автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Тяговые характеристики и газодинамика реактивных сопел ракетных двигателей, работающих в широком диапазоне изменения внешнего противодавления

//

На правах рукописи

Семенов Василий Васильевич

УДК 629.7.036

ТЯГОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ГАЗОДИНАМИКА РЕАКТИВНЫХ СОПЕЛ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ, РАБОТАЮЩИХ В ШИРОКОМ ДИАПАЗОНЕ ИЗМЕНЕНИЯ ВНЕШНЕГО ПРОТИВОДАВЛЕНИЯ

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

Автореферат диссертации на соискание ученой степе1ш доктора технических наук

Москва 2001 г.

Работа выполнена в Московском государственном авиационном институте (в техническом университете), МАИ, г. Москва.

Научные консультанты:

Официальные оппоненты:

доктор техн. наук, профессор Дубенец Сергей Александрович доктор техн. наук, профессор Рубинский Виталий Романович доктор техн. наук, профессор Бобылев Владимир Михайлович,

Ведущая организация: НПО «Энергомаш», г. Химки, Московская область.

Защита состоится " " в /& час.

на заседании диссертационного совета Д 212.125.08 в Московском государственном авиационном институте (техническом университете).

Отзыв на автореферат в 1 жземпляре, заверенный печатью, просьба высылать по адресу института:

г: МоС^ьа у Волоколамское шоссе, д.4.} А-80,ГСП'3^

Автореферат раюсдан "__"_2001 г.

Ученый секретарь, кандидат техн. на\к, доцент

Э. Н. Никшюрец

Актуальность темы.

Современные двигатели мощных ракетоносителей, например, РН «Эне-ртя» (двигатели РД-0120, РД-170), РН «Space Shuttle» (двигатель SSME), РН «Ариан-5» (двигатель «Вулкан») начинают работать со старта на Земле и далее действуют в условиях переменного давления окружающей среды. Реактивные сопла таких двигателей на малых высотах полета работают с перераспшрением газа, а на больших высотах - с недорасширением, так как рассчитаны на давление на срезе 0.02 МПа. Поэтому они на старте ракеты из-за перераспшрения газа имеют заметные потери удельного импульса, которые могут достигать до 10... 15%, а в вакууме - 3...9 %. Отсюда видно, что большие возможности в повышении удельного импульса двигателя имеют сопла с регулируемой степенью расширения. Высокие потери тяги из-за нерасчетности истечения интенсифицируют работы по модернизации существующих реактивных сопел с фиксированной степенью расширения. Такие работы ведутся в США - на фирме «Ро-кетдайн», во Франции - на фирме «СЕР», в Японии - на фирме «Мицубиси», