автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Тепловая и энергетическая эффективность до- и сверхзвуковых газовых завес в ракетных двигателях малой тяги

ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ

ВВЕДЕНИЕ.

АНАЛИЗ ОСНОВНЫХ РЕЗУЛЬТАТОВ ИССЛЕДОВАНИЙ ДО- И

СВЕРХЗВУКОВЫХ ГАЗОВЫХ ЗАВЕС.

1.1. Некоторые общие сведения о завесном охлаждении. Обоснование выбора способа охлаждения и параметра эффективности завесы.

1.2. Исследования завесного охлаждения на адиабатической стенке

1.2.1. Влияние основных факторов на характер течения

1.2.2. Аналитические методы расчета газовых завес

1.2.3. Интегральные и численные методы расчета газовых завес.

1.3. Исследования завесного охлаждения при наличии теплообмена

1.4. Особенности течения газовых завес в цилиндрических каналах и соплах.

1.5. Исследования газовых завес в условиях, характерных для ЖРД.

1.6. Особенности распространения газовых завес в сверхзвуковом потоке.

МОДЕЛЬ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА РДМТ С ГАЗОЗАВЕСНЫМ

ОХЛАЖДЕНИЕМ

2.1. Основные допущения.

2.2. Основные дифференциальные уравнения.

2.3. Дополнительные соотношения для описания свойств рабочего тела.

2.3.1. Термодинамические свойства.

2.3.2. Переносные свойства.

2.3.3. Источниковые свойства.

2.4. Численный метод решения системы дифференциальных уравнений.

2.4.1. Описание численного метода.

2.4.2. Конечно-разностные уравнения.

2.5. Граничные условия.

2.5.1. Входное сечение.

2.5.2. Стенка камеры сгорания.

2.5.3. Выходное сечение.

2.5.4. Ось симметрии.

2.6. Пакет прикладных программ.

2.6.1. Методика оценки интегральных характеристик

2.6.2. Структура рабочей программы.

3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ СТЕНД, ОБЪЕКТЫ И МЕТОДЫ

ИССЛЕДОВАНИЯ.

3:1. Экспериментальный стенд.

3.1.1. Вакуумная система.

3.1.2. Система подготовки, хранения и подачи топлива

3.1.3. Система управления.

3.1.4. Система измерения, регистрации и автоматизированной обработки экспериментальных данных.

3.1.5. Вспомогательные стендовые системы.

3.2. Объекты исследования.

3.3. Методы исследования и методика обработки экспериментальных данных.

3.3.1. Методы исследования энергетических характеристик и теплового состояния РДМТ.

3.3.2. Метод определения концентрации вдуваемого газа на стенке.

3.3.3. Оценка погрешностей измерения основных параметров.

4. РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ДОЗВУКОВЫХ ГАЗОВЫХ ЗАВЕС В РДМТ.

4.1. Энергетические параметры РДМТ при отсутствии газовой завесы

4.2. Результаты исследования РДМТ с дозвуковыми газовыми завесами.

4.2.1. Влияние основных факторов на энергетические параметры.

4.2.2. Тепловое состояние камеры и сопла.

4.2.3. Начальный участок газовой завесы.

4.2.4. Концентрация охладителя на стенке при вдуве кислорода в дозвуковые газовые завесы

4.3. Результаты численного исследования рабочего процесса РДМТ с дозвуковыми газовыми завесами.

4.4. Сравнительный анализ результатов расчетного и экспериментального исследования энергетических характеристик и теплового состояния РДМТ с дозвуковыми газовыми завесами.

5. РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЯ СВЕРХЗВУКОВЫХ ГАЗОВЫХ ЗАВЕС В РДМТ. АЛГОРИТМ РАСЧЕТА ГАЗОВЫХ ЗАВЕС ПРИ

ПРОЕКТИРОВАНИИ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ РДМТ.

5.1. Влияние основных факторов на энергетические параметры РДМТ.

5.2. Тепловое состояние стенок сопла.

5.3. Определение профиля температуры в пристенном слое при вдуве сверхзвуковой завесы.

5.4. Сравнение характеристик РДМТ с до- и сверхзвуковой газовыми завесами.

5.5. Алгоритм расчета газовых завес при проектировании высокотемпературных РДМТ.

5.5.1. Рекомендации и предложения по организации газозавесного охлаждения РДМТ.

5.5.2. Алгоритм расчета газовых завес.

Актуальность темы. Ракетные двигатели малой тяги применяются в качестве исполнительных органов систем управления космических аппаратов и спускаемых блоков, обеспечивая ориентацию и стабилизацию объекта в пространстве, коррекцию траектории в полете, ускорение, торможение и ряд других важнейших операций при выполнении программы полета. Они также используются как генераторы высокотемпературного газа в технологических установках, предназначенных для резки металлоконструкций, нанесения окисных и металлических пленок на твердые поверхности, удаления старых лакокрасочных, смолистых и других неметаллических покрытий.

Применяемые в настоящее время РДМТ, работающие на самовоспламеняющихся топливных композициях (горючее - монометилгидра-зин, несимметричный диметилгидразин, аэрозин; окислитель - азотная кислота, азотный тетраксид или их смеси) и реализующие известные способы организации рабочего процесса, имеют достаточно высокую надежность и конструктивное совершенство. Основные составляющие рабочего процесса, такие как воспламенение, смешение, горение топлива и истечение продуктов сгорания, хорошо изучены и правильно организованы в существующих схемах РДМТ. Подтверждением этому служат достигнутые значения основных параметров, характеризующих степень совершенства двигателей и их отдельных узлов. Так, для лучших образцов изделий коэффициент камеры сгорания составляет <рк=0,82.0,87, коэффициент сопла <рс=0,85 . 0,92. Основными недостатками самовоспламеняющихся топлив являются их токсичность, коррозийная активность, а также относительно невысокая энергетическая эффективность, особенно заметная при использовании импульсных режимов работы двигателей.

13

Дальнейшее повышение удельного импульса тяги, являющегося основным показателем совершенства рабочего процесса РДМТ, на современном этапе их развития оказывается практически невозможным без использования принципиально новых подходов к организации рабочего процесса и использования топлив с более высокими энергетическими характеристиками.

Поэтому одним из направлений в развитии ракетной техники является разработка РДМТ на несамовоспламеняющихся высокоэнергетич-ных топливах, использующих в качестве окислителя газообразный кислород, а в качестве горючего - различные углеводородные соединения в жидком или газообразном виде (керосин, синтин, спирт, метан и другие).

Анализ энергетических и экологических характеристик ряда топливных композиций, представленных на рис. 1 и в табл. 1, показывает преимущества кислородно-углеводородного топлива по сравнению с самовоспламеняющимся.

Зависимость удельного импульса тяги от коэффициента избытка окислителя рк=1 МПа, Fc = 50

Iy> м/с

2800

0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 а

Рис. 1

14

Таблица 1

Экологические показатели некоторых топливных композиций

Топливо ПДК, мг/м3 Состав продуктов сгорания, %

СО С02 NO NOx

НДМГ +АТ 0,1 2,0 6,65 16,5 <1,0 <1,0

СюН]б +о2 1,0 33,9 21,6 -

С2Н5ОН +о2 1000 17,0 23,1 -

СН4 +02 300 9,16 23,8 -

Предварительные оценки показывают, что энергетическая эффективность указанных топливных композиций превосходит возможности самовоспламеняющихся топлив на 5.7 % в непрерывном режиме работы и возрастает до 15. .20 % при переходе в режим коротких включений, чаще всего используемый при эксплуатации РДМТ. Экологическая чистота такого топлива, оцениваемая по величине предельно допустимой концентрации (ПДК), выше, чем у самовоспламеняющихся топливных пар. Кроме того, в продуктах его сгорания отсутствуют такие токсичные вещества, как окислы азота.

Успешное решение проблем, связанных, прежде всего, с обеспечением длительного хранения кислорода, высокодинамичного многоразового воспламенения компонентов топлива и надежной тепловой защиты стенок конструкции от действия высокотемпературных продуктов сгорания, позволяет в настоящее время и на ближайшую перспективу использовать РДМТ, работающие на кислородно-углеводородном топливе, для решения задач научного, хозяйственного и оборонного характера в земных и космических условиях.

15

Наряду с общими требованиями, предъявляемыми к двигателям любого класса, таким как экономичность работы, надежность, ресурс, эксплуатационная безопасность и другими, РДМТ должны отвечать ряду специальных условий, важнейшими из которых являются: функционирование при давлении и температуре окружающей среды, соответственно, -рн= Ю Па и Тн = - 50 .+ 70 °С\ число включений за ресурс - до нескольких сотен тысяч раз; максимальная частота включений - до 10 Гц; обеспечение длительности одного включения - от 0,04 до 300 с.

Одновременное удовлетворение таким условиям выдвигает перед разработчиками двигателей технические проблемы, многие из которых в настоящее время успешно решены.

Одной из актуальных задач остается обеспечение надежной тепловой защиты элементов конструкции и в целом РДМТ, работающих в условиях высоких температур рабочего тела при минимально возможных потерях экономичности на цели охлаждения.

Сложность решения данной проблемы связана, прежде всего, с высокой температурой (до 3500.3700 К) и давлением (до 1,5 МП а) газов в камере сгорания. Расчеты показывают/1/, что разность температур между наружной и внутренней поверхностями стенки из нержавеющей стали толщиной в 1 мм при тепловом потоке (12. 16) MBm/м2 составляет величину порядка 500.600 К. При таких условиях возникает интенсивный теплообмен, способный быстро нагреть стенку до температуры газа и разрушить ее. Значения тепловых потоков в области минимального сечения сопла РДМТ достигают величины 20 MBm/м2, что приводит к значительному нагреву стенок камеры сгорания и сопла. Учитывая, что большинство конструкционных материалов сохраняют теплостойкость при температуре до 1300. 1500 К, необходимость тепловой защиты стенок становится очевидной.

16

При применении высокоэнергетичных топлив проблема надежной тепловой защиты РДМТ становится еще более актуальной.

Из известных в настоящее время способов отвода (поглощения) тепла (путем конвекции, теплоотдачи, массообмена, излучения, теплопроводности и других) на практике часто используются комбинации двух и более способов. Каждый из них или их сочетания могут быть реализованы в виде различных методов охлаждения в зависимости от выбранного конкретного конструктивного оформления.

Использовать многие способы охлаждения (в том числе регенеративное, радиационное, емкостное, транспирационное, абляционное, теплоизоляционное охлаждение и другие), с успехом применяемые в ракетной технике, в условиях РДМТ не всегда возможно. Основные причины этого связаны с относительно небольшими расходами топлива, ограниченными геометрическими размерами камер, малым числом форсунок, необходимостью работы как в непрерывном, так и в импульсном режимах.

Одним из перспективных путей решения задачи тепловой защиты стенок высокотемпературных РДМТ на топливе, хотя бы один из компонентов которого находится в газообразном виде, является организация завесного (заградительного) охлаждения конструкции. Завесы создаются путем подачи газообразного компонента топлива через отверстия или щели в стенке с таким расчетом, чтобы обеспечить пристенный слой охлаждающего газа без нарушения оптимально организованного рабочего процесса в остальном объеме камеры.

При этом должны быть созданы условия, при которых потери удельного импульса тяги вследствие дополнительного расхода компонента на цели охлаждения будут минимально возможными.

На рис. 2 показаны отдельные примеры практического использования газовых завес.

18

Поэтому исследование характера взаимодействия основного (до- и сверхзвукового) и вдуваемого потоков газа является актуальным для создания надежных и эффективных технических устройств различного назначения. Имеющийся опыт использования газовых завес для охлаждения стенок камер сгорания и сопел двигателей /2.4/, элементов газовых турбин /5. 8/, внутренних поверхностей дымовых труб и сводов металлургических печей /9,10/, других технических объектов позволяют рассчитывать на перспективность применения данного способа охлаждения в условиях РДМТ.

Целью диссертационной работы является повышение эффективности до- и сверхзвуковых газовых завес в условиях ракетных двигателей малой тяги.

Решаемые в работе задачи состоят в следующем.

1. Анализ современного состояния исследований газовых завес и определение возможности их применения в условиях РДМТ.

2. Разработка математической модели рабочего процесса РДМТ с завес-ным охлаждением.

3. Разработка методов и объектов исследования.

4. Экспериментальное исследование РДМТ с различными схемами смесеобразования и способами организации до- и сверхзвуковых газовых завес. Определение влияния основных конструктивных и режимных факторов на энергетическую и тепловую эффективность газовых за-вёс в условиях РДМТ.

5. Оценка адекватности математической модели и определение области ее применения.

6. Выбор и обоснование оптимального способа организации газовых завес в условиях РДМТ.

7. Разработка алгоритма расчета газовых завес при проектировании высокотемпературных РДМТ.

19

Методы исследования. Выполненная работа базируется на теории ракетных двигателей, газовой динамике, теории и практике теплофизи-ческого эксперимента. Основные расчетные результаты получены методом математического моделирования на основе численного решения дифференциальных уравнений, описывающих рабочий процесс РДМТ; для экспериментального исследования применялись тензометрический (измерение тяги), объемный (измерение расхода) и термоэлектрический (измерение температуры) методы, а также метод газоадсорбционной хроматографии (измерение концентрации). Достоверность полученных результатов подтверждается апробированностью используемых методов исследования и решением тестовых задач.

Научная новизна работы заключается в следующем:

1. Разработана математическая модель рабочего процесса РДМТ с за-весным охлаждением на основе численного решения системы дифференциальных уравнений Навье-Стокса в частных производных и «К-е» - модели турбулентности. Модель позволяет определить структуру течения, распределение локальных газодинамических параметров (в том числе температуру в объеме камеры сгорания РДМТ и пристенном слое, определяющую тепловое состояние конструкции), а также интегральные характеристики двигателя.

2. Впервые экспериментально определены энергетические характеристики и тепловое состояние стенок камеры сгорания и сопла высокотемпературного РДМТ, реализующего различные способы организации завесного охлаждения в до- и сверхзвуковой частях сопла. Получены новые результаты о распределении концентрации газа, подаваемого в дозвуковую завесу, и профиле температуры газа в пристенном слое при вдуве сверхзвуковой газовой завесы вдоль стенки сопла.

3. Найдены закономерности изменения энергетической и тепловой эффективности до- и сверхзвуковых газовых завес в условиях высоко

20 температурных РДМТ от определяющих конструктивных и режимных факторов. Установлена взаимосвязь между тепловой эффективностью завесного охлаждения и удельным импульсом тяги двигателя. Впервые выявлена независимость тепловой и энергетической эффективности завес от предыстории, состава и параметров рабочего тела в основном потоке в диапазонах их изменения, характерных для РДМТ.

4. Сформулированы рекомендации и предложения по организации эффективного завесного охлаждения РДМТ: по выбору типа завесы и определяющих параметров подаваемого в завесу газа, а также рациональному распределению его между до- и сверхзвуковой завесами из условия минимальных потерь экономичности двигателя. Впервые разработан алгоритм расчета газовых завес при проектировании высокотемпературных РДМТ.

Практическая значимость результатов работы определена их использованием в виде:

- программы расчета термогазодинамических параметров рабочего процесса в камере сгорания РДМТ с завесным охлаждением на основе разработанной математической модели рабочего процесса;

- универсальных зависимостей энергетической и тепловой эффективности до- и сверхзвуковых газовых завес от определяющих факторов;

- рекомендаций и предложений по организации завесного охлаждения в условиях РДМТ;

- алгоритма расчета газовых завес при проектировании высокотемпературных РДМТ.

На защиту выносятся следующие научные положения:

1. Математическая модель рабочего процесса и результаты расчета распределения локальных газодинамических параметров в объеме камеры сгорания и интегральных характеристик РДМТ с завесным охлаждением.

21

2. Результаты экспериментального исследования тепловой и энергетической эффективности до- и сверхзвуковых газовых завес в условиях РДМТ и полученные закономерности их изменения от определяющих факторов.

3. Рекомендации и предложения по организации эффективной тепловой защиты РДМТ, алгоритм расчета газовых завес при проектировании высокотемпературных РДМТ с завесным охлаждением.

Реализация результатов. Полученные в работе результаты используются в НИИмаш, ФГУП «Центр Келдыша», а также в курсовом и дипломном проектировании студентов факультета двигателей летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического университета.

Апробация результатов. Отдельные результаты работы докладывались и обсуждались в период с 1978 по 2001 годы на:

- 8-ми научно-технических конференциях, в том числе на межвузовской НТК «Молодые ученые и специалисты - 60-летию ВЛКСМ» (г. Куйбышев, 1978 г.), X всесоюзной конференции «Королевские чтения» (г. Москва, 1979 г.), всесоюзной НТК «Вихревой эффект и его промышленное применение» (г. Куйбышев, 1979 и 1980 годы), всесоюзной НТК по микроэнетгетике (г. Куйбышев, 1979 г.), военно-научной конференции (г. Балашов, 1998 г.), международных НТК, посвященных памяти Генерального конструктора аэрокосмической техники академика Н. Д. Кузнецова (г. Самара, 1999 и 2001 годы);

- 6-ти научно-технических советах и совещаниях, проведенных в ФГУП «Центр Келдыша» (г. Москва), НИИмаш (г. Н-Салда), СГАУ (г. Самара);

- 3-х научно-технических семинарах кафедры теории двигателей летательных аппаратов СГАУ.

22

Публикации. По результатам исследований опубликовано 11 статей (из них 2 в печати), 8 тезисов докладов, материалы работы включены в 2 научно-технических отчета.

Структура и объем диссертации. Работа состоит из введения, пяти глав и заключения, изложенных на 213 страницах текста, списка использованных источников из 141 наименования, содержит 72 рисунка и 5 таблиц.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ i !

В работе исследованы закономерности до- и сверхзвуковых газовых завес в условиях РДМТ, важные для организации эффективного охif лаждения стенок камеры сгорания и сопла с минимальными потерями | экономичности.

Анализ литературных источников показал эффективность завесного способа охлаждения в различных технических устройствах, принципиальную возможность и перспективность применения газовых завес для тепловой защиты конструкции РДМТ от действия высокотемпературных продуктов сгорания. Вместе с тем, в литературе недостаточно результатов о поведении завесного газа в каналах переменного сечения, : в спутном сверхзвуковом потоке, в условиях интенсивного турбулентного теплообмена, характерных для ракетных двигателей, отсутствуют достоверные модели расчета завес и данные об энергетических характе- 1 ристиках двигателей, охлаждаемых завесным способом.

В работе предложена математическая модель рабочего процесса РДМТ с завесным охлаждением, основанная на численном решения уравнений Навье-Стокса и «К-е» модели турбулентности с учетом термодинамических, переносных и источниковых свойств рабочего тела. Модель реализована в виде рабочей программы расчета и позволила численным путем определить структуру течения, распределение локальных термогазодинамических параметров в объеме камеры сгорания, оценить энергетические характеристики РДМТ и тепловое состояние конструкции с различными вариантами организации газовых завес. Адекватность модели подтверждена экспериментом.

Разработаны методы и объекты исследования, которые, опираясь на возможности высотного огневого экспериментального стенда, позволили получить новые научные результаты о закономерностях изменения энергетической 1у и тепловой в эффективности до- и сверхзвуковой га

200 зовых завес в условиях РДМТ на кислородно-углеводородном топливе при изменении следующих конструктивных и режимных факторов: структуры основного потока, состава смеси и параметров рабочего тела, способа организации завесы, расхода и рода вдуваемого в завесу газа.

Определено, что основное влияние на завесу оказывают расход охладителя и способ его подачи: увеличение расхода завесного газа во всех случаях приводит к падению относительного удельного импульса тяги и, одновременно, - к росту тепловой эффективности завесы. Начальный участок завесы, в пределах которого сохраняется максимальная тепловая эффективность, в РДМТ имеет незначительную протяженность. Охлаждающая способность завесного охлаждения быстро уменьшается по мере удаления от места вдува, особенно в до- и трансзвуковой области сопла. Энергетически целесообразными являются величина относительного расхода охладителя G3 < 0,35.о,4 и тангенциальный способ его подачи с закруткой.

Полученное в эксперименте качественное совпадение характера изменения тепловой эффективности завесы и концентрации кислорода на стенке камеры и сопла по мере удаления от сечения вдува свидетельствует об определяющей роли массообменных механизмов в процессе взаимодействия завесного и основного потоков, которые интенсифицируются отрицательным градиентом давления в сопле и способствуют активному смешению потоков.

Проведенное экспериментальное исследование завес, организованных в до- и сверхзвуковой частях сопла, и сравнение параметров их эффективности показывает, что обе завесы имеют сходный характер изменения тепловой эффективности по длине сопла, вместе с тем, для поддержания одинаковой охлаждающей способности завес требуется в 4.6 раз меньше расхода охладителя в сверхзвуковую завесу по сравнению с дозвуковой при прочих равных условиях. Этот факт дает возможность сократить потери экономичности на цели охлаждения за счет ра

201 ционального перераспределения расхода газообразного компонента между до- и сверхзвуковой завесами. Измеренный профиль температуры газа в пристенном слое при вдуве сверхзвуковой завесы на основном участке сохраняется постоянным вдоль стенки сопла и удовлетворительно обобщается известным соотношением Вигхардта.

Установленная в работе независимость энергетической и тепловой эффективности газовых завес от предыстории основного потока, состава и параметров рабочего тела позволяют считать их обобщающими критериями для РДМТ с завесным охлаждением и использовать при их проектировании полученные зависимости вида 1у,в = f(G3\L) и e~f(L) как универсальные.

Близкой к оптимальной является организация завесного охлаждения конструкции РДМТ с помощью до- и сверхзвуковых завес по двухступенчатой схеме подачи охладителя со следующим распределением расхода между поясами завес: в I пояс (на входе в дозвуковую часть сопла) - 25-28% от расхода газообразного компонента, во II пояс (в сверхзвуковой части сопла) - 5-7%. Таким образом, при общем расходе охладителя, составляющем 30-35% от суммарного расхода газообразного кислорода в двигатель, обеспечивается надежная тепловая защита стенок сопла РДМТ по всей длине с эффективностью не ниже определенного в работе критического значения <9^=0,23; при этом потери удельного импульса тяги не превышают 8%.

Полученные в работе результаты, найденные закономерности дои сверхзвуковых газовых завес позволили сформулировать рекомендации и предложения по организации завесного охлаждения и разработать алгоритм расчета завес при проектировании высокотемпературных РДМТ.

202

1. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / Под ред. Кудрявцева В. М. М.: Высшая школа, 1975. - 656 с.

2. Золотогоров М. С. Исследование эффективности пленочного охлаждения применительно к реальным условиям некоторых двигателей //ИФЖ. -1972. -Т. 22, №1. -С. 46-49.

3. Охлаждение камер сгорания, работающих на топливах N2O4 / монометил-гидразин и N204 / аэрозин-50 (обзор) //ВРТ. -1974. -№ 6. -С. 77-89.

4. Уильяме, Гидт. Экспериментальное и теоретическое исследование распределения адиабатной температуры стенки ракетного сопла с газовым завесным охлаждением //Теплопередача. -1977. -Т. 99, № 3. С. 39-44.

5. Золотогоров М. С. Эффективность охлаждения и теплообмен при защите поверхности элементов ГТУ вдувом воздуха в пограничный слой газа //Теплоэнергетика. -1972. -№ 10. -С. 36-38.

6. Зысин В. А., Золотогоров М. С. Исследование эффективности пленочного охлаждения применительно к некоторым поверхностям статора газовой турбины // Изв. вузов. Энергетика. -1971. -№ 5. -С. 48-54.

7. Репухов В. М. Теория тепловой защиты стенки вдувом газа. Киев: Наукова думка, 1980. - 295 с.

8. Репухов В. М. Тепловая защита стенки вдувом газа. Киев: Наукова думка, 1977.-216 с.

9. Аэродинамическая защита свода отражающей печи /Белов О. В., Селиванов И. А., МазарчукЭ. Н., Крылова Л. Е. //Цветные металлы. -1965. -№ 2. С. 24-27.

10. Исследование воздушной защиты внутренней поверхности дымовых труб / Салов Ю. В., Иванова 3. А., Карабанов Ю. Ф. и др. //Электрические станции. -1975.-№6.-С. 19-21.

11. Seban R. A. Heat transfer and effectiveness for a turbulent boundary layer with tangential fluid injection //Trans ASME. ser. C. -1960. -v. 82, №4. -P. 303-312.

12. Seban R. A. Effect of initial boundary thickness on a tangential injection systems //J. Heat Transfer. -1960. -v. 82, № 4. -P. 392-393.

13. Seban R. A., Back L. H. Velocity and temperature profiles in a wall jet //Intern. J. Heat Mass Transfer. -1961. -v. 3, № 4, -P. 255-265.203

14. Seban R. A., Back L. N. Effectiveness and heat for a turbulent boundary layer with tangential injection and variable free-stream velocity //J. Heat Transfer. -1962.-v,84, №3.-P. 235-244.

15. Samuel A. E., Joubert P. N. Film cooling of an adiabatic flat plate on zero pressure gradient in the presence of a hot mainstream and cold tangential ingection //J. Heat Transfer.- 1965. -v. 87, №> 4. -P. 409-417.

16. Гольдштейн P., Эккерт E., Цюи Ф., Хаджи-Шейх А. Пленочное охлаждение с помощью вдува в сверхзвуковой воздушный поток воздуха гелия через ориентированную потоку щель //РТК. -1966. -Т. 4, № 6. -С. 29-35.

17. Goldstein R. G., Back R. В., Eckert Е. R. G. Film cooling with helium injection into an incompressible air flow //Intern. J. Heat Mass Transfer,-1966. -v. 9, № 12. -P. 1341-1350.

18. Kacker S. C., Whitelaw J. H. The dependence of the impervious wall effectiveness of a two-dimensional wall jet on the thickness of the upper lip boundary layer //Intern. J. Heat Mass Transfer. -1967. -v.10, № 11. -P. 16231624.

19. Hartnett J. P., Birkeback R. С., Eckert E. R. G. Velocity distributions, temperature distributions, effectiveness and heat transfer in cooling a surface with a pressure gradient //Intern. Develop. Heat Mass Transfer.-1961. -hart IV. P. 682-689.

20. Гарнетт Д. П., Эккерт Е., Биркебак Р. Анализ основных характеристик турбулентного пограничного слоя с подачей воздуха через тангенциальные щели // Теплопередача. -1961. -Т. 83, № 3. С. 80-98.

21. Burns W. К., Stollery J. L. The influence of foreign gas injection and slot geometry on film-cooling effectiveness //Intern. J. Heat Mass Transfer.- 1969. -v. 12, №8. -P. 935-951.

22. Goldstein R. J., Shavit G., Chen T. S. Film cooling effectiveness with injection through a porous section //J. Heat Transfer. -1965. -v. 87, № 3. -P. 353-361.204

23. Nishiwaki N., Hirata M., Tauchida A. Heat transfer on a surface covered by a cold air film //Intern. Develop. Heat Transfer, part IV. -1961. -P. 675-681.

24. Волчков Э. П. Пристенные газовые завесы. Новосибирск: Наука, 1983.-239 с.

25. Абрамович Г. Н. Теория турбулентных струй. -М.: Физматгиз, 1960. -715 с.

26. Авдуевский В. С., Данилов Ю. И., Кошкин В. К. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. М.: Оборонгиз, 1960.-390 с.

27. Глазков В. В., Гусева М. Д., Жестков Б. А. Течение при струйном охлаждении пластины. //Изв. АН СССР. МЖГ. -1979. -№ 4, С. 56-61.

28. Бородачев В. Я. Теоретическое и экспериментальное исследование воздушно-заградительного охлаждения плоской пластины. -М.:Оборонгиз, -1956.-39с.

29. Сполдинг Д. Б. Некоторые приложения нового метода расчета турбулентного пограничного слоя. Т. 1. М.: Энергия, 1968. -С. 7-23.

30. Кутателадзе С. С., Леонтьев А. И. Тепловая завеса при турбулентном пограничном слое газа //ТВТ. -1963. -Т. 1, № 2. -С. 281-290.

31. Эккерт Э. Р. Пленочное охлаждение в газовой среде //ИФЖ. -1970. -Т. 19, №3.-С. 426-440.

32. Nishiwaki N., Hirata М., Tsuchida A. Heat transfer on a surface covered by cold air film //Trans. ASME, sect. A, pt IV. -1961. P. 675-681.

33. Кэкер, Уайтло. Некоторые свойства плоской турбулентной пристенной струи, находящейся в движущемся потоке //Тр. Амер. об-ва инж.-мех. Сер. Е. Прикладная механика. -1968. -Т.35, № 4. С. 19-30.

34. Лебедев А. В., Швайковский Ю. В. Экспериментальное исследование распределения скорости и турбулентных характеристик в газовой завесе //ТВТ. -1965. -Т. 3, № 4. -С. 569-576.

35. Волчков Э. П., Левченко В. Я. Эффективность газовой завесы в турбулентном'пограничном слое //ПМТФ. -1965. -№ 5С с. 142-146.

36. Партасарати, Заккей. Экспериментальное исследование вдува через щель в турбулентный пограничный слой при числе Маха 6 //РТК.-1970. -№ 7. С. 146-153.

37. Себан Р., Бэк Л. Профили скоростей и температур в турбулентном слое с подачей воздуха через тангенциальную щель // Теплопередача. -1962. -Т.84, № 1. С. 5869.

38. Волчков Э. П., Козьменко В. К., Лебедев В. П. Эффективность газовой завесы в сотах Лаваля га нерасчетшк режимах течения//ПМТФ. -1980. -№ 4. С. 91-96.205

39. Boldman D. R., Papel S. S., Ehlers R. C. Air film cooling in a nonadiabatic wall conical nozzle //J. Spacecraft, -v. 9, № 7. -1972. -P. 556-558.

40. Голдобеев В. И., Щукин В. К., Халатов А. А., Якшин А. П. Теплоотдача в начальном участке трубы при начальной закрутке газового потока на входе //Изв. вузов. Ав. техника. -1973. -№ 4. С. 108-113.

41. Халатов А. А. Закон теплообмена для течения закрученного потока на начальном участке трубы //Изв. вузов. Ав. техника. -1977. -№ 1. С. 112-116.

42. Халатов А А, Щукин В. К. О влиянии закрутки потока на локальную тепло- и массопе-редачу в начальном участке трубы при турбулентном режиме течения //Некоторые задачи гидродинамики и теплообмена Новосибирск, 1976. -С. 167-173.

43. Зысин В. А., Золотогоров М. С. Определение длины начального участка при пленочном охлаждении //Изв. вузов. Ав. техника. -1973.-№ 4. -С. 81-86.

44. Дворников Н. А., Лебедев В. П., Шишкин Н. Е. Закрученная газовая завеса в цилиндрическом канале //Структура пристенного пограничного слоя (вынужденное течение). Новосибирск, 1978. -С. 81-100.

45. Волчков Э. П., Лебедев В. П., Шишкин Н. Е. Эффективность закрученной газовой завесы на адиабатической поверхности //Вихр. эффект и его пром. Прим. (Матер. II Всесоюзн. н-техн. конф.), Куйбышев, 1976. - С. 217-220.

46. Сухович Е. П. Конвективный теплообмен при турбулентном смешении ограниченных коаксиальных струй //Изв. СО АН СССР. Серия техн. наук. -1978. -№ 3i вып. 1.-С. 24-31.

47. Nilson R. Н., Tsuel Y. G. Film cooling by oblique slot injection //AIAA J. -1974. -v. 12,№5.-P. 727-729.

48. Meteger D. E., Fletcher D. D. Evaluation of heat transfer for film-cooled turbine components //AIAA Paper. -№ 69. -P. 523.

49. Sivasegaram S., Whitelaw J. H. Film cooling slots: the importance of lip thickness and injection angle //J. Mech. Eng. Sci. -1969. -v. 11, № l.-P. 22-27.

50. Metsger D. E., Carper H. J., Swank L. R. Heat transfer with film cooling near non-tangential injection slots //J. Eng. Power. -1968. -v. 90, № 2. -P. 157-163.

51. Eriksen V. L., Goldstein R. J. Heat transfer and film cooling following injection through inclined circular tubes //J. Heat Transfer. -1974. -v. 96, № 2. -P. 239-245.

52. Жестков Б. А., Глазков В. В., Гусева М. Д. Методика расчета температуры стенки при струйном и комбинированном охлаждении. М. -1955. - 25 с.206

53. Perkins H. С., Worsoe-Schmidt P. Turbulent heat and momentum transfer for gases in a circular tube at wall to balk temperature ratios to seven // Intern. J. Heat Mass Transfe. -1965. -v. 8, № 7. -P. 1011-1031.

54. Carlson L. W., Talmor E. Gaseous film cooling at various degrees of hot gas acceleration and turbulence levels //Intern. J. Heat Mass Transfer.-1968. -v. 11, №11.-P. 1695-1713.

55. Дружин A. H, Рыжков В. В. К вопросу определения параметров закрученного потока газа в вихревой камере. Тезисы докладов межвузовской НТК "Молодые ученые и специалисты 60-летию ВЛКСМ', 1-3 ноября 1978 г., Куйбышев.

56. Дружин А. Н, Ланский А. М., Рыжков В. В. О турбулентных характеристиках потока газа в вихревой камере. Тезисы докладов межвузовской НТК "Молодые ученые и специалисты 60-летию ВЛКСМ', 1-3 ноября 1978 г., Куйбышев.

57. Дружин А. Н, Оптимизация параметров вихревой камеры сгорания газогенератора. Тезисы докладов X Королевских чтений, 12-13 апреля 1979 г. Москва.

58. Дружин А. Н., Ланский А. М., Нигодкж В. Е,, Рыжков В. В. Исследование турбулентной структуры закрученного потока в вихревой камере. Тезисы докладов II Всесоюзной НТК "Вихревой эффект и его промышленное применение", 20-23 июня 1979 г., Куйбышев.

59. Дружин А Н., Ланский А М., Нигодюк В. Е., Рыжков В. В. Исследование турбулентной структуры потока в вихревом газогенераторе. Сборник трудов Ш Всесоюзной НТК "Вихревой эффект и его промышленное применение", Куйбышев. -1980.

60. Williams J. J., Giedt W. H. Experimental and predicted recovery temperature distributions in a rocket nozzle with gaseous film cooling //J. Heat Transfer. -1977. -v. 99, №3. -P. 386-391.

61. Мейл P., Koimep Ф., Блэр M., Бейли Д. Влияние кривизны линий тока на завесное охлаждение //Энергетические машины и установки. -1977. -Т. 99, № 1. С. 87-93.

62. Парадис М. Экспериментальное исследование эффективности завесного охлаждения лопаток газовых турбин при больших разностях температур //Энергетические машины и установки. -1977. -Т. 99, № 1. -С. 11-22.

63. Mills R. D., Chin J. Н. Similarity parameter for two stream turbulent mixing region //AIAA J. -1968. -v. 6, № 7. .p. 1492-1430.207

64. Pedersen D. R., Eckert E. R. G, Goldstein R. G. Film cooling with large density differences between the mainstream and secondary fluid measured by the heat-mass transfer analogy //J. Heat Transfer. -1977. -v. 99, № 4, -P. 620-627.

65. Librizzi J., Cresci R. J. Transpiration cooling of a turbulent boundary layer in an axi-symmetric nozzle //AIAA J. -1964, -v. 2, № 4, -P. 617-624.

66. Stollery J. L., El-Ehwany A. A. M. A note of the use of the boundary layer model for correlating film cooling date //Intern. J. Heat Mass Transfer. -1965. -v. 8, № 1, -P. 55-56.

67. Stollery J. L., El-Ehwany A. A. M. On the use of a boundary layer model for correlating film cooling date //Intem. J. Heat Mass Transfer. -1967,-v. 10, № 1. -P. 101-105.

68. Сполдинг Д. Расчет температуры теплоизолированной стенки в системах с пленочным охлаждением //Ракетная техника и космонавтика. -1965. -Т. 3, № 5. -С. 211-213.

69. Боллал Д., Лефебр А. Расчет эффективности пленочного охлаждения на выходе из щели //Теплопередача. -1973. -Т. 95, № 2. -С. 127-128.

70. Селлерс Д. Теплозащита газовой пленкой при подводе охладителя через несколько поясов внутреннего охлаждения //Ракетная техника и космонавтика.-1963. -Т. 1, № 9. -С. 176-178.

71. Goldstein R. G. Film cooling //Advances in Heat Transfer. -New York: Academic Press.-1971.-v. 7. -P. 321.

72. Фарлоу С. Уравнения с частными производными для научных работников и инженеров: Пер. с англ. /Под ред. Похожаева С. И. М.: Мир, 1985. - 384 с.

73. Thom A. The elow past circular cylinders at low speeds //Proc. Roy. Soc. (London), A 141. -1933. -P. 651.

74. Том А., Эйплт К. Д. Числовые расчеты полей в технике и физике: Пер с англ. М. -Д.: Энергия, 1964. - Рус.

75. Burggraf О. R. Analytical and numerical studies of structure of steady separated elow's //J. EluidMech. -24, pt.2. -1966.-P. 113-151.

76. Courant R., Isaacsion E., Rees M. On the solution of non-linear hyperbolic differential equations by finite differences //Cmmunications on pure and applied mathematics. -№ 5. -1952. -P. 243.

77. A study of a numerical solution to a two-dimensional hydrodynamic problem, physics and mathematics / Blair A., Metropolis N., Taub A. H., Tsingou M. //LA-2165, ТШ-4500, 13th ed., rev., -1957.208

78. Spalding D. В. Notes on the solution of the navier-stokes equations for steady two-dimensional turbulent elow by finite-difference techniques //Northern research and engineering corp. Cambridge: Mass. -1966.

79. Госмен А. Д., Пан В. M., Ранчел А. К., Сполдинг Д. Б., Вольфштейн М. Численные методы исследования течений вязкой жидкости: Пер. с англ. / Под ред. Тирского Г. А. М.: Мир, 1972. - 328 е.: ил. - Рус.

80. Расчетное исследование течения и смешения газов во вращающемся потоке применительно к вихревой камере сгорания. Отчет б НИР. 1ДИАМ //Свириденков А. А., Третьяков В. В. инв. № 8014. - М.-1976.

81. Усовершенствование методики расчета турбулентных течений в каналах со взрывными зонами и гидродинамический расчет элементов камер сгорания. Отчет о НИР. ЦИАМ //Игнатов JI. Н., Кауфман В. И., Майорова А. И., Ягодкин В. И. инв. № 7859. - М., -1976.

82. Отрывные течения в камерах сгорания / Тр. Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ) //Под. ред. Ягодкина В. И. № 1203. - М. -1987.

83. Демин А. В., Соколов Д. Б. Математическая модель реагирующего газожидкостного течения. -Казань. -1997. 16 с. (Препринт/КГТУ им. А. Н. Туполева, 97П1).

84. Иследование рабочего процесса в камерах сгорания РДМТ на несамовос-пламеня.щихся углеводородных топливах. Отчет о НИР. Куйбышевский авиационный институт (КуАИ)//Винокуров М. В., Дубинкин Ю. М. и др. -инв. № 712, Куйбышев. -1991.209

85. Винокуров М. В., Дружин. А. Н., Рыжков В. В. Модель расчета параметров рабочего процесса и теплового состояния камеры сгорания ракетного двигателя малой тяги. //Сб. трудов БВВАУЛ, Балашов. -1998, с.76-78.

86. Веялис С. А., Серпионова А. П., Линенко С. П. Завесное охлаждение. Газовая завеса. (Обзор иностранных работ по материалам отечественной и зарубежной печати / ГОНТИ-8). Cep.IV, № 41 (64) -1979.

87. Tribus М., Klein J. Forced convection from nonisothermal surfaces //Heat Transfer Symposium. Univ. Mich. -1953. -ch. 8, № 1, P. 211-235.

88. Rousar D. C., Even R. L. Hydrogen film cooling investigation //NASA CR-211235,-1973.

89. Эккерт Э. P., Дрейк P. M. Теория тепло- и массообмена. -М. Л.: Гостехиз-дат,-1961.-680 с.

90. Вудрафф, Лоренц. Исследование пористого охлаждения и его влияния вниз по потоку в случае гиперзвукового турбулентного течения //РТК. -1966. -№ 6,-С. 14-21.

91. Witten D. G., Kays W. М., Moffat R. J. The turbulent boundary layer on a porous plate: experimental heat transfer with variable suction, blowing and surface temperature //Report N HMT-3, Stanford University. -1967. December. -P. 162.210

92. Волчков Э. П., Козьменко В. К., Лебедев В. П. Экспериментальное исследование эффективности газовой завесы в сверхзвуковом осесимметричном сопле //Изв. СО АН СССР. Серия техн. наук, вып. 2. -№ 8, -1977. -С. 40-46.

93. Жуков М. Ф., Аньшаков А. С., Засыпкин И.М и другие. Электродуговые генераторы с межэлектронными вставками. Новосибирск: Наука, 1981.

94. Волчков Э. П., Лебедев В. П., Шишкин Н. Е. Экспериментальное исследование газовой завесы в трубе //Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук, вып. 1. -1983.-№3.-С. 25-29.

95. Шишкин Н. Е. Распределение температуры и скорости газа в трубе при струйном смешении в закрученном потоке. // Вихр. эффект и его пром. применение. Куйбышев: КуАИ, -1981.

96. Волчков Э. П., Дворников Н. А., Терехов В. И. К расчету закрученной газовой завесы в цилиндрическом канале // ПМТФ. -1986. -№ 4, С. 59-68.

97. Шайхутдинов 3. Г., Бакиров Ф. Г., Надыршин А. Я. Исследование тепломассообмена при взаимодействии струи со сносящим сверхзвуковым потоком //Изв. вузов. Авиационная техника. -1979. -№ 3. -С. 50-54.

98. Волчков Э. П., Лебедев В. П., Ядыкин А. Н. Теплоотдача в соплах Лаваля при наличии завесы //ПМТФ. -1985. -№ 5. -С. 51-55.

99. Lucas J. G., Golladay L. L. An experimental investigation of gaseous film cooling of a rocket motor //NASA TN D 1988, -1963.

100. Tabakoff W., Ravuri R. Film cooling effectiveness for combustion chamber //AIAA Paper. -№75-162.

101. Terry J. E., Garas C. J. Transpiration and film cooling rocket nozzles. -1966. Ф/к3060.

102. Волчков Э. П., Козьменко В. К., Лебедев В. П. Влияние градиента скорости потока на эффективность газовой завесы в осесимметричных соплах //ПМТФ. -1977. -№ 2, С. 67-73.

103. Сагу А. М., Hefner J. N. An investigation of film-cooling effectiveness and friction in hypersonic turbulent flow //AIAA Paper. № 71-599.211

104. Erbs,.J. E., Sticling R. R. Application of das-film-cooled nozzle extension to large rocket engines. //Advan. Launch Vehicles and Propulsion Systems Conference. Huntsville. Ala. -1966.

105. Колмогоров A. H. Уравнения турбулентного движения несжимаемой жидкости // Изв. АН СССР. Сер. Физика.- вып.6, № 1/2, 1942,- С. 56-58.

106. Шаулов Ю. X., Гернер М. О. Горение в жидкостных ракетных двигателях. -М.: Оборонгиз, 1961. 196 с.

107. Jones W. P., Launder В. Е. The prediction of laminarization with a two equation model of turbulence // Int. J. Heat and mass transfer, -vl 5, № 2. -1972/

108. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания / Алемасов В. Е. Дергалин А. Ф., Тишин А. П., Худяков В. А. /Под ред. Глушко В. П. // ВИНИТИ АН СССР. М,-Т. 1.-1971. - 267 е.: ил. - Рус.

109. Launder В. Е., Sharma В. I Applicanion of the Energy Dissipation Model of Turbulence to Elow near a Spinning disc //Lett. Heat fhd Mass Transfer, -vl, № 2, -1979. -P. 131-137.

110. Дыбан E. П., Эпик Э. Я. Тепломассообмен и гидродинамика турбулизиро-ванных потоков. Киев: Наук, думка, 1985. - 297 е.: ил. - Рус.

111. Ши Д. Численные методы в задачах теплообмена: Пер. с англ./Под ред. Полежаева В. И. М.: Мир, -1988. - 544 е.: ил. - Рус.

112. Свириденков А. А., Третьяков В. В. Применение полуэмпирических моделей турбулентности для расчета заскрученных течений: Тр. ЦИАМ.-№ 933.-М.,-1980.

113. Sharma В. I. Computation of Elow Past a Rotating Culinder with an Energy Dissipation Model of Turbulence f/AlAA J. -v. 15,1 2, -1974.-D. 271-274.

114. Тиханов A. H. О разностных схемах для уравнений с разрывными коэффициентами // ДАН СССР. Т. 108, вып. 3.- 1956.

115. Разработка научных основ проектирования устройств для воспламенения несамовоспламеняющегося химического топлива в условиях ракетных двигателей малой тяги. Отчет о НИР «Дончак». СГАУ// Дружин А. Н., Рыжков. В. В. и др. инв. № 777. -Самара. -2000.212

116. Разработка математической модели рабочего процесса управляющих двигателей нового поколения адаптивных систем управления ракетами-носителями. Отчет о НИР «Нивелист». СГАУ// Дружин А. Н., Рыжков. В. В. и др инв. № 789. -Самара.-2001.

117. Установка вакуумная УВ 3/2: Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЩП 2. 950.089 ТО / Предприятие и/я А - 3634, -1981.

118. Авторское свидетельство № 308888 по кл. G 01 F 13/00 от 01.02.1990.

119. Авторское свидетельство № 267061 по кл. G 01 L 1/22 от 04.01.1988.

120. Березкин В. Г., Татаринский В. С. Газохроматографические методы анализа примесей. М: Наука, -1970, - 208 с

121. Муравьева С. И., Казнина Н. И., Прохорова Е. К. Справочник по контролю вредных веществ в воздухе. М.: Химия, -1998, - 320 с.

122. Похил П. Ф., Мальцев В. М., Зайцев В. М. Методы исследования процессов горения и детонации. М: Наука, -1969, - 301 с.

123. Volchkov Е. P., Lebedev V. P., Shishkin N. Е., Dvornikov N. A. Investigation of swirling film cooling in the initial tube section. 6ht Int. Heat Transf. Conf., Toronto, 1978, v. 5, p. 291-295.

124. Волчков Э. П., Синайко E. И. Измерение концентрации газа на стенке при локальном вдуве в начальном участке трубы аргона и гелия. ПМТФ, 1970, №6, с 131-135.

125. Дружин. А. Н. Определение концентрации охладителя на стенке сопла ракетного двигателя малЪй тяги при вдуве дозвуковой газовой завесы//Сб. Тепловые процессы в двигателях и энергоустановках летательных аппаратов. -Казань, КГТУ,-2002 (в печати).

126. Schoemman L., Bloc. "Laminar boundary-layer heat transfer in low-digits rocket nozzles", -J. Spacecraft and Rockets, -1968, vol. 5, № 9, p. 1082-1089.

127. Дружин. А. Н. Алгоритм расчета газовых завес при проектировании высокотемпературных ракетных двигателей малой тяги//Сборник «Вопросы теории и расчета рабочего процесса тепловых двигателей», Уфа, УГАТУ, -2002 (в печати).