автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Структурный синтез пульсирующего детонационного реактивного двигателя

604615510 На правах рукописи

Фролов Владимир Николаевич

СТРУКТУРНЫЙ СИНТЕЗ ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ДЕТОНАЦИОННОГО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Специальность: 05.07.05 «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

-2Ш 2010

Москва-2010

004615510

Работа выполнена в Московском авиационном институте (государственном техническом университете).

Научный руководитель доктор технических наук, профессор

Гаранин Игорь Васильевич

Официальные оппоненты: - доктор технических наук, профессор

Козлов Александр Александрович

- кандидат технических наук Васильев Дмитрий Вячеславович

Ведущая организация: ОАО «КБ Электроприбор»

Защита состоится » ¿^алсо^Д^Ьч 2010 г. в часов на

заседании диссертационного совета Д212.125.08 при Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, г. Москва, А-80, ГПС-З, Волоколамское шоссе, 4.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института (государственного технического университета).

Автореферат разослан « ^ » 2010 г.

Ученый секретарь диссертационного

совета Д212.125.08, профессор, д.т.н. фви^* =» зуев ю. В.

Общая характеристика работы

Актуальность. Современные авиационные двигатели, использующие сжигание топлива при постоянном давлении, практически достигли максимально возможного термодинамического совершенства. Одна из возможностей улучшения их характеристик может быть связана с использованием детонационного сжигания топлива.

Как известно, детонация практически мгновенный процесс с выделением тепловой энергии на длине соизмеримой с длиной свободного пробега молекул и сопровождающийся возникновением ударной волны. Такой процесс близок к адиабатному, протекающему без теплообмена с внешней средой при постоянном объеме. Анализ рабочего процесса показывает, что детонационное сжигание топлива термодинамически более выгодно, даже по сравнению с изохорическим. Использование детонационного сжигания топлива позволит, во-первых, упростить конструкцию двигателя путем либо исключения, либо существенного упрощения системы подачи топлива и, во-вторых, увеличение термодинамического КПД цикла для пульсирующих детонационных двигателей (ПДД) позволяет надеяться на получение более высокой топливной экономичности.

Хотя идея использования детонационного горения в двигателях и стационарных установках была высказана давно, систематических исследований по этой проблеме долгое время не проводилось. Выполненные, в основном в США в середине прошлого века, исследования показали, что для получения приемлемых"тяговых характеристик необходимо сжигать топливо с частотой генерации детонационных волн не менее 100 гц.

В настоящее время в авиации самым перспективным направлением использования ПДД считается форсирование тяги двигателя. В одном из вариантов предлагается заменить существующие форсажные камеры в турбореактивных авиационных двигателях на трубчато-кольцевые камеры ПДД. Учитывая потенциально более высокую топливную экономичность ПДД по сравнению с традиционной форсажной камерой, их использование должно позволить существенно расширить маневренные показатели и увеличить дальность полета ЛА. Кроме того, рассматриваются возможности использования ПДД в качестве основного двигателя или в составе комбинированной силовой установки. В ракетной технике основное внимание уделяют изучению возможности замены дорогостоящих малогабаритных газотурбинных двигателей на воздушно-реактивные ПДД.

Однако практически во всех работах анализ характеристик ПДД рассматривается применительно к одиночному циклу, тогда как приемлемые удельные тяговые характеристики и полный КПД для различных движительных систем с ПДД достигается только при высокой частоте пульсаций.

Объектом исследования данной диссертации являются схема пульсирующего детонационного двигателя и анализ его составных частей.

Целью диссертационного исследования является решение задачи структурного синтеза в части выбора состава основных подсистем и элементов, а

также оценка их эффективности и определение основных закономерностей изменения эффективности ПДЦ различных схем на основе расчетно-экспериментального исследования.

Достижение поставленной в работе цели обеспечивается решением следующих основных задач:

1. Создан экспериментальный стенд для исследования инициирования детонационной волны и режимов работы камеры сгорания.

2. Предложен и экспериментально подтвержден способ инициирования детонационной волны, обеспечивающий высокую частоту работы двигателя;

3. На основе экспериментальных данных разработана математическая модель ПДЦ для анализа эффективности различных схем движителей в составе двигателя.

Методами решения задач являются численные методы для решения задач газовой динамики и методы системного анализа. Экспериментальное изучение объекта исследования обеспечивается модельным экспериментом. На защиту выносятся:

1. Модельный стенд для исследования газодинамического способа инициирования и режимов работы для различных топливных пар;

2. Газодинамический способ инициирования детонационной волны в камере сгорания ПДЦ;

3. Организация автоколебательного режима работы камеры сгорания с использованием газодинамического способа инициирования;

4. Инженерная методика расчета характеристик ПДД для задач формирования облика двигателя;

5. Результаты математического моделирования с использованием различных движительных систем.

Научная новизна. Разработан способ устойчивого инициирования детонационной волны и способ поддержания автоколебательного режима работы камеры сгорания ПДД. На модельном стенде экспериментально подтверяадена его работоспособность на высоких частотах в режиме автоколебаний. Разработана методика расчета тяги ПДЦ для задач формирования облика двигателя.

Практическое значение. Разработана методика оценки основных характеристик ПДЦ на этапе проектирования для выбора геометрии камеры сгорания и оценки влияния движителей на характеристики ПДД.

Достоверность полученных результатов подтверждается экспериментальными исследованиями по инициированию детонационной волны, соответствием измеренной скорости детонационной волны оптическими датчиками и пьезоэлектрическими датчиками, значениям скоростей, полученных с помощью представленной методики расчета.

Апробация работы. Основные результаты исследований докладывались и обсуждались на двенадцатой международной научно-технической конференции -«МЭИ» г. Москва 2006, на конкурсе научно-технических работ и проектов «Молодежь и будущее авиации и космонавтики» г. Москва 2009, на заседаниях кафедры конструкции двигателей летательных аппаратов МАИ. 4

Публикации. Основные результаты работы опубликованы в статьях [1,2] журналов, входящих в рекомендованный ВАКом Минобрнауки России перечень изданий, в сборниках тезисов докладов [3,4]. Выпущено два отчета о НИР.

Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, трех глав, заключения, списка литературы из 51 наименования. Текст работы изложен на 130 машинописных страницах, включает в себя 50 рисунков и 3 таблицы.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении обоснована актуальность темы, сформулированы цель и задачи исследования, отмечена научная новизна полученных результатов, приведены основные положения диссертационной работы, выносимые на защиту.

В первой главе диссертационной работы проведен обзор литературы по ПДД, приведено сравнение термодинамических циклов, получивших наибольшее распространение в авиации и ракетно-космической технике, рассмотрены наиболее распространенные схемы ПДД, их особенности и проблемы. Большая часть работ, найденных в открытой литературе, посвящена исследованию инициированию и распространению детонационной волны, получению высоких значений КПД для одиночного цикла. При этом показано, что для функционирования схемы ПДД в качестве двигателя необходимо обеспечить приемлемые удельные тяговые характеристики, что возможно только при работе схемы ПДД с высокой частотой пульсаций. Исходя из этого, были сформулированы основные задачи данной работы по обеспечению инициирования детонационной волны с высокой частотой, в частности в режиме автоколебаний, и анализ характеристик различных движителей для высокочастотной камеры сгорания.

