систем, для более полной и досто-' верной оценки стоимостных аспектов.

Апробация. Результаты, приведенные в этой диссертации, основаны на 10-летнем опыте в области разработки камер сгорания, исследований и проведений различных испытаний разнообразных камерных систем, как например:

- разработка и испытания экспериментального двигателя для верхней ступени одноразового носителя;

- испытания модифицированного двигателя, работающего на различных компонентах;

- разработка одно- и многофорсуночных систем камеры сгорания.

Все эти работы показали ограничение существующих методов в области узлов камеры, требующие больших дополнительных затрат, связанных с проведением экспериментальных исследований.

В течение 10-и лет работы были выпущены 19 публикаций по данной тематике. Кроме того, за этот период автором были выпущены 3 научных доклада и 7 авторских свидетельств.

Структура и объём работы. Диссертационная работа состоит из введения, 3-х разделов, заключения, списка используемых источников. Общий объём работы составляет 185 страниц.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИИ РАБО'Ш

Во введении обоснована актуальность работы, обозначена цель и сформулированы задачи исследования.

Первый раздел работы посвящен анализу существующих методов и содержит обзор существующих подходов, оценку качества, а также влияние этих методов на окончательный результат, включая сравнительный анализ различных факторов.

Разработка новых двигательных установок основана либо на уже существующих системах или использовании опыта подобных двигателей различных тяг.

На основе заданной тяги и топливной смеси выбирают наиболее оптимальный вариан т двигательной схемы, включая основные узлы, как камеру сгорания, энергетическую головку (-ТНА1I I ) и т.д. При разработке камеры сгорания в первую очередь ставиться задача определения необходимого объема и отношения площадей минимального сечения и головки.

Под объемом камеры сгорания понимают её объём от головки вплоть до минимальною сечения. Этот объём служит для реализации процессов распиливания, испарения, смещения и процесса химического превращения топлива. То есть выбранный объём камеры сгорания должен обеспечить необходимое время пребывания и тем самым определённую полноту сгорания топливной пары для совершения химических процессов.

Ввиду того, что многие процессы внутри камеры протекают параллельно, необходимое, суммарное время пребывания определяется в основном наиболее медленным процессом.

Теоретически оценить необходимое время для полного совершения процесса сгорания очень трудно из-за большого количества влияющих факторов, как:

специфика впрыскивания топлива (спектр формирования капель), расположение и количество форсунок, конструкции форсунки и форсуночной головки, колебательные процессы внутри камеры сгорания, тенлофизичсские свойства компонентов,

радиальная неравномерность но расходу и соотношение компонентов.

Совокупность рассмотрения всех этих процессов, особенно с учетом трехмерности, вызывает до сих пор определенные проблемы при использовании данного подхода в стадии проектирования. Данный метод принимают в стадии доводки с начальной адаптацией на основе экспериментальных данных, чтобы исследовать влияние отдельных влияющих факторов.

При разработке новых двигателей для различных топливных пар открытых и замкнутых систем различные эмпирические и полуэмпири-

ческие расчётные модели нашли широкое применение. Данный раздел посвящен обзору и краткому анализу, наиболее распространённых методов решения данной задачи:

- эмпирическая зависимость, приемлемая Для водородно-кислородиых двигателей,

- метод геометрического подобия,

- метод, основан на критериях Дамкеллера Г)аь

- метод выбора характерной, приведённой длины,

- метод задания времени пребывания,

- задание длины камер в виде калибров,

- эмпирический метод на основе заданного давления в камере,

- оптимизация на основе модельной или натурной камеры, ~ прочие смодифицированные методы.

Обзор этих наиболее распространённых, известных в открытой литературе методов содержит помимо описания основных функциональ ных зависимостей, перечисление основных ограничений и частично их анализ. Следует отметить, что многие методы строго привязаны либо определенному виду топлива, либо двигательной системе. ')то следует из того, что расчётные эмпирические соотношения были разработаны, используя опытные данные типовых двигателей не учитывая такие факторы как:

различные типы форсунок (одно- и миогофорсуночпые и т.д.),

- физическое состояние компонентов в момент впрыскивания,

- выбранный способ смесеобразования,

- расходонапряженность,

- тип топлива,

- уровень тяги.

Выбор форсунки в основном определяется требованием равномерного распределения и смешения компонентов для достижения макси мального коэффициента полноты сгорания. С другой стороны налагаются ограничения с точки теплового потока вблизи стенки и устойчивости. В этих случаях вводят либо пленочное или завесное охлаждение, определенный закон настройки соотношения по диаметру или растяжение фронта пламени, сохраняя при этом максимальный коэффициент полноты сгорания.

В двигателестроение нашли большое распространение различные форсунки. Процесс смесеобразования тгих основных типов форсунок схематично показан на Рис.1. Различают следующие основные тины форсунок:

- однокомпонентные форсунки (струйные и/или центробежные), двухкомпонентные форсунки (струйные и/или центробежные).

Была разработана методика на основе юрячих испытаний модельной камеры в диапазоне от 3-х до 7-и МПа но давлению и от 2-х до 8-и по соотношению компонентов. При этом испытании использовали только двухкомпонентные соосноструйные форсунки.

е) ж) з) и) к)

Рис. 1. Основные схемы смесеобразования

а - форсунка с пересечением струй одного компонента, б - форсунка с пересечением струй двух компонентов, в- г - форсунка с пересечением нескольких струй двух компонентов, д - дальнобойная форсунка, е - струйно-центробежная форсунка, ж - двухкомпоненгная соосно-цепгробсжная форсунка с пересечением конусов впрыска (ж-г или ж-ж), з - соосно-струйная форсунка (ж-ж или ж-г), и - соосно-струйная форсунка без пересечения конусов, к • соосная форсунка с подачей одного компонента через центробежный контур На основе данных исследовании значения необходимой длины камеры сгорания определяются по следующему эмпирическому уравнению:

<Рк =1 - А схр(~в1с) где А 0,412; В 1 0,151 - эмпирические коэффициенты.

Входящий в это уравнение параметр 1с определяется по следующему выражению:

Т _1 + а-Щг(Рс1 РгУ

где а - экспериментальный коэффициент (рис.2), рс давление в камере сгорания, рх эталонное давление, N - количества форсунок,

и, Игор/Иокис отношение скоростей подачи компонентов, I - длина камеры.

Методы параметрического определения объёма камеры сгорания вызывают очень часто противоречия. Однако этот метод применяют, несмотря на определённые трудности из-за непосредственного влияния на стоимость разработки нового двигателя. Данный подход был основан на использовании двигателей, прошедших успешное доводочное испытание. Это позволило, в отдельных случаях при соблюдении определённых ограничений, спроектировать новую систему с довольно предсказуемыми показателями. К этим ограничениям относятся схема смесеобразования, применяемый вид топливной пары и газо-физические свойства впрыскивания. 6

В настоящее время эти методы были частично модифицированы, включая данные от экспериментальных двигателей. По виду различают следующие, основные методы параметрического подобия:

- чисто эмпирические методы,

- методы на основе законов подобных параметров,

- смешанные методы.

Эмпирические методы.

Чисто эмпирические методы представляют методы проб и ошибок. Некоторые ранее разработки были основаны па этом методе. Это включает дополнительные испытания уже существующих систем, для того, чтобы разобраться в возможных потенциальных проблемах новой системы. Эти испытания старых, уже отработанных двигателей, провели с учётом новых требований но давлению и соотношений и т.д. Методы на основе законов подобия.

Данный метод основан па постановление уравнения, содержавшие безразмерные числа подобия, не изменяя эти подобные значения в ходе проектирования. Т.е., при отображении существующею двтателя на новую систему эти подобные числа считаю т постоянными коэффицисп ■ тами.

Метод,ы основанные на критериях Дамкеллера Da,. Число Дамкеллсра представляет собой безразмерные числа подобия, которые используются при рассмотрении химических реакций различных с ними связанные феноменами.

Существует, разные числа Дамкеллера и их определение варьируют в зависимости от рассмотрения определенной системы. Среди этих чисел, число Dai представляет для данной задачи наиболее большой интерес, т.к. рассматривает химические процессы в закры тых системах.

Числа Дамкеллера Dai первого порядка описывают соотношения постоянной скорости химической реакции к постоянной скорости конвективного переноса веществ. Для химической реакции превращения

1.0

« о* •

Длина камеры /[см|

Рис.2. Зависимость коэффициента (рс- отношение площадей камеры сгорании)

Числа Дамкеллера ОЭ) первого порядка описывают соотношения постоянной скорости химической реакции к постоянной скорости конвективного переноса веществ. Для химической реакции превращения вещества «А» в «Б» данное число подобия определяется по следующему уравнению для реакции п-ого порядка или определяет соотношение нрореагирующего вещества к количеству исходного вещества:

Да, (3)

где к - постоянный коэффициент кинетической реакции, С0- начальная концентрация, п - порядок химической реакции, /-время.

Данное число меняется от нуля до бесконечности в зависимости от концентрации продуктов химической реакции, т.е.:

Па, = 1п

(—1

{1-х)

или

х = 1-ехр(~£)а;)

(4)

где х • - концентрация исходного вещества.

\

Продет горения "6" I

I исходное вещество "А" I

•-134

00 0,6 1,0 1.5 2.0 2» ЗЛ 3,5 40 числя Дамкеллера Ов, (-)

Рис.3. Изменение концентрации веществ При рассмотрении постоянной реакции, что и соответствует процессу в камере сгорания, время «Ъ> можно выразить через время пребывания т„. С другой стороны число Дамкеллера Па, можно выразить через характеристическую длину и соответственную скорость течения вещества в рассматриваемом реакторе, т.е. в камере сгорания:

■■к-СТл •т^к-Ь-СГ1 /м>

(5)

Ба, = к • с;; ■ • хп

где к • постоянный коэффициент кинетической реакции, С„ - начальная концентрация, я/ порядок химической реакции, I время.

В этом случае представляет приведенную длину камеры, которая определяется на основе минимального критического сечения камер при заданном объёме. Решая левую и правую часть, этого уравнения, относительно времени пребывания получим:

Средняя скорость газа, отнесенная к параметру, определяется через сечение равное критическому, на основе следующего уравнения:

м> = т/(р-Гм). ^

Следовательно, получим следующее уравнение для определения времени пребывания:

• • •

г„= Ь-р-Ь\р1 т = Укс-р! т~т1 / т ^

где тТ - масса газа в камере сгорания,

т - секундный суммарный расход топлива.

Это и есть основное уравнение, определяющее функциональную зависимость времени пребывания.

Прочие смодифицированные методы. Кроме тех уже выше названных методов существует и другие смодифицированные подходы, позволяющие в той или иной степени точности определить объём камеры сгорания. К самым распространенным методам в этом направлении относятся:

выбор характерной длины на основе рекомендации в зависимости от топливной пары,

- задание времени пребывания на основе рекомендации или опыта,

- задание определенного количества калибров в зависимости от диаметра элемента для определения Длины камеры,

- определение на основе давления как определяющий параметр,

- проведение оптимизации на основе модельной или натурной камеры.

' «14л»'......... 1»&ии0м9 М

Азотная кислота / Гидразин НШЗШ2Н4 0,6... 0,9

Кислород/ Керосин 02+ С 1111,94* 1,0...1,3

Перекись водорода /Керосин Н202+С1Н1,94* 1,5...1,8

Кислород / Водород 02+112 0,56...0,71(1,0)

Флор / Водород Р2+Н2 0,55...0,76

Флор / Гидразин Р2+ШН4 0,61...0,71(0,89)

Четырехокись азота / НДМГ Ш04+С2Н8Ш 1,5...2,0

Четырехокись азота / ММГ N204+01И6Ы2 0,76...0,89

Кислород / Аммиак 02+ШЗ 0,76... 1,01

Таблица 1. Рекомендуемые приведённые ддины !„,, камеры сгорания (»условные обозначения)

Учитывая ограничения существующих методов для решения поставленных задач, необходимо разработать математическую модель, провести анализ на основе доведенных двигательных систем и определить алгоритм расчета.

Второй раздел посвящен анализу основных, определяющих зависимостей и закономерностей с учётом эмпирических данных и выработки физически обоснованных моделей. Т.е. проведено теоретическое обоснование разработанных моделей на различных уровнях. Также проведена оценка влияния отдельных факторов и их взаимосвязь с учётом различных граничных условий. Основные зависимости и результаты оформлены н виде I рафиков, но которым сделаны важные практические выводы об их влиянии и взаимосвязи.

Процесс горения в камере сгорания, т.е. процесс превращения исходных топливных компонентов в конечные продукты горения очень сложный процесс и состоит из ряда параллельных и последовательных процессов. Сюда входят впрыскивание, распыливание, первоначальное смешение, подогрев, испарение и основная химическая реакция. Общее время пребывания впрыскиваемой порции топлива определяет совокупность э тих процессов.

шявшш

ШШШШШ

шшяяаятшшшшшт»и

I М1|Я.ГСК№Э!1ИС

> СМСШСПИС I ИС4|а|)С111!С

3 химическая реакции

4 1у|)буКС1Ш1С№НЬфй1]Ш1№1и1М

Рис.4. Основные процессы внутри камеры

В камере сгорания уровень выделения теплоты в единице объёма дост игает до -4'К)'' кДж/(м3.ч). При этих условиях химическая реакция происходит в течение нескольких тысячных секунды. На основе этого, сложный закон выгорания, можно для упрощения математических задач заменить ступенчатым законом. Применяя такую аппроксимацию, закона выгорания можно суммарное время пребывания в камере сгорания разделить на два основных промежутка времени:

время горения (тг),

общее время пребывания (тк) (время турбулентного выравнивания).

Время выгорания описывает промежуток времени, в котором происходит серия превращения от входного первоначального состояния впрыскиваемых компонентов вплоть до газов продуктов сгорания. Т.е. происходит изменение энергетического состояния, что является с точки зрения теории устойчивости наиболее важный процесс.

10

Для анализа и вывода основных функциональных зависимостей, объединяющиеся разнотипные двигателя были сделаны следующие допущения и упрощения: суммарное время пребывания в камере складывается из времени горения и пребывания,

- горение в камере происходит «ступенчато»,

- существует взаимосвязь между временем горения и первой собственной частоты - временный размер одного порядка.

Поэтому время горения можно пренебречь в первом приближении, так как объём камеры определяется временем пребывания,

А это обозначает, что состояние в камере сгорания можно описать равновесным состоянием процессом.

На основе выше принятых допущений, а также исходя из скорости движения газа, с учетом превращения компонентов в соответствии с уравнением Д.А.Франка-Каменецкого, автором была выведена функциональная зависимость, описывающая влияние основных параметров на необходимый объём камеры сгорания:

Ук--!

Рдг? ''« />*

1-м УЗГ-/

Проводя анализ этой зависимости с помощью установленной автором базы данных существующих, доведенных двигателей видно, что комплексным параметром можно характеризовать камерный объём. Это является тоже доказательством выше принятого допущения о ступенчатом горении и незначительном влиянии на суммарное время горения. Одновременно это тоже доказывает, что высокий уровень коэффициента полноты сгорания можно достичь, применяя различные системы смесеобразования.

На основе обобщения результатов зависимости (10) и его графического анализа было сбставлено следующее полуэмпирическое уравнение для определения объёма камеры сгорания для любого вида топлива:

■ и

У = А

45

!'М

где

рф

.Л,

Я-

„о,5+1»

Рк

в [(кг/сек) (м3/кг)0-51/(К и':,бар("':"ш,)|

(10)

0,5Ка„(О,5НпК

Преимущества этого уравнения состой г в том, что оно не зависит от топливной смеси. Этим достигается универсальность данного метода особенно при рассмотрении других, в том числе перспективных топливных пар, как например:

- кислород - метан, кислород - пропан,

- фтор водород.

'>«•0 значит, данный подход позволяет на основе известных расчётных и рабочих параметров, как давление и соотношение, а также параметров равновесного расчета горения определить необходимый объем камеры сгорания. Отношение площадей входящая в полуэмпирическое уравнение можно определить на основе подхода, который также рассматривался ав тором в рамке этой диссертационной работы.

/но

/00

в'Ю

ООО

МО

000

I №0

а 400

1 зьо

3 300

2Ы1

200

190

<00

Ы)

\ I-1 ПИ __

♦ Кислород / Керосин

■ 1к»ти1рйкош«1 етотл I Несимметричный диметипгидрамн 0 Чтдомшеь азота I Моиометишидомки / Кислород / Иодород Л Л!01*Ю!1 НГСДОГв /Э% / Т(1Ша О '(етырохохигь яэога / Керосин о Кигнород /Иесиммвт рлчнь в димотипгидрааии А Четырехоиись моте / Лэроаин

О

0,04

[(кг/сек) (м3/кг) ■ 1/(К • бар(

1'ис.5. Зависимость ооъемаот комплексного параметра -анализ данных существующих двш ач елей

Данный подход определения оптимальной площади головки основан па рассмотрении состояния газа в двух характерных сечениях камеры, вблизи головки и в минимальном сечении, исходя опять из мг новенного горения. При этом исходят из того, что расход газа в любом сечении камеры определяется на основе следующего уравнения:

т'~1*-У-т-ч(Х)-р ¡ЛГ ■ (И)

Па основе этого, в данной работе, была выведена следующая, функциональная взаимосвязь между параметрами в этих двух сечения:

(12)

Ксли в уравнении (14) давление разделить на £-9,80665 [м/сек ] то величину можно выразить через размерность [кг/м2], т.е. исследуемый параметр имеет единицу объёмного расхода:

( . '

т т ■Ом

К \ У

т #

1\

п, [(кг/сек м'/кг) м] |м3/сек].

(13)

Проводя анализ данной функциональной зависимости на основе базы существующих данных видно, что существует однозначная взаимосвязь между рассматриваемыми параметрами в критическом сечении и головки. Данная взаимосвязь показана на Рис.6.

Это дает возможность более достоверного определения диаметра головки в зависимости от состояния в минимальном сечении, псзависи мо от системы смесеобразования.

На основе выведенных зависимостей была построена математическая модель и алгоритм расчёта камеры сгорания.

1000,0000

100.0000 10.0000 1,0000 ^ 0,1000 0 0100

I

0.0010 0.0001 0.0000

0.0 50.0 100,0 150,0 700,0 250,0 300 0

адт/цкГПц, 10л(мЗ])

Рис.6. Параметрический анализ Газо-жидкостные форсунки. В рамке этой работы тоже был рассмот рен метод расчёта газо-жидкостных форсунок с внутренним смешением, применяемые в двигателях замкнутой схеме. Эти форсунки сосшят из двух основных элементов:

- струйная газовая форсунка,

- центробежная жидкостная форсунка.

Теория расчета отдельных элементов основана па теории газовой динамики и движения жидкости с учетом экспериментальных данных, учитывающие влияние различных геометрических факторов на рабочую характеристику форсунки.

Струйные газовые форсунки. При рассмотрении процессов, форсунка была разбита на отдельные основные участки для анализа влияющих параметров. В рамке этой диссертации был предложен метод расчёта секций форсунки до зоны внутреннего смешения, используя газодинамические функции. Данная задача решается путём нескольких приближений, задаваясь расходом и перепадом давления.

Вопрос влияющих параметров в зоне смешения был решен на ос нове трехмерного модулирования процесса смешения компонентов, без учёта процесса горения. Данные расчётные результаты были использо-

ваны для сравнения с имеющимися экспериментальными данными (взятые из открытых источников) и для совместного анализа, а также для вывода рекомендации по выбору основных геометрических параметров зоны смешения.

(1(2) 4

(3)

(4)

газ.

горючее

5)

(«)

дни ци, г

4 -»

Рис.7. Основные участки газо-жидкостных форсунок входной участок (I), жиклер (2), основной участок (3), диффузор (4), тангенциальные отверстия или шиековая вставка (5), зона внутреннего смешения (6).

На основе экспериментальных данных различных форсунок был также рассмотрен вопрос по выбору оптимального перепада давления. Автором также предложена математическая модель для оценки температурного состояния в зоне смешения, используя данные проливок и горячих испытаний.

Рис.8. Теневые снимки при сверхкритическом давлении и камере и при изменении состояния впрыскивания (р=3.39М11а)

Учитывая эту особенность, компоненты были рассмотрены как неныотоновские вещества (Шг^Иат-вещество ^-=0), что позволило косвенным образом учесть особенность процесса подачи и перемешивания при отсутствии процесса горения. Процесс подачи керосина происходит в сверхкритическом состоянии (критическое давление керосина 23 бар). А это обозначает, что сила поверхностного натяжения отсутствует, что

тоже относится к процессу раздробления. То есть, в отличие с докрити-ческим процессом подачи, образование каплей в данном случае не имеет место. Данная особенность подачи подтверждается тоже многочисленными экспериментами.

Рис.9. Распределение концентрации газа и жидкости вдоль стенки и оси форсуики результат расчета

Рис. 10. Распределение концентрации в разных сечениях результат расчета

Центробежные форсунки. Процесс течения при реальных условиях течении в центробежных форсунках с учетом вязкости может быть описан с помощью уравнения ^^тег^окея. Для проведения инженерных расчетов реальные условия течения можно приблизительно описать, вводя коэффициенты гидравлических потери, которые характеризуют потерю полного давления. Последствие потери уменьшается момент количес тво движения и угол распиливания жидкости.

Проводя сравнительный анализ теоретического коэффициента расхода на основе идеальной форсунки и экспериментального коэффициента расхода на основе данных видно зачастую большой разброс (рассматривая при этом только форсунки без внутреннего смешения), что и сильно влияет на рабочую характеристику. Это отклонение вызвано силами трениями и производственными отклоненьями, а* также характерными конструктивными параметрами как: Кьх ~ радиус камеры, Яьх - радиус тангенциального отверстия, гс - радиус сопла,

1Ьх - длина тангенциального отверстия, 1С - длина сопла.

Кроме того, объёмный расход V и перепад давления Ар были включены в рассмотрение влияющих факторов.

Многочисленные анализы влияния длины сопла форсунки показали, что с увеличением длины расходный коэффициент не меняется и поэтому этот параметр может быть исключен из рассмотрения. Влияние длины тангенциальных отверстий ограничено тем, что для обеспечения направленного движения жидкости на входе в камеру закрутки минимальная длина составляет 1,5ч1Ь;(. Это значит, из выше названных параметров наиболее определяющими являются радиус камеры закрутки и сопла, а также тангенциального отверстия. Исследования различных форсунок показали, что существует взаимосвязь между безразмерной величиной, соотношения идеальной форсунки и экспериментальным коэффициентом расхода, и безразмерным параметром КЬх/гс. Эту уже известную взаимосвязь можно описать следующим эмпирическим уравнением:

р= -0,0816 (Иъх/гс) 2 +0,4847 Нь,./гс + 0,2765. (14) Однако видно, что данная зависимость только частично учитывает существующие отклонения, так как данная зависимость включает в себя часть влияющих факторов.

Для проведения более полного анализа была проведена последовательная обработка отдельных факторов. Данная задача была решена с помощью программы «МШ1ТАВ». Данная программа обработки статических данных позволяла путем задания влияющих факторов и комплексного анализа выявить самые влияющие параметры, и решить функциональную зависимость. 16

Опыты на разных форсунках показывает, что особенно при переходе к малорасходным форсункам расхождения между расчётным и экспериментальным расходным коэффициентом растет даже при уменьшении допуска, то есть при повышении точности производства. Это указывает на то, что помимо геометрических параметров перепад давления и расход влияют на значение расходного коэффициента. Однако применяемые жидкие компоненты отличаются плотностью, что вызывает определённые ограничения при применении величины расхода. Для нахождения обобщённой зависимости был использован объёмный расход. Данный параметр исключает влияние плотности.

Рис.11 показывает результат комплексного анализа с учетом расхода и перепада давления.

На основе данной статической обработки была найдена следующая эмпирическая зависимость:

цехр/цЛ -0,578+0,233 ЯЬх/гс + 0,086 гЬх/гс + 83,8 У-0,0076 Ар. (15) На основе разработанных математических моделей и проведённых анализов в рамке диссертации были и разработаны соответствующие расчётные алгоритмы для определения объёма камеры сгорания, отношение площадей (рис. 13) и соосно-струйных газожидкостных форсунок (рис. 14). Соответствующие расчётные алгоритмы этих основных блоков показаны ниже.

^ о? о? 1% » ■»■

2,1 0,8 Мм/тс ¿ЯР^'Л'/г"* '4 У1*-'- •■'■рткъл * .♦Ч •

ш •Щ^У». г

0,00020,0001- ■от- ; * V Шч Ч ' л *

<4у & " - . о* ™ч • «

1,00/8- тк* "4.....1 ° ""• ш р ' 'ч

О? V® Л." / в»

1 Рис.11 Результат анализа влияющих факторов

с помощью программы «Минитаб»

В рамке данной диссертации была также решена комплексная задача, включающая одновременное решение всех рассмотренных алгоритмов, то есть совместное решение задач по определению камерного объёма, отношение площадей, количества и основных размеров форсунок. Данный разработанный алгоритм расчёта показан схематично на рис. 15.

О.ЛЬ

030

0,23

I)

0.1!)

О 10

о.оь 0.00

Л|М(НЬх/гс гЬн/тс) 0|г-[(НЬк/га; тЬх/гс V. Ор)

100 НО 120 100

Геометрический периметр А [ - ]

Рис.1? (,'рашгсние расчётных и экспериментальных значений коэффициента расхода

Тан.шванио на разработку Начгшпопи

Оптимизация основных параметров

Определение основных гаэофизичесшх параметров к с

Т

_ Расчетная модель основных размеров и.о.

..........¿м* - _

...............г ( , >

ФидйкмИЛ -р" < орююця' V л

/ V 4 ¿„Л. "Е >.

Рис. 13 Общий ¡ин орипм расчета объема и отношение площадей камеры

Рис.14. Общий алгоритм расчета газо-жидкостных форсунок

I Исхппяые |

Рис. 14 Расчётная ©хема решения комплексной задачи

В третьем разделе был приведен синтез методов расчётных моделей. Кроме того, в этой главе были поставлены и решены задачи на основе существующих систем, используя разработанные модели.

В целом, поставлены задачи по оптимизации подхода и расчётного анализа, применительно для выборочных задач.

Результаты этих методов были тоже подвергнуты дополнительному анализу с помощью экспериментальных данных. На основе этого анализа была построена графическая модель, позволяющая однозначно выявить обще-действующий подход при применении заданного алгоритма.

С помощью разработанной методики были выполнены три задачи. Это включает рассмотрение двигателей малой и большой тяги.

Основные результаты и выводы диссертации

В результате проведённой работы получены следующие результаты:

1. Разработана математическая модель, включающая эмпирические зависимости по определению основных параметров камеры' сгорания, как объем камеры сгорания и диаметра головки независимо от топлива и системы смесеобразования.

2. Доказана достоверность полученной математической модели на основе данных существующих, доведенных двигателей.

3. Выявлена взаимосвязь между основными рабочими и конструктивными параметрами центробежных форсунок и коэффициентом расхода.

4. Разработана общая методика расчёта форсунок с учётом экспериментальных данных для определения коэффициента расхода.

5. Установлены рекомендации для определения ряда размеров струйно-центробежных форсунок.

6. Разработан метод оценки температурного состояния газа на основе изменения перепада давления.

7. Проверена методика расчета основных определяющих параметров камеры сгорания на пример имеющихся конструкций.

Таким образом, применение результатов диссертационной работы позволит:

~ на стадии разработки или анализа камерных систем жидкостных ракетных двигателей определить влияющие параметры, независимо от топливной пары,

- снизить трудоемкость при доводке новых жидкостных систем,

- произвести анализ влияющих узлов, как объём и систему смесеобразования на коэффициент полноты сгорания.

Данная методика может быть применена, поэтапна или использована как модуль в автоматических алгоритмах по оптимизации двигателей. То есть методика может включаться в математические расчетные модели двигателя.

Кроме того, данная методика позволяем настройку на основе дополнительных данных других двигателей. 20

Основные положения диссертации опубликованы в следующих работах

Данная диссертационная работа стоит в тесном контексте со следующими публикациями:

1. Ch.Greene, S.Clafín, C.Maeding, Non-Toxic Orbital Manoeuvring System Engine Development, AIAA-99-2742, 35th Joint Propulsion Conference, 20-24 June 1999, Los Angeles, CA

2. D.Haeseler, A.Götz, C.Maeding, Combustion Chambers and Engine Concepts Using Hydrocarbon Fuels for Future Launch Vehicles, IAF-01-S.3.06, 52nd International Astronautical Congress, 1-5 Oct. 2001, Toulouse, France

3. S.Soller, R.Wagner, J.Kretschmer, P.Martin, C.Maeding, Untersuchungen zur Verbrennung von Kerosin in Raketentriebwerken, DGLR , 2002, München

4. G.Vigier, A.Dufor, V.Peypoudat, H.Immich, C.Maeding, Pressure-Fed Stges for Low Cost Expendable Launchers, AIAA-2003-4816,39th AIAA Joint Propulsion Conference, 20-23 July 2003, Huntsville, Alabama

5. S.Soller, R.Wagner, H-P.Kau, P.Martin, C.Maeding, Charakterisierung von Einspritzelementen filr GOX-Kerosin in zukünftigen Raketentriebwerken, DGLR, 2003, München

6. C.Maeding, D.Preclik, D.Haeseler, Recent Investigations on Hydrocarbon Based Fuels for Future Propulsion Systems, EUCASS, European Conference for Aerospace Sciences, 4-7 July 2005, Moscow.

7. S.Soller, R.Wagner, H-P.Kau, P.Martin, C.Maeding, Characterisation of Main Chamber Injectors for GOX/Kerosene in a Single Element Rocket Combustor, AIAA, 2005-06-21

8. S.Soller, R.Wagner, C.Kirchberger, P.Martin, C.Maeding, Characterisation of Combustion and Heat Transfer using GOX/Kerosene in a SingleElement Rocket Combuster, AIAA, 2005-06-21.

9. Медйнг К. Методы предварительного определения объема камеры сгорания / Тезисы докладов Международной конференции «Рабочие процессы и технология двигателей». - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2005, с.282-285.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Печ.л.1,25. Усл.печ.л.1,16. Усл.кр.-отт.1,21. Уч.-изд.л.1,07. __Тираж 100. Заказ И 91. _

Типография Издательства Казанского государственного Технического университета 420111, Казань, К.Маркса, 10.

¿££6Я J2>J>9(>

р 1 3 8 9 б

V

«

1. ВВЕДЕНИЕ.

1.1 Актуальность.

1.2 Объект исследования.

1.3 Цель исследования.

1.4 Задачи исследования.

1.5 Методика исследования.

1.6 Научная ценность и новизна.

1.7 Положения, выносимые на защиту.

1.8 Практическая ценность исследования.

1.9 Реализация.

1.10 Структура работы.

1.11 Апробация.

1.12 Публикации.

1.13 Благодарность.

2 АНАЛИЗ СУЩЕСТВУЮЩИХ МЕТОДОВ И СПОСОБОВ.

2.1 Существующие методы определения объёма - литературный обзор методов.

2.2 Эмпирическая зависимость - приемлемая для водородных -кислородных двигателей.

2.3 Методы параметрического подобия.

2.4 Методы основаны на критериях Дамкеллера Dai и DAn.

2.5 Прочие смодифицированные методы.

2.6 Метод выбора характерной длины.

2.7 Метод задания времени пребывания.

2.8 Задание длины в виде калибров.

2.9 Давление как определяющий параметр.

2.10 Оптимизации на основе модельной или натурной камеры.

3 АНАЛИЗ ОСНОВНЫХ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИХ ЗАВИСИМОСТЕЙ И ЗАКОНОМЕРНОСТЕЙ.

3.1 овные положения по объёму к

3.2 Вывод основных теоретических зависимостей по определению объёма камеры.

3.3 База данных для анализа.

3.4 Анализ основных зависимостей на основе данных.

3.5 Основные положения по соотношению площадей для определения диаметра головки.

3.6 Вывод основной зависимости.

3.7 Рассуждение результатов.

3.8 Основные положения по расчету газо-жидкостных форсунок

3.9 Расчётная модель.

3.9.1 Теория газоструйных форсунок.

3.9.2 Идеальная центробежная форсунка.

3.9.3 Реальные условия в центробежных форсунках.

3.9.4 Внутреннее смешение.

3.10 Анализ результатов.

3.11 Обобщения методики.

4 СИНТЕЗ МЕТОДОВ РАСЧЁТНЫХ МОДЕЛЕЙ.

4.1 Разработка расчётной модели для определения параметров.

4.1.1 Содержательное описание.

4.1.2 Построение алгоритма.

4.1.3 Проверка методики на примерах.

4.2 Возможные применения.

Данная диссертация посвящена разработке новой методике по определению объёма и отношения площадей камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей. Также рассмотрен метод определения газо-жидкостных форсунок с учётом результатов отработки экспериментальных данных. В связи с этим надо указывать на то, что все материалы и данные использованые и опубликованые в этой работе, взяты из открыто-доступных источников и поэтому не подлежат грифом секретности. Данные методы представляют новый инженерный подход с учетом существующих систем для решения задачи по определению основных размеров камеры сгорания для стадии проектирования или анализа систем.

1.1 Актуальность

В камере сгорания ЖРД происходит комплекс взаимосвязанных физико-химических процессов, преобразования компонентов топлив в продукты сгорания. Известно, что параметры смесительной головки и камеры сгорания должны обеспечить выполнение ряда требований, техническая реализация которых в известной мере противоречива.

В двигателестроении особенно актуальным является проблема снижения стоимости разработки новых двигателей. При разработке нового двигателя большая часть расходов идет на разработку и доводку основных узлов двигателя, как турбонасоса с газогенератором (энергетическая головка) и камеры сгорания. Для снижения этих расходов используются опыт доводки, отработанных двигателей. Это позволяет существенно снизить расходы для разработки нового двигателя, но приводит к дополнительным ограничениям мощностных параметров. Однако при переходе на другие, в том числе перспективные топлива и другие системы возникает необходимость в разработке и доводке основного узла - камеры сгорания. Эта проблема может решаться либо за счёт проведения экспериментальных исследований, привязанные определенному типу форсунок, либо за счёт накопленного заводского опыта однотипных систем.

Одной из наиболее важных проблем при проектировании является строгая привязка существующих подходов к определённому типу топлива и двигательной системы.

Успешное решение проблем смесеобразования, охлаждения, обеспечения устойчивости и т.д. непосредственно связано с задачей определения объёма камеры, который в той или иной степени, предопределяет подход для решения проблемы в целом. Указанная проблема весьма актуальна, поскольку разработка методов ее решения позволяет существенно снижать стоимость разработки двигателей.

Решение этой задачи ведётся в нескольких направлениях, основными из которых являются: проведение специальных испытаний на уровне модельных и натуральных камер, обобщение однотипных экспериментальных данных для разработки эмпирических зависимостей, использование двух- и трехмерных расчетных моделей с учетом смесеобразования и химической реакции. Первое направление достаточно дорогостоящее, особенно в настоящее время, когда выделяются меньше и меньше средств на разработку новых двигательных систем. Поэтому зачастую проводят только испытания, используя модельные камеры. Однако до сих пор не существует единого, достоверного метода для пересчёта полученных результатов на натурную камеру из-за большого влияния различных факторов. Движение во втором направлении тоже основано на экспериментальных данных, которые носят очень ограниченный характер ввиду предпочтительного применения конструктивных решений. Реализация третьего направления ставит перед специалистами до сих пор частично неразрешимую задачу, ввиду того, что существует большое число влияющих факторов и граничных условий для решения задачи. К ним относятся спектр и размер каплей, образующиеся при впрыскивании, закон испарения, а также перемешивания и т.д. Эти проблемы опять решают на основе опытных данных, т.е. например, путём измерения спектра и размеров. А это показывает опять ограничение данного подхода, особенно в стадии разработки и проектирования, когда эти основные факторы ещё не изучены. Кроме того, все эти подходы и методы не позволяют перейти и решить задачи связанные с переходом на другой вид топлива, как например жидкий кислород и жидкий метан, как перспективная топливная пара, из-за отсутствия экспериментальной базы данных.

5 Заключение

В результате проведенной работы получены следующие результаты:

1. Перечислены основные методы по определению основного объёма камеры сгорания, основанные на различных эмпирических или экспериментальных подходах.

2. Проведён, помимо перечисления различных методов, анализ этих методов с учётом диапазона применяемости.

3. Показаны основные противоречия и ограничения существующих, различных методов по определению основных размеров камеры сгорания. Это в основном связано с рассмотрением только части влияющих параметров или ограничением на определённый вид топлива.

4. Установлена основа для вывода функциональных зависимостей, включая принятие, ряд упрощений, которые позволяют исключить ряд влияющих факторов, как смесеобразование, и расширить этим область применения всех видов двухкомпонентных систем.

5. Установка базы данных использована для анализа выведенных зависимостей по объёму камеры сгорания и степени сужения (соотношение площадей). Данная база включает в себя двигатели малой и большой тяги, а также двигательные системы открытых и закрытых схем, включая тоже двигатели, работающие без газогенератора. Кроме того, рассматриваются различные виды топлива для обобщения методики.

6. Проведён анализ основных параметров, влияющих на отношение площадей независимо от вида топлива. Кроме того, проведен вывод функциональных зависимостей параметров двух наиболее важных сечений, то есть критическое сечение и сечение вблизи головки.

7. Разработана общая методика для определения основных размеров, для двухкомпонентных форсунок, для углеводородных топлив, для двигателей по закрытой схеме. Данная Методика включает и обобщение экспериментальных данных, а также рекомендации по оределению отдельных узлов форсунки.

8. Разработана модель, включающая эмпирические зависимости по определению основных параметров камеры сгорания. Данная модель может быть использована для всех видов топлива.

9. На основе этих примеров проверена методика по расчёту основных определяющих параметров камеры сгорания, включая тоже частный случай рассмотрений углеводородного двигателя по закрытой схеме.

Таким образом, применение результатов диссертационной работы позволит:

- на стадии разработки или анализа камерных систем жидкостных ракетных двигателей определить влияющие параметры, независимо от топливной пары,

- снизить трудоёмкость при доводке новых жидкостных систем,

- произвести анализ влияющих узлов, как объём и систему смесеобразования на коэффициент полноты сгорания.

Данная методика может быть применена, поэтапно или использована как модуль в автоматических алгоритмах по оптимизации двигателей. То есть методика может включаться в математические расчётные модели двигателя. Кроме того, данная методика позволяет настройку на основе дополнительных данных других двигателей.

Соискатель Крис Мединг (Chris Maeding)

1. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин, Теория Ракетных Двигателей, Машиностроение, Москва, 4-е издание, 1989,

2. В.М. Кудрявцев, Основы Теории и Расчета Жидкостных Ракетных Двигателей, Издательство «Высшая Школа», Москва,, 4-е издание, 1993,

3. Г.Б. Синярев, М.В. Добровольский, Жидкостные Ракетные Двигатели, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 2-е издание, 1967,

4. А.В. Квасников, Теория Жидкостных Ракетных Двигателей, Государственное союзное издательство судостроительной промышленности, часть первая, Ленинград 1959,

5. М.В. Добровольский, Жидкостные Ракетные Двигатели, Машиностроение, Москва, 1968,

6. Г.Н. Абрамович, Прикладная Газовая Динамика, Издательство «Наука», Москва, 4-у издание, 1976,

7. А.Ф. Дрегалин, А.С. Черенков, Общие Методы Теории Высокотемпературных процессов в Тепловых Двигателях, «Янус-К», Москва, 1997,

8. М.С. Натанзон, Неустойчивость горения, Машиностроение, Москва, 1986,

9. В.Ф. Присняков. Динамика Жидкостных Ракетных Двигательных Установок, Машиностроение, Москва, 1983,

10. Проф. Г.Г. Гахун, Конструкция и Проектирование Жидкостных Ракетных Двигателей, Машиностроение, Москва, 1989,

11. В.В. Воробей, В.Е. Логинов, Технология Производства Жидкостных Ракетных Двигателей, Издательство МАИ, 2001,

12. Е. Н. Беляев, В.К. Чванов, В.В. Черваков, Математическое Моделирование Рабочего Процесса Жидкостных Ракетных Двигателей, Издательство МАИ, 1999,

13. А.А. Шевякова, Теория Автоматического Управления Ракетными Двигателями, Машиностроение, Москва, 1978,

14. Ракета 5Я23, Техническое Описание 5я23.0000.т0-0п,

15. В.Ф. Трофимоф, Осуществление Мечты, Машиностроение-Полет, Москва, 2001,

16. Т.М. Мелькумов, Н.И. Мелик-Пашаев, П.Г. Чистяков, А. Г. Шиуков, Ракетные Двигатели, Машиностроение, Москва, 1976,

17. Г.Г. Гахун, И.Г. Алексеев, Е.Л. Березанская, Э.Л. Гутовский, О.М. Хованский, Фтлас Конструкции ЖРД, часть I, МАИ, Кафедра 203, Москва 1969,

18. RU 2170 841 С1, смесительная головка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, ОАО РКК «Энергия» им. С.П. Королева, дата публикации: 20.07.2001,

19. Техническое описание крылатой ракеты П-У, ТО-П15У-002, Часть 1, Общие сведения и тактико-технические данные,

20. Б.М. Галицейский, Н.Н. Иноземцев, А.В. Пустачочанов, Теплозащита энерегетических устоновок летательных аппаратов, Военное издательство, Москва 1983,

21. И. Е. Идельчик, д.р техню наук, проф., Справочник по гидравлическим сопротивлениям, 3-е издание, переработанное и дополенное, Машиностроение, Москва 1992,

22. В. Chehroudi, D. Talley, W. Mayer, R. Branam, J.J. Smith, Understanding Injection Into High Pressure Supercritical Environments, Chattanooga USA, Fifth International Symposium on Liquid Space Propulsion, October 27-29,2003

23. N. Yatsuyangi, H. Gomi, H. Sakamoto, T. Narasaki, An Empirical Expression of the С Efficiency of L02/Hydrogen Rocket, AIAA-85-1387, 21th Propulsion Conference, Monterey California, 8-10 July 1985,

24. Prof. Dr.-Ing. Gunther Schmidt, Technik der Flussigkeits-Raketentriebwerke, DaimlerChrysler Aerospace, 1999,

25. DV-12/21 The Rocket 8K14 Part I, GVS-Nr. All 606, Ministiy of National Defence, German Democratic Republik, 1967,

26. George P. Sutton, Rocket Propulsion Elements An Introduction to the Engineering of Rockets, Sixth Edition, A Wiley-Interscience Publication, John Wiley Sons, Inc., 1992,

27. D. K. Huzel and D. H. Huang, Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines, Published by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington DC, 2002,

28. Carol E. Dexter, Mark F. Fisher, James R. Hulka, Konstantin P. Denisov, Alexander A. Shibanov and Anatoliy F Agarkov, Scaling Techniques for Designs Developments and Test,

29. Eric A. Hurlbert, Jing Liang Sun and Baojiong Zhang, Instability Phenomena in Earth Storable Bipropellant Racket Engines, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1994,

30. Vladimir Bazarov, Vigor Yang and Puneesh Puri, Design and Dynamics of Jet and Swirl Injectors, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2004,

31. RS-68 Booster Engine Design & Development, Rocketdyne Propulsion and Power, AIAA Professional Development Course 7/98,

32. C. Maeding, D. Preclik, D. Haeseler, Recent Investigations on Hydrocarbon Based Fuels for Future Propulsion Systems, EUCASS, European Conference for Aerospace Sciences, Moscow, 4-7 July 2005,

33. Ch. Greene, S. Clafm, C. Maeding, Non-Toxic Orbital Manoeuvring System Engine Development, AIAA-99-2742, 35th Joint Propulsion Conference, Los Angeles, CA, 20-24 June 1999,

34. D. Haeseler, A. Gotz, C. Maeding, Combustion Chambers and Engine Concepts Using Hydrocarbon Fuels for Future Launch Vehicles, IAF-01-S.3.06, 52nd International Astronautical Congress, Toulouse, France, 1-5 Oct. 2001,

35. The LE-7 Eingine Development & Upgrade for H2-A", MHI, AIAA Professional Development Course, 7/89,

36. S. Soller, R. Wagner, J. Kretschmer, P. Martin, C. Maeding, Untersuchungen zur Verbrennung von Kerosin in Raketentriebwerken, DGLR , Miinchen, 2002,

37. G. Vigier, A. Dufor, V. Peypoudat, H. Immich, C. Maeding, Pressure-Fed Stges for Low Cost Expendable Launchers, AIAA-2003-4816,39th AIAA Joint Propulsion Conference, Huntsville, Alabama, 20-23 July 2003,

38. The NK 33 Combustion Cycle Liquid Oxygen / Kerosene Engine, Gencorp Aerojet, AIAA Professional Development Course, 7/89

39. S. Soller, R. Wagner, H-P. Kau, P. Martin, C. Maeding, Charakterisierung von Einspritzelementen fur GOX-Kerosin in zukiinftigen Raketentriebwerken, DGLR, 2003, Miinchen,

40. C. Maeding, D. Preclik, D. Haeseler, Recent Investigations on Hydrocarbon Based Fuels for Future Propulsion Systems, EUCASS, European Conference for Aerospace Sciences, 4-7 July 2005, Moscow,

41. S. Soller, R. Wagner, H-P Kau, P. Martin, C. Maeding, Characterisation of Main Chamber Injectors for GOX/Kerosene in a Single Element Rocket Combustor, AIAA, 2005-06-21,

42. S. Soller, R. Wagner, C. Kirchberger, P. Martin, C. Maeding, Characterisation of Combustion and Heat Transfer using GOX/Kerosene in a Single-Element Rocket Combuster, AIAA, 2005-06-21,

43. J.P. Mitchell, J. W. Neal, Space Storable Regenerative Cooling Investigation, AIAA 69-509, 5th Propulsion Joint Specialist Conference, U.S. Air Force Academy, Colorado, 9-13 June 1969,