Во второй главе подробно рассмотрены два принципа инициирования детонационной волны в камере ПДД и конструкция исследовательских стендов. Описаны эксперименты и их анализ по инициированию детонационной волны с заданной частотой и в режиме автоколебаний в модельной камере сгорания, выявлены особенности, возникшие при испытаниях.

В рамках экспериментальной части данного исследования были решены следующие задачи:

• получения детонационной волны и оценка параметров ее распространения для последующей проверки их соответствия параметрам самоподдерживающейся детонационной волны;

• инициирования детонационной волны в камере сгорания с использованием распространенных топливных смесей: спирт-воздух и керосин-воздух;

• организации работы камеры сгорания с высокой частотой пульсаций;

• определения режимов работы камеры сгорания: режим автоколебаний и режим с инициированием детонационной волны с заданной частотой.

Для проведения модельных испытаний была выбрана опробованная во многих работах классическая схема ПДД, в которой камера сгорания представляет собой канал, закрытый с одной стороны тяговой стенкой и

открытый с другой. Принципиальная схема установки с электроискровым инициированием детонационной волны приведена на рисунке 1.

Рисунок 1. Принципиальная схема установки электроискровым инициированием.

В качестве основного рабочего тела для исследования детонационных процессов использовалась воздушно-керосиновая смесь. Выбор керосина в качестве горючего обусловлен широким распространением его в авиационной и ракетной промышленности, высокими энергетическими и эксплуатационными характеристиками.

Для воспламенения смеси была применена непрямая система зажигания. В качестве топливной пары в камерах предварительного воспламенения использовалась бензо-воздушная смесь, так как для надежного воспламенения топливной смеси керосин-воздух требуется более мощный источник зажигания. Воспламенение паров бензина инициируется в трех камерах предварительного воспламенения свечой зажигания. Горящие газы истекают в рабочую часть, воспламеняя керосино-воздушную смесь в камере сгорания.

На основе проведенных экспериментов с использованием электроискрового способа инициирования посредством измерения скорости распространения фронта пламени (скорость распространения фронта пламени превышала местную скорость звука) было подтверждено существование детонационной волны в камере сгорания. Однако, на данной экспериментальной установке не удалось получить устойчивый переход дефлаграционного горения в детонационное в гладкой трубе. В камере сгорания не использовались турбулизаторы потока и препятствия (например, спираль Щелкина), которые наряду с сокращением предцетонационного расстояния и способствованию перехода горения в детонацию увеличивают гидравлическое сопротивление и осложняют циклическое заполнение камеры свежей топливной смесью.

Проведенная работа позволила выработать требования к конструкции элементов и установки в целом и определить режимы их совместной работы. Полученный опыт был применен для реализации высокочастотного инициирования детонационной волны в камере сгораний в режиме автоколебаний.

Принцип газодинамического инициирования топливной смеси интересен, прежде всего, тем, что позволяет организовать работу камеры сгорания в режиме автоколебаний. Данный режим обеспечивает высокую частоту пульсаций в камере. Наряду с этим газодинамическое инициирование ДВ обладает следующими преимуществами по сравнению с электроискровым способом инициирования.

Рассмотренная схема с электроискровым воспламенением имеет подвижные части и предусматривает наличие электрических частей, что снижает ее надежность и не гарантирует воспламенение смеси. В данной схеме с электроискровым воспламенением инициируется дефлаграционное горение, которое с некоторой задержкой переходит в детонацию, что уменьшает КПД двигателя, так как часть топлива сгорает не в детонационной волне и, следовательно, при более низком давлении. Переход горения в детонацию приводит к увеличению необходимой длины камеры сгорания (уменьшению частоты пульсаций). Выбор топлив сильно ограничен их способностью воспламеняться от электрического разряда, поэтому для инициирования многих топливных пар необходимы пусковые компоненты и система их подачи.

В рамках проведенной работы решена задача получения надежного инициирования широкой номенклатуры топливных композиций и получения большой частоты инициирования. Для решения данной задачи в качестве системы инициирования детонационной волны применено устройство, в основу которого взят принцип газодинамического воспламенения, разработанный в МАИ для воспламенения компонентов при запуске двигателя ЖРД, использующего различные топливные пары. Данный тип газодинамической форкамеры, основанный на эффекте Гартмана, был впервые успешно опробован для инициирования детонационной волны. Газодинамический воспламенитель выделяется следующими основными преимуществами: надежностью и возможностью многократных запусков. Воспламенитель (Рисунок 2) действует следующим образом: В воспламенительную камеру (1) через сопло неполного расширения (4) вдувается окислитель. Напротив сопла расположен резонатор (5), в котором в результате торможения возникают ударные волны. При этом температура окислителя значительно возрастает. При подаче в камеру(1) второго компонента он попадает в зону нагрева, при этом происходит воспламенение смеси. Воспламенение смеси в полости резонатора происходит исключительно вследствие её нагрева. Благодаря этому газодинамический воспламенитель способен производить факел пламени при любом соотношении компонентов, если это соотношение лежит внутри границ воспламенения, где топливные смеси способны поддерживать устойчивое пламя.

Вследствие большой тепловой мощности воспламенителя, а также того факта, что в форкамере возникают ударные волны, отраженные от дна резонатора, данный способ воспламенения оказался весьма эффективным для инициирования детонационных процессов в основной трубе.

Задача исследования инициирования детонационной волны с помощью газодинамического принципа воспламенения состояла в том, чтобы проверить возможность инициирования, исследовать режимы воспламенения, а также

проверить возможность работы в режиме автоколебаний. Принципиальная схема экспериментального стенда представлена на рисунке 3.

| кислород

1- Воспламенительная камера; 2- Форсунка; 3- Штуцер для выпуска пламени; 4- Сопло; 5- Резонатор; 6- Камера сгорания.

Рисунок 2. Схема газодинамического инициирования

Для реализации газодинамического принципа воспламенения была выбрана следующая схема. Газодинамический воспламенитель присоединен к торцу камеры сгорания экспериментальной установки. В камеру сгорания подается двухфазная топливная смесь из смесительного устройства. Система подачи воздуха состоит из компрессора, подводящей магистрали и сопла смесительного устройства. Компрессор обеспечивает давление подачи воздуха 7-8 атм. Сопло смесительного устройства имеет два назначения: во-первых, разгоняя воздух до скорости звука, что обеспечивает дополнительное дробление капель из форсунки, и, во-вторых, является дросселем, обеспечивающим при заданном давлении в ресивере компрессора необходимый расход воздуха.

Рисунок 3. Принципиальная схема установки с газодинамическим инициированием детонационной волны.

Система подачи кислорода состоит из баллонов, магистрали высокого давления, крана высокого давления, редуктора кислородного и магистрали среднего давления, которая подает окислитель к воспламенителю. Для хранения кислорода использованы стандартные кислородные баллоны, применяемые в промышленности. Для снижения давления и поддержания его заданных значений использован редуктор кислородный рамповый двухступенчатый РКЗ-500. Редуктор имеет входное давление до 200 атм. и позволяет поддерживать выходное давление кислорода в диапазоне от 0 до 20 атм, обеспечивая максимальный расход кислорода 500г/с.

Система подачи топлива состоит из двух веток. Первая ветка подает топливо в воспламенитель. Здесь применена вытеснительная подача. Под действием вытесняющего воздуха топливо через электромагнитный клапан поступает в воспламенитель. Вторая ветка подает топливо в камеру сгорания. Топливный электрический насос поддерживает рабочее давление для электромагнитной форсунки. Форсунка выполняет одновременно функции клапана, дозатора и распылителя. Для управления коэффициентом избытка окислителя в камере сгорания в системе предусмотрена подача не постоянного управляющего сигнала, а рассчитанного переменного с определенной частотой и скважностью, что позволяет изменять расход горючего в достаточно широких пределах.

Для обеспечения надежного инициирования детонационной волны и дальнейшего ее распространения по камере сгорания необходимо получение двухфазной топливной смеси с размером капли не более 20 мкм, желательно менее 10 мкм. Так как применяемая форсунка выдает капли среднемассовым размером от 50 до 80 мкм, то для уменьшения размеров капель в смесителе было организовано дополнительное дробление капель путем впрыска струи, образуемой форсункой, в сносящий высокоскоростной поток воздуха. Определение параметров распыливания в смесительном устройстве было проведено как расчетным путем, так и с использованием аппарата МИД-5. Измерения производились оптическим методом анализа дифракции пропущенного через среду света. Аппаратно-программный комплекс МИД-5 позволил получить информацию о средних размерах капель и спектрах распыливания.

Результаты измерений дисперсности распыливания форсунки показывают, что наряду с большим количеством мелких (1—5 мкм) капель в спектре присутствуют капли размером 30 - 80 мкм. И хотя по количеству 90% капель имеют размер 3-4 мкм, но основная масса топлива приходится на размеры капель 50 - 80 мкм. Проведенные испытания системы подачи топлива с устройством дополнительного дробления капель воздухом показали, что после дробления капель высокоскоростным сносящим потоком воздуха, количество капель, размер которых превышает 8 мкм, пренебрежимо мало, таким образом, дисперсный состав смеси можно признать удовлетворительным (Рисунок 4). Это подтверждает целесообразность использования данного устройства дополнительного дробления и правильность выбора его параметров.

Диаметр капель и распределение концентраций капель различных размеров, показали, что экспериментальные данные, полученные в результате испытания устройства дополнительного дробления капель, с достаточной степенью точности совпадают с расчетными значениями, что подтверждает правильность выбора методики расчета.

Счетная концентрация капель различных размеров

1 0[мкм]

с д 100 5 1

X К 2 1 «п

Ф 5 .. 1

£ 4 1

0 1 1 1

0,5-1,0 1,0-2,2 2,2 ■ 3,0 о ч о « 4,0-6,1 6,1 - 8,0 8,0-12,2 12,2-17,2 17,2-24,3 24,3-34,4 34,4-48,8 48,8-69,8 69,8 - 97,3 97,3 -137,6 137,6-300,0

Рисунок 4. Спектр распыливания после дополнительного дробления капель

Система измерений состоит из датчиков давления и оптических датчиков. Схема расположение фотодиодов приведена на рисунке 5. Оптические датчики предназначены для фиксации скорости прохода фронта пламени по длине трубы. Дальнейшая обработка и визуализация сигналов, записанных с разных фотодатчиков, позволяет зафиксировать время, которое фронт пламени преодолевает расстояние от одного датчика до другого. Зная это время и расстояние между гнездами датчиков можно вычислить среднеинтегральную скорость фронта пламени на данном участке рабочей части.

Для измерения давления использованы датчики давления типа 014МТ пьезоэлектрического типа. Датчики расположены по длине трубы через каждые 200 мм. Один из датчиков находится в камере воспламенителя. Датчики давления фиксируют проход ударной волны по длине трубы, поэтому позволяют подтвердить информацию о скорости прохода волны.

Датч* Датчк Датч/к Датчик Дат** Датчк

ддалежяб давлЕа*1и5 давления 4 давления 3 давления 2 давления 1

__гш___гла___гш___гш-—ш

Фотодатч'к 4 Фотодатч'К 3 Фотодатч™ 2 Фотодатм^к 1

Рисунок 5. Схема расположение датчиков в камере сгорания.

При проведении экспериментов была использована система регистрации данных National Instruments. Система состоит из промышленного компьютера PXI-1002 и аналого-цифрового преобразователя производства фирмы National Instruments модели N1 PXI-4472. Аналого-цифровые преобразователи позволяют фиксировать показания датчиков по разным каналам. Преобразователь PXI - 4472 позволяет вести параллельную запись 8 каналам с частотой дискретизации отдельного канала до 100 КГц. Для управления сбором данных, сохранения результатов и визуализации полученных результатов используется программный комплекс LabView. Пример данных по показаниям соседних датчиков, визуализированных программным комплексом, показан на рисунке 6.

-О, Ч-------------■—1.5

17,500« 17,5006 17,5500 17,5810 17,55« 17,50!« 17,50« 17,ИЛ 17,5027 17,5022 17,502» 17,5026 17,5020 17,5030 _

............,....., ......... Г^Л

шГо ода" йГ~ +М»-| <£> Ч-ЛЛ I

Рисунок 6. Показания оптических датчиков на одном из тестовых запусков.

На основе данных запусков без подачи топлива через огневое днище видно, что в рабочей части трубы происходит истечение газа из воспламенителя. При этом скорость газа меньше скорости звука и постепенно уменьшается.

При первых запусках с заполнением камеры сгорания производится подача в рабочую камеру смеси спирта и воздуха. При этом параметры форсунки и смесительного устройства таковы, что в камеру может подаваться спирто-воздушная смесь только с завышенным коэффициентом избытка окислителя, что существенно снижает энерговыделение в трубе. Избыток окислителя связан с тем, что и форсунка и проходное сечение смесителя рассчитаны на подачу керосина. Когда же в смеситель подается спирт (которому нужно намного меньше воздуха, чем керосину), то при работе смесителя на расчетном режиме расход воздуха будет значительно больше, чем необходимо для стехиометрического соотношения компонентов. Уменьшение же подачи воздуха вызовет снижение скорости воздуха в смесителе и, как следствие, ухудшит дробление капель в смесителе. Это

приведет к выпадению капель на стенку подводящего канала. Даже если капли и попадут в камеру сгорания, размер их будет много больше необходимого.

В некоторых запусках скорость фронта волны увеличивается от 500 - 600 до 1100 м/с. (Рисунок 7). Учитывая, что коэффициент избытка окислителя находится в пределах 3 — 5, то температура горения составляет от 2000К до 2400К. Скорость звука в продуктах сгорания при такой температуре находится в пределах от 900 до 1000м/с. В эксперименте распространение фронта ударной волны происходит в спирто-воздушной среде, находящейся при нормальных условиях, с добавкой подогретого в резонаторе кислорода. Таким образом, можно сделать вывод, что скорость движения волны сверхзвуковая.

Автоколебания со временем могут самопроизвольно прекращаться. Причина таких перебоев пока не ясна. Предположительно это является результатом несогласованности режимов опорожнения и заполнения трубы, а также осаждением капель в камере сгорания. Максимальная частота пульсаций горения в камере составила 62 Гц.

Рисунок 7. Скорость прохождения детонационной волны по тракту с подачей в камеру сгорания смеси воздух-спирт

Следующие запуски проводились при подаче в камеру сгорания смеси керосин-воздух. Главным отличием этих режимов от запусков на спирте является значительно более высокое энерговыделение в трубе за счет более высокой энергетики данной топливной пары и вследствие того, что коэффициент избытка окислителя смеси, приготовленной в смесителе для этой топливной пары был, близок к единице. Режимы, на которых производились запуски, были аналогичны режимам на спирте. При давлении впрыска 2,5атм. система выходила на режим автоколебаний. Картина автоколебаний была аналогична запускам на смеси спирт-воздух, однако частота колебаний была выше.

Анализ данных запусков позволяет сделать следующие выводы:

• Во всех запусках имеет место самоподдерживающийся процесс. Это вывод делается на том основании, что во всех случаях скорость прохождения фронта пламени либо возрастает, либо остается постоянной по длине камеры;

• Скорость прохождения фронта пламени составляет в разных запусках от 1000 до 2000 м/с. (Рисунок 8);

• При уменьшении давления подачи спирта в воспламенитель скорость распространения волны снижается;

• При давлении впрыска менее 2,5 атм. система выходит на режим автоколебаний. При этом частота пульсаций значительно выше, чем это было при запусках с подачей в камеру сгорания смеси воздух-спирт;

• Также как и при подаче смеси спирт-воздух, при подаче смеси керосин-воздух на режиме автоколебаний интенсивность проходящей волны значительно ниже, чем при одиночном запуске;

• Аналогично запускам на спирте, автоколебания со временем могут самопроизвольно прекращаться;

• Максимальная частота пульсаций горения в камере составляла 108 Гц.

Рисунок 8. Скорость прохождения ударной волны по тракту с подачей в камеру сгорания смеси воздух-керосин

Дальнейшее исследование было решено провести с помощью математического моделирования, так как натурная отработка решений по выбору узлов и элементов ПДЦ весьма затратна по ресурсам и времени.

В третьей главе представлена инженерная методика расчета характеристик ПДД, с помощью которой проведен анализ эффективности движительных систем при различных внешних условиях. Рассмотрено применение детонационных камер в качестве альтернативы форсажной камере ТРДДФ с форсированием только по наружному контуру.

Для решения задачи анализа схемных решений ПДД необходима разработка методов оценки интегральных характеристик схем двигателя, что приводит к задаче моделирования происходящих в двигателе процессов. Непосредственное моделирование детонационного горения топлива представляет собой сложную задачу, поэтому для проведения инженерных расчетов по оценке характеристик детонационного двигателя целесообразно использование упрощенной математической модели, основанной на одномерной теории детонационных волн.

При разработке упрощенной математической модели процессы, происходящие в камере сгорания, были разделены на следующие три составляющие: распространение детонационной волны в камере сгорания, истечение продуктов сгорания из камеры сгорания и заполнение камеры новой порцией топливной смеси. При решении задачи формирования облика двигателя предложен следующий алгоритм. На первом этапе рассчитывается процесс

распространения детонационной волны в камере сгорания с момента ее инициирования в некоторый нулевой момент времени до прихода ее в некоторое конечное сечение камеры сгорания. Результаты расчета параметров, полученные на первом этапе расчета, являются исходными для последующего второго этапа. На втором этапе рассчитывается нестационарный процесс истечения продуктов сгорания из камеры сгорания с помощью одной из известных программ газодинамического расчета, позволяющей моделировать течение с ударными волнами. Расчет истечения продуктов сгорания из камеры проводится до момента времени, соответствующего началу заполнения камеры сгорания новой рабочей смесью. На третьем этапе производится расчет нестационарного процесса заполнения камеры сгорания следующей порцией топливной смеси на основе все той же программы газодинамического расчета.

При создании математической модели для расчета распространения детонационной волны считалось, что в камере сгорания детонация соответствует идеальной детонации Чепмена-Жуге, начальные значения температуры и давления топливной смеси одинаковы для каждого цикла и постоянны во всем объеме камеры сгорания. Также считалось, что изменением давления по длине камеры сгорания на некотором удалении от фронта детонационной волны можно пренебречь. Для расчета параметров детонационной волны использовалась одномерная модель детонации, так как эта модель обладает следующими преимуществами:

• позволяет с достаточной точностью для инженерного расчета определить параметры детонационной волны.;

• структура волны, которую можно получить при помощи более сложных моделей, в данном случае не имеет существенного значения, так как основные параметры детонационной волны, такие как скорость фронта, давление во фронте, температура, с большой точностью совпадают с параметрами, полученными с помощью классической одномерной теории;

• затраты на создание модели и на вычислительные ресурсы, а также количество времени, необходимое на получение результатов по моделям, использующим кинетику химических реакций, несоизмеримы с уточнением результатов расчета.

Собственно расчет параметров распространения детонационной волны сводится к решению следующей системы уравнений:

т 2'Гг-ЧКр

2 (г2+1)-С„2

9

с = 4Ш

и = й-с Р -V = ЯТ

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

где: Т - температура, у - показатель адиабаты, С„ - удельная теплоемкость при постоянном объеме, qla¡l - удельная теплота сгорания топлива, D - скорость детонационной волны, с - местная скорость звука, R - газовая постоянная, U -скорость продуктов сгорания за детонационной волной, Р - давление, V - объем, т — масса, индекс 2 соответствует параметрам продуктов сгорания, индекс 1 -параметрам исходной топливной смеси.

Для расчета использовались упрощенные выражения для сильных детонационных волн, когда выделяющаяся теплота реакции велика по сравнению с внутренней тепловой энергией исходного газа, то есть q»cv¡ Г,. Тяга камеры сгорания на первом этапе расчета находится как равнодействующая сил давления продуктов сгорания, действующих на внутренние поверхности камеры.

Расчет истечения продуктов сгорания и последующего заполнения камеры сгорания новой порцией топливной смеси проводился с использованием метода конечных элементов. В данной работе в качестве решателя использовалась программа газодинамического расчета «Cobra», использующая конечноразностную схему С. К. Годунова. В качестве системы уравнений для данных расчетов использовалась система уравнений Эйлера:

ди ди ди ди „ 1 др

— + и— + v—+w— = Л---—,

dt дх ду dz р дх

dv dv dv dv ,. 1 др

--vu--i-v--vw— = Y---—, (c\

dt дх dy dz pdy W

dw dw dw dw „ 1 др

— + u— + v— + w—- = Z---

dt дх dy dz p dz

и уравнение неразрывности в переменных Эйлера: Ф t д(ри) | djpv) | d(pw) = 0

dt dx dy dz (j^

где p — давление, p - плотность, u, v, w проекции скоростей жидкости, X, У, Z - проекции действующей объёмной силы.

Для ее адаптации к проведению необходимых расчетов был применен язык программирования «Питон», с помощью которого задавалось распределение параметров в начальном поле. В качестве начального поля параметров продуктов сгорания для расчета задавалось распределение параметров, полученное на предыдущем этапе расчета распространения детонационной волны. Выходными параметрами расчета здесь являются поля распределений температуры, давления и скорости по времени, а также изменение тяги по времени.