44. A.Seidel, G. Pulkert, D. Wolf, Development History of Small H2/02 and H2/F2-Engines for Advanced AOCS-, RVD- and OMS-Systems, AIAA 91-3389, 27th Joint Propulsion Conference, Sacramento, С A, 24-26 June 1991,

45. F. A. Boorady, D.A. Douglas, Solution of the High-Vacumm Hard-Start Problem of the IRFNA-UDMH Rocket for Gemini Agena, AIAA 67-259, AIAA Flight Test, Simulation and Support Conference, Cocoa Beach, Fla., 6-8 February 1967,

46. E. Gribben, R. Driscoll, M. Marvin, S. Wiley, L. Andersen, Design and Test Results on Agena 2000 Main Axial Engine, AIAA 98-3362, 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Cleveland, OH, 13-15 July 1998,

47. Dr. A. V. Andreyev, Dr. V. Chepkin, T. J. Fanciullo, Autovibration of Coax Injector Elements of 02/H2 Staged Combustion Liquid Rocket Engines, AIAA 952837, 31th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, San Diego, CA, 10-12 July 1995,

48. Dr. A. V. Andreyev, Dr. V. Chepkin, T. J. Fanciullo, Investigation of Oxygen/Hydrogen Combustion Stability in Staged Combustion Liquid Rocket

49. Engines, AIAA 94, 30th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Indianapolis, 28-30 July 1994,

50. L. D. Reber, Titan Liquid Engine Propulsion Past, Present and Future, AIAA 86-1631, AIAA/ASME/SAE/ASEE 22nd Joint Propulsion Conference, Huntsville, Alabama, 16-18 June 1986,

51. Dr. R. J. Hefner, Review of Combustion Stability Development with Storable Propellants, AIAA 65-614, AIAA Propulsion Joint Specialists Conference, Colorado Springs, Colorado, 14-18 June 1965,

52. D.M. Jassowski, R.W. Michel, L. Schoenman, Advanced Small Rocket Chambers lOOlbf Ir-Re-Flight-Type Thruster, Final, Report, Contract NAS 325646, NASA-Lewis Research Center, Cleveland, Ohio, February 1995,

53. H. Hopmann, Schubkraft fur die Raumfahrt, Entwicklung der Raketenantriebe in Deutschland, Springer Verlag, ISBN 3-927-697-22-2, 1999

54. H. Mielke, Raumflugtechnik, Transpress VEB Verlag fur Verkehrswesen, Berlin, LSV3877, 1974,

55. In H. Cho, Т. K. Jung, Y.S. Jung, O.S. Kwon, S.H. Oh, D.S. Lee, Development of Korea Sounding Rocket-III Propulsion Feeding System, AIAA 2003-4899, AIAA/ASME/SAE/ASEE 22nd Joint Propulsion and Exhibit, Huntsville, Alabama, 20-23 July 2003,

56. I.S. Jeung, Overview of Aerospace Propulsion Research, The Korean Society of Propulsion Engineers, Aerospace Propulsion and Combustion Laboratory Seoul National University,

57. Liquid Propellant Rocket Propulsion Systems, Folder, Rocketdyne Propulsion & Power, Pub.573-A-100 New 9/99,

58. A. Dadieu, R. Damm. E.W. Schmidt, Raketentreibstoffe, Springer-Verlag, Wien, 1968,

59. S. K. Elam, Test Report for NASA MSFC Support of the Linear Aerospike SR-71 Experiment (LASRE), Marshall Space Flight Center, Alabama, February 2000,

60. Y. S. Che, Development of KSR III Liquid Propulsion System; Korea Aerospace Research Institute, 5-th International Symposium on Liquid Space Propulsion, Chattanooga, October 28,2003,

61. W. E. Anderson, J.C. Sisco, M.R. Long, I.K. Sung; Subscale Test Methods for Combustion Devices, School of Aeronautics and Astronautics Purdue University, 5-th International Symposium on Liquid Space Propulsion, Chattanooga, 28-30 October, 2003,

62. A. Kumakawa, S. Moriya, M. Sato, Research Achievement on Long-Life Thrust Chamber at NAL/KRL, Space Propulsion Research Center, JAXA, Japan, 5-th International Symposium on Liquid Space Propulsion, Chattanooga, October 28,2003,

63. W. Peters, P. Rogers, T. Larences, D. Davis, Fastrac Nozzle Design, Performance and Development, AIAA 2000-3397, 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Huntsville, Alabama, 17-19 July 2000,

64. Richard Lenk, Physik Band 1 und 2, 2. Auflage, VEB F.A. Brockhaus Verlag Leipzig, Lizenz-Nr. 455/150/2/88, DDR 1989,

65. T. Mueller, G. Gordon TRW 40KLBf LOX/RP-1 Low Cost Pintle Engine Test Results, AIAA-2000-3863, 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Huntsville, Alabama, 16-19 July 2000,

66. D.M. Jassowski, R.W. Michel, L. Schoenman, Advanced Small Rocket Chambers 110 lbf Ir-Re Flight Type Thruster, Final Report, Nasa-Lewis Research Center, Cleveland; Ohio 44135, February 1995,

67. G.C. Cheng, R.R. Davis, C.W. Johnson, J.A. Muss, D. A. Greisen R.K. Cohn, Development of GOX/Kerosene Swirl-Coaxial Injector Technology, AIAA 2003-4751,39th JPC, 20-24 July 2003,

68. K.J. Miller, Experimental Study of Longitudinal Instabilities in a Single Element Rocket Combuster, M.S. Thesis, School of Aeronautics; Purdue University, West Lafayette, In. May 2005

69. P.A. Masters, E.S. Armstrong; H.G. Price, High-Pressure Chamber Tests for Liquid Oxygen/Kerosene Rocket Combustion, NASA Technical Paper 2862,1988

70. Orbital Transfer Rocket Engine Technology, GenCorp Aerojet, Final Report, NASA CR-187216; Lewis Research Center, June 1992

71. Modell 8533 Thrust Chamber Combustion Stability Evaluation, Report No 8533-910012, Bell-Aerosystems Company, December 1967

72. A.O. Tischler, J.C. Humphrey, Regenerative-cooling studies in 5000 Pound Thrust Liquid Oxygen JP4 Rocket Engine, NACA, Washington 1956

73. R.P. Pauckert, Space Shuttle ОМЕ Demonstration Thrust Chamber Design Report, NASA-CR-141673, Rocketdyne Division, Canoga Park, California

74. RI/RD 95-183 Rocket Engine Combustion Devices, Final Report, Rockwell International Rocketdyne Division Contract No Nas8-39567

75. Diverse Unterlagen der Raketentechnik Lehrsammlung der TU-Dresden,

76. Patent ЕР 1 022 455 A3, Liquid-propellant rocket engine chamber and ist casing, Energomash, Priority 21.01.1999 RU 99101161 (deutsches Patentamt)