На третьем этапе расчета для моделирования процесса заполнения камеры сгорания порцией рабочей смеси в качестве начального использовалось поле газодинамических параметров, которое было получено при расчете процесса истечения продуктов сгорания из камеры. Данный расчетный этап позволяет рассчитать время, необходимое для заполнения камеры сгорания топливной смесью при заданном давлении подачи, и оценить влияние этого процесса на тягу

камеры сгорания, а также продолжительность одного цикла, а, следовательно, и возможную максимальную частоту пульсаций данной камеры сгорания.

После расчета заполнения камеры сгорания для увеличения точности расчета тяги можно повторить расчет для еще нескольких циклов, уточняя начальное поле параметров продуктов сгорания в камере перед расчетом истечения, и тем самым, уточняя начальное поле параметров газа вне камеры сгорания. Оценка средней тяги для камеры сгорания пульсирующего детонационного двигателя проводилась с помощью нахождения площади под кривой зависимости тяги от времени, отнесенной к длительности цикла, и находилась по следующему выражению:

\PrS.-dtVt, (8)

>

где Р, - распределение давления для / этапа, - площадь, на которую действует давление, / - время, - длительность цикла. Кроме трех составляющих тяги для расчетных этапов в выражении необходимо учесть произведение тяги на время от действия внешних сил давления на камеру сгорания за весь цикл.

Для проверки адекватности представленной одномерной модели, была рассчитана камера сгорания экспериментальной установки с установленными датчиками определения скорости распространения фронта пламени, описанной во второй главе. Скорость распространения детонационной волны, полученная в расчете, отличается от измеренной в эксперименте с помощью оптических и пьезоэлектрических датчиков на величину погрешности ее определения в эксперименте.

По представленной выше методике было проведено сравнение осредненной за цикл тяги камеры сгорания для разных вариантов конструкций: с соплом разной степени расширения, с эжектором, с вариантом устройства с присоединенной массой. Также рассматривалось влияние внешних условий: давления окружающей среды и скорости полета. Для сравнения эффективности вариантов конструкций камеры сгорания во всех расчетах использовались одинаковые геометрические размеры камеры, топливо, частота пульсаций, начальные параметры топливной смеси. Эффективность элементов конструкции в рассчитываемом варианте сравнивалась по приросту тяги по отношению к базовому варианту расчета.

За базовый вариант расчета принимался расчет работы камеры сгорания, из которой истечение происходит в атмосферу при нормальных условиях и скорости полета равной 800 км/ч. Скорость полета выбрана околозвуковой, так как работа клапанной схемы при скоростях существенно выше скорости звука сопряжена с большими потерями. Камера сгорания представляет собой трубу длиной 1 м. и внутренним диаметром 0,025 м. Расчет проводился для топливной смеси керосин-воздух со стехиометрическим отношением компонентов, начальным давлением топливной смеси Р = 101325 Па и начальной температурой Т = 288,15 К. На рисунке 9 представлено поле числа Маха и поле статического давления на выходе

из камеры сгорания в момент времени равный 0,0015 с после прохождения детонационной волной выходного сечения камеры. Из рисунка видно, что на выходе из камеры сгорания реализуется классические образования в форме «бочек». На рисунке 10 представлен график изменения тяги камеры сгорания по времени с момента времени, соответствующего инициированию детонационной волны в камере сгорания до момента времени, соответствующего началу процесса

Рисунок 9. Поле числа Маха на выходе из камеры сгорания в момент времени

равный 0.00150079 с.

Изменение таги по времени

450

400

350

300

,.250 ( *200

(50 10050 0 -

0 0.0005 0.001 0.0015 0,002 0.0025 0.003 0.0035 0.004

Рисунок 10. График изменения тяги камеры сгорания по времени

Так как для получения приемлемых значений осредненной тяги необходима высокая частота пульсаций, в расчетах частота пульсации камеры сгорания принималась равной максимальной частоте полученной в экспериментальной части.

Основные результаты расчетов конструкций сведены в таблицу 1. Увеличение тяги для расчета камеры сгорания с расширяющимся соплом, помеченным звездочкой, производилось по сравнению к базовому варианту с начальным давлением равным 30 атм.

Таблица 1. Сравнение величины тяги для различных вариантов конструкций.____

Варианты конструкций степень расширения сопла скорость внешнего потока, м/с относительное увеличение тяги (к базовому варианту), %

Камера сгорания 1 222 -

Камера сгорания с соплом 1.15 222 1

Камера сгорания с соплом, рк0 = 30 атм.* 6.5 222 24

Камера сгорания с соплом в вакууме 16 222 70

Камера сгорания с использованием присоединенной массы 1.3 0 39

1.3 222 16

На основе проведенных расчетов можно выявить следующие

закономерности исследуемых процессов:

• Увеличение тяги двигателя возможно за счет увеличения частоты пульсаций, которое приводит к увеличению удельного расхода топлива (снижение эффективности зависит от схемы и условий работы, например, для работы двигателя с соплом в вакууме снижения не происходит);

• Увеличение тяги двигателя возможно путем при увеличении диаметра камеры сгорания. Увеличение длины камеры сгорания кроме увеличения тяги единичного цикла приводит к уменьшению частоты пульсаций при прочих равных условиях из-за большего времени цикла.

• Использование соплового насадка в условиях атмосферы при начальном давлении близком к атмосферному из-за нерасчетного режима работы не позволяет существенно увеличить тягу камеры сгорания. Уменьшение внешнего давление и/или увеличение начального давления повышают эффективность соплового насадка, за счет уменьшения времени работы сопла в режиме перерасширения относительно времени истечения продуктов сгорания. Напротив, использование соплового насадка в космосе увеличивает тягу, так как в условиях вакуума не реализуется режим работы соплового насадка в режиме перерасширения.

• Использование присоединенной массы позволяет увеличить тяговые характеристики детонационного двигателя, при этом улучшение параметров зависит от соотношения присоединяемой массы к массе продуктов сгорания и скорости присоединяемой массы.

В литературе одним из наиболее перспективных применений в авиации считают замену форсажных камер на военных ТРДД на трубчато-кольцевые камеры ПДД. Ввиду того, что на режиме форсажа топливо в форсажных камерах сжигается при небольшом давлении и, следовательно, с низкой эффективностью,

удельный расход топлива на таком режиме значительно возрастает, поэтому использование более эффективных ПДД позволит увеличить дальность полета JIA. Детонационные камеры во внешнем контуре при такой замене выполняют функцию форсажной камеры - увеличивают температуру рабочего тела и дополнительно создают тягу, снимаемую с закрытого торца камеры сгорания.

Для сравнения эффективности форсажной камеры с камерой ПДД был выбран двигатель с дожиганием топлива в форсажной камере во внешнем контуре со степенью двухконтурности равной 3 и с суммарной степенью сжатия равной 10, со степенью сжатия в вентиляторе равной 2,5. Условия полета задавались следующими: число Маха полета - 2, высота полета - 11000 м. Задаваясь коэффициентом восстановления полного давления в воздухозаборнике равным 0,85, приведенной скоростью в канале внешнего контура равной 0,2 и потерями в камере сгорания ПДД равными 0,15 были получены начальные параметры TBC для расчета камеры сгорания ПДД.

Результаты расчета показывают, что детонационная камера создает тягу большую по сравнению с форсажной камерой. Расход топлива к дополнительной тяге при этом составил CRjon=2,3 кг/даН-ч., что примерно соответствует эффективности ТРДЦФ.

Основные результаты и выводы

Основные результаты, полученные в работе, заключаются в следующем:

1. Создан стенд-демонстратор пульсирующего детонационного двигателя на жидком топливе, на основе которого:

- предложен и реализован в разработанной экспериментальной установке газодинамический способ инициирования детонационной волны в камере сгорания ПДД, основанный на эффекте Гартмана;

- получено устойчивое инициирование детонационной волны в камере сгорания ПДД на распространенном в авиационной и ракетной промышленности топливе;

- реализован режим автоколебаний, получена высокая частота пульсаций модельной камеры сгорания - 100 Гц.

2. Разработана инженерная методика расчета основных характеристик клапанных ПДД для задач формирования облика двигателя;

3. Проведен анализ характеристик таких движителей ПДД, как коническое расширяющиеся сопло, эжектор, вращающийся коллектор, определено влияние внешних условий на тягу и удельный импульс. Показано, что:

- использование соплового насадка в условиях атмосферы при начальном давлении близком к атмосферному из-за нерасчетного режима работы не позволяет существенно увеличить тягу камеры сгорания;

- при степени сжатия равной 30 оптимальная геометрическая степень расширения сопла составила около 7 (расчетная максимальная геометрическая степень расширения равна 20,5), при этом увеличение тяги составило 24%;

- использование соплового насадка в условиях вакуума позволяет существенно увеличить тягу из-за пульсирующего режима работы камеры сгорания и отсутствия режима перерасширения на протяжении всего цикла работы. Так для начального давления в камере сгорания 1 атм. и геометрической степени расширения сопла равной 16 получено увеличение тяги на 70%;

- использование присоединенной массы позволяет увеличить тяговые характеристики детонационного двигателя, так для рассмотренного соотношения присоединенной массы к массе TBC равного 1.1, увеличение тяги составило 16 - 39% в зависимости от скорости присоединенной массы.

4. Показано, что применение трубчато-кольцевой камеры сгорания ПДД в качестве альтернативы форсажной камере воздушно-реактивных двигателей военного применения позволит увеличить дальность полета и диапазон частичного форсирования. Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах:

1. Фролов В. Н., Гаранин И. В. Методический подход к расчету тяги камеры сгорания пульсирующего детонационного двигателя для решения задач формирования облика // Вестник Московского авиационного института. М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ. 2009. том 16, №4, с. 22 - 26.

2. Фролов В. Н., Гаранин И. В. Экспериментальные исследования инициирования детонации и режимов работы модели камеры пульсирующего детонационного двигателя [электронный ресурс] // Труды МАИ. 2010. № 38. URL: http://www.mai.ru/science/trudy/

3. Фролов В. Н., Янышев С. С., Гаранин И. В. Исследование проблем воспламенения в модельном пульсирующем детонационном двигателе // Сборник тезисов докладов двенадцатой международной научно-технической конференции - М.: МЭИ. том 3,2006. с. 276 - 277.

4. Фролов В. Н. Экспериментальные исследования инициирования детонации и режимов работы модели камеры пульсирующего детонационного двигателя // Аннотации докладов конкурса «Молодежь и будущее авиации и космонавтики», М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ. 2009. с. 34-35.

Список условных сокращений.

Введение.

1. Современное состояние проблемы по пульсирующим детонационным двигателям (ПДД).

1.1. Принцип работы и возможные области применения ПДД.

1.2. Уровень разработанности теории ПДД.

1.3. Сравнительный анализ ЭСУ.

1.3.1 Термодинамическая эффективность.

1.3.2. Сравнение по другим показателям.

1.4. Уровень отработки ПДД.

1.5. Основные проблемы и задачи на пути создания ПД Д.

2. Экспериментальное исследование инициирования детонационной волны и режимов работы ПД Д.

2.1. Постановка задачи экспериментального исследования.

2.2. Инициирование детонационной волны электроискровым способом.

2.2.1. Конструктивная реализация исследовательского стенда.

2.2.3. Результаты исследования электроискрового способа инициирования

2.3. Газодинамический принцип инициирования топливных смесей.

2.3.1. Особенности принципа инициирования.

2.3.2. Конструктивная реализация экспериментального стенда с газодинамическим принципом инициирования.

2.4. Результаты экспериментальных исследований.

2.4.2. Запуски без подачи компонентов в камеру сгорания.

2.4.3. Запуски с подачей в камеру сгорания спирто-воздушной смеси.

2.4.4. Запуски с подачей в камеру сгорания смеси керосин-воздух.

Актуальность.

Современные авиационные двигатели, использующие сжигание топлива при постоянном давлении, практически достигли максимально возможного термодинамического совершенства. Одна из возможностей улучшения их характеристик может быть связана с использованием детонационного сжигания топлива.

Как известно, детонация - быстротечный, практически мгновенный процесс с выделением тепловой энергии на длине соизмеримой с длиной свободного пробега молекул и сопровождающийся возникновением ударной волны [1]. Такой процесс, с точки зрения термодинамики, близок к адиабатному процессу, протекающему без теплообмена с внешней средой при постоянном объеме. Анализ рабочего процесса, приведенный в [2], показывает, что детонационное сжигание топлива термодинамически более выгодно, даже по сравнению с изохорическим. Использование детонационного сжигания топлива позволит, во-первых, упростить конструкцию двигателя путем либо исключения, либо существенного упрощения системы подачи топлива и, во-вторых, увеличение термодинамического КПД цикла для пульсирующих детонационных двигателей (ПДД) позволяет надеяться на получение более высокой топливной экономичности.

Хотя идея использования детонационного горения в двигателях и стационарных установках была высказана давно, систематических исследований по этой проблеме долгое время не проводилось. Дело в том, что рядом отдельных работ, выполненных в основном в США в середине прошлого века, выяснилось, что для получения приемлемых тяговых характеристик необходимо сжигать топливо с частотой генерации детонационных волн не менее 100 гц. Поскольку это создавало много непреодолимых на то время технических проблем в организации пульсирующего процесса с периодическим заполнением камеры сгорания воздушно-топливной смесью и инициированием детонации, данная идея; была признана, в целом, малоперспективной [3,4].

Благодаря последним достижениям в материаловедении, химических технологиях, вычислительной технике и лазерной диагностике, удалось, решить ряд технических проблем, связанных с организацией контролируемого процесса детонационного сжигания топлива в; камере сгорания; казавшихся неразрешимыми ранее. Появилось множество публикаций-, в» которых рассматривались, как. концепции- ПДД в; целом, так и отдельные элементы двигателей. В настоящий момент ПДД считаются наиболее привлекательными; для приложений; в авиации и ракетной технике. В авиации: самым перспективным направлением использования ПДД' считается форсирование тяги двигателя: В одном из вариантов предлагается заменить, существующие форсажные камеры в турбореактивных авиационных двигателях на трубчато-кольцевые камеры ПДД. Учитывая потенциально более высокую топливную экономичность ПДД по сравнению с традиционной форсажной камерой; их использование должно позволить, существенно: расширить, маневренные показатели и увеличить дальность полета ЛА. Кроме, того; рассматриваются возможности использования-ПДД'вжачестве основного двигателяшли в составе комбинированною силовой установки. В ракетной? технике: основное внимание уделяют изучению возможности замены дорогостоящих малогабаритных газотурбинных двигателей на воздушно-реактивные ПДД [5].

Однако практически во всех работах анализ характеристик ПДД рассматривается применительно к одиночному циклу, тогда как; приемлемые удельные тяговые характеристики и полный КПД для различных движительных систем с ПДД достигается только при высокой? частоте пульсаций;

Объектом исследования7 данной диссертации являются схема пульсирующего детонационного двигателя и анализ его составных частей;

Целью - диссертационного исследования? является решение задачи структурного синтеза в части выбора состава основных подсистем и элементов, а также оценка их эффективности- и определение основных закономерностей изменения эффективности ПДД различных схем на основе расчетно-экспериментального исследования.

Для достижения поставленной в работе цели решены следующие основные задачи:

1. Создан экспериментальный стенд для исследования инициирования детонационной волны и режимов работы камеры сгорания;

2. Предложен и экспериментально подтвержден способ инициирования детонационной волны, обеспечивающий высокую частоту работы двигателя;

3. На основе экспериментальных данных разработана математическая модель ПДД для анализа эффективности различных схем движителей в составе двигателя.

Методами решения задач являются численные методы для решения задач газовой динамики, методы системного анализа. Экспериментальное изучение объекта исследования обеспечивается модельным экспериментом.

Научная новизна исследования заключается в следующем:

1. Разработан способ устойчивого инициирования детонационной волны и способ поддержания автоколебательного режима работы камеры сгорания ПДД;

2. На модельном стенде экспериментально подтверждена его работоспособность на высоких частотах в режиме автоколебаний.

3. Разработана методика расчета тяги ПДД для задач формирования облика двигателя.

Практическое значение исследования заключается в том, что разработана методика оценки основных характеристик ПДД на этапе проектирования для выбора геометрии камеры сгорания и оценки влияния движителей на характеристики ПДД.

На защиту выносятся:

1. Модельный стенд для исследования газодинамического способа инициирования и режимов работы для различных топливных пар;

2. Газодинамический способ инициирования детонационной волны в камере сгорания ПДД;

3. Организация автоколебательного режима работы камеры сгорания с использованием газодинамического способа инициирования;

4. Инженерная методика расчета характеристик ПДД для задач формирования облика двигателя;

5. Результаты математического моделирования с использованием различных движительных систем.

Достоверность полученных результатов подтверждается экспериментальными исследованиями по инициированию детонационной волны, соответствием измеренной скорости детонационной волны оптическими датчиками и пьезоэлектрическими датчиками значениям скоростей, полученных с помощью представленной методики расчета.

Апробация работы. Основные результаты исследований докладывались и обсуждались на двенадцатой международной научно-технической конференции -«МЭИ» г. Москва 2006, на конкурсе научно-технических работ и проектов «Молодежь и будущее авиации и космонавтики» г. Москва 2009, на заседаниях кафедры конструкции двигателей летательных аппаратов МАИ.

Публикации. Основные результаты работы опубликованы в статьях [6,7] журналов, входящих в рекомендованный ВАКом России перечень изданий, в сборниках тезисов докладов на научно-технических конференциях [8,9] и отчетах о НИР [10,11].

Структура диссертационной работы.

Работа состоит из введения, трех глав, заключения, списка литературы из 51 наименования. Текст работы изложен на 130 машинописных страницах, включает в себя 57 рисунков и 3 таблицы.

В первой главе диссертационной работы проведен обзор литературы по ПДД, приведено сравнение термодинамических циклов, получивших наибольшее распространение в авиации и ракетно-космической технике, рассмотрены наиболее распространенные схемы ПДД, их особенности и проблемы и на их основе сформулированы задачи для решения в данной работе.

Во второй главе подробно рассмотрены два принципа инициирования детонационной волны в камере ПДД и конструкция исследовательских стендов. Описаны эксперименты и их анализ по инициированию детонационной волны с заданной частотой и в режиме автоколебаний в модельной камере сгорания, выявлены особенности, возникшие при испытаниях.

В третьей главе представлена инженерная методика расчета характеристик ПДД, с помощью которой проведен анализ эффективности движительных систем при различных внешних условиях. Рассмотрено применение детонационных камер в качестве альтернативы форсажной камере ТРДДФ с форсированием только по наружному контуру.

Основные результаты, полученные в работе, заключаются в следующем:

1. Создан стенд-демонстратор пульсирующего детонационного двигателя на жидком топливе, на основе которого:

- предложен и реализован в разработанной экспериментальной установке газодинамический способ инициирования детонационной волны в камере сгорания ПДД, основанный на эффекте Гартмана;

- получено устойчивое инициирование детонационной волны в камере сгорания ПДД на распространенном в авиационной и ракетной промышленности топливе;

- реализован режим автоколебаний, получена высокая частота пульсаций модельной камеры сгорания - 100 Гц.

2. Разработана инженерная методика расчета основных характеристик клапанных ПДД для задач формирования облика двигателя;

3. Проведен анализ характеристик таких движителей ПДД, как коническое расширяющиеся сопло, эжектор, вращающийся коллектор, определено влияние внешних условий на тягу и удельный импульс. Показано, что:

- использование соплового насадка в условиях атмосферы при начальном давлении близком к атмосферному из-за нерасчетного режима работы не позволяет существенно увеличить тягу камеры сгорания;

- при степени сжатия равной 30 оптимальная геометрическая степень расширения сопла составила около 7 (расчетная максимальная геометрическая степень расширения равна 20,5), при этом увеличение тяги составило 24%;

- использование соплового насадка в условиях вакуума позволяет существенно увеличить тягу из-за пульсирующего режима работы камеры сгорания и отсутствия режима перерасширения на протяжении всего цикла работы. Так для начального давления в камере сгорания 1 атм. и геометрической степени расширения сопла равной 16 получено увеличение тяги на 70%; - использование присоединенной массы позволяет увеличить тяговые характеристики детонационного двигателя, так для рассмотренного соотношения присоединенной массы к массе TBC равного 1.1, увеличение тяги составило 16 — 39% в зависимости от скорости присоединенной массы. Показано, что применение трубчато-кольцевой камеры сгорания ПДД в качестве альтернативы форсажной камере воздушно-реактивных двигателей военного применения позволит увеличить дальность полета и диапазон частичного форсирования.

Заключение

1. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика, // М., Наука, 1976.

2. Фролов С. М., Барыкин А. Е., Борисов А. А. Термодинамический цикл с детонационным сжиганием топлива // Химическая физика, 2004 Т. 23. №3. С. 17-25.

3. Ремеев H. X. Состояние и проблемы разработки детонационного пульсирующего ВРД / H. X. Ремеев, В. В. Власенко, Р. А. Хакимов, В. В. Иванов Химическая физика, № 7, том 20, 2001.

4. Kailasanath К. A. Review of Research on Pulse Detonation Engines, //Laboratory for Computational Physics and Fluid Dynamics. Code 6410. Naval Research Laboratory. Washington, DC 203375.

5. Фролов С. M. Импульсные детонационные двигатели: введение / Импульсные детонационные двигатели. Под редакцией С.М. Фролова М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006., с. 19-32.

6. Фролов В. Н., Гаранин И. В. Экспериментальные исследования инициирования детонации и режимов работы модели камеры пульсирующего детонационного двигателя электронный ресурс. // Труды МАИ. 2010. № 38. URL: http://www.mai.ru/science/trudy/

7. Фролов В. Н., Янышев С. С., Гаранин И. В. Исследование проблем воспламенения в модельном пульсирующем детонационном двигателе //В сб.: Тезисов докладов двенадцатой международной научно-технической конференции -М.: МЭИ, том 3, 2006, с. 276 277.

8. Фролов В. Н. Экспериментальные исследования инициирования детонации и режимов работы модели камеры пульсирующегодетонационного двигателя // Аннотации докладов конкурса «Молодежь и будущее авиации и космонавтики», М.: МАИ, 2009, с. 157.

9. Экспериментальные исследования организации рабочего процесса детонации в газо-жидкостных смесях различного состава с использованием резонатора Гартмана: отчет о НИР / МАИ: рук. Гаранин И. В.; исполн.: Кесаев Х.В. и др.. М., 2005. - 61 с.

10. Мансон Н. История открытия детонационных волн: монография /. — Черноголовка, 1989. с. 76.

11. Зельдович Я. Б. К вопросу об энергетическом использовании детонационного горения//ЖТФ, 1940. Т. 10. Вып. 17, с. 1453 1461.

12. Hoffman H. Reaction propulsion by intermittent detonative combustion. Ministry of Supply, Völkenrode Translation, 1940.

13. Соловьев В. О. Разработка способа взрывного образования скважин в мягких породах. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. - М.,МГИ,1987, 176 с.

14. Соловьев В. О. Микровзрывные двигатели (устройства). — В сб. Первой международной конференции по коммерциализации технологий охраны окружающей среды. Москва 94 (12 - 16 сентября 1994).-М., Академия народного хозяйства, 1994, № 367, 2с

15. Соловьев В. О. Факторы, влияющие на КПД многоимпульсных взрывных устройств с отражателями. // Проблемы машиностроения и автоматизации, № 3, 2002, с. 50 55.

16. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / В. А. Левин, В. В. Марков, Т. А. Журавская, С. Ф. Осинкин -Импульсные детонационные двигатели. Под редакцией С.М. Фролова М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006., с. 235 256

17. Аксенов В. С. Инициирование детонации в гомогенных смесях и распылах жидкого топлива последовательными электрическими разрядами // автореферат диссертации на соискание ученой степени канд.физ.-мат.наук, М., 2005. 24 с.

18. Пенязьков О. Г. Газодинамическое инициирование процессов горения и детонации, // автореферат диссертации на соискание ученой степени канд.физ.-мат.наук, Минск, 1995. с. 21.

19. Васильев О. А., Минин С. Н., Пушкин Р. М. и др. Формирование детонации при отражении ударной волны от вогнутой сферической поверхности // Препринт М., 1995. с. 18.

20. Александров В. Г., Ведешкин Г. Н., Крайко А. Н. и др. Сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушнореактивный двигатель (СПДПД) и способ функционирования СПДПД // Патент РФ на изобретение № 2157909 26.05.1999

21. Александров В. Г., Крайко А. Н., Реент К. С. Определение характеристик сверхзвукового пульсирующего детонационногопрямоточного двигателя« (СПДПД) // Аэромеханика и газовая динамика, 2001, № 2, с. 3 — 15

22. Пензин В. И: К вопросу о месте детонационного ГПВРД в семействе прямоточных двигателей // Ml: Препринт №59 ЦАГИ Москва 1992. с. 27.

23. Kailasanath К. Review of Propulsion Applications of Détonation* Waves, // AIAA Journal. 2000. Vol. 38. No. 9. P. 1698-1708.

24. Васильев A. A. Особенности применения детонации в двигательных установках / Импульсные детонационные двигатели. Под редакцией С. М. Фролова М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006. с. 129 158

25. Быковский Ф: А., Непрерывная детонация^ в кольцевых камерах / автореферат диссертации на соискание,ученой степени д-ра техн. наук. Новосибирск, 2000. 32 с.

26. Бакланов Д. И., Гвоздева JL Г. Бесклапанная детонационная камера сгорания для импульсного детонационного двигателя / Импульсные детонационные двигатели. Под редакцией С. М. Фролова: М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006. с. 349-372

27. Кайласанат К. Сопла для; импульсных детонационных двигателей / Импульсные детонационные двигатели. Под редакцией С. Mi Фролова. М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006. с. 447 474

28. Гаранин И! В., Соловьев В. О., Суслов Ю. В* Патент Российской Федерации № 200314827, приоритет от 02.12.2003г.

29. Фролов С. М., Аксёнов В. С., Басевич В. Я'. Макет-демонстратор импульсного детонационного двигателя на жидком топливе /

30. Импульсные детонационные двигатели. Под редакцией С. М. Фролова. М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006. с. 257 272

31. Кесаев X. В. Особенности форкамерного зажигания в жидкостных ракетных двигателях // «Вестник Московского авиационного института». М.: Из-во «МАИ принт», 2004, том 11, №2, с. 15-21.

32. Семенов В. В., Ли Чжун МИН и др. Газодинамический воспламенитель со сверхзвуковым соплом, // «Вестник Московского авиационного института». М.: Из-во «МАИ принт», 2004, том 11, №2, с. 22 27.

33. Митрофанов В. В Детонация гомогенных и гетерогенных систем: монография / Новосибирск: Изд-во Института гидродинамики им. М. А. Лаврентье, 2003. с. 400.

34. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей / Б. В. Раушенбах и др. М.: 1964.

35. Ландау Л. Д., Лившиц Е. М. Теоретическая физика. Т. 6. Гидродинамика. М.: Наука, 1986. 736 с.

36. Численное решение многомерных задач газовой динамики / С. К. Годунов, А. В. Забродин, М. Я Иванов, А. Н. Крайко, Г. П. Прокопов. Главная редакция физико-математической литературы изд-ва «Наука», М., 1976, 400 с

37. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /

38. A. П. Васильев, В. М. Кудрявцев, В. А. Кузнецов и др. Под ред.

39. B. М. Кудрявцева. 3 изд., М.: Высшая школа, 1983. с 703.

40. Богданов В. И. Об использовании выхлопной струи газа пульсирующих реактивных двигателей в качестве присоединенной массы для улучшения их тяговых характеристик электронный ресурс. \/ URL: http://www.ihst.ru/~akni/3t28.htm

41. Дубенец С. А., Мурзиков Г. Н. Конструкция и расчет пульсирующего гидрореактивного роторного двигателя (ПуГрРД): Учебн. пособоие. -М.: Изд-во МАИ, 1994. с. 56.

42. Бакулев, Г. М. Горбунов и др. Под редакцией С. М. Шляхтенко М.: Машиностроение, 1975. с. 568.

43. Стандартная атмосфера. Параметры. ГОСТ 4401-73. М.: Гос. Ком. стандартов, 1974. 117 с.

44. Нечаев Ю. Н. Теория авиационных двигателей / ВВИА им. Н. Е. Жуковского. 1990. 703 с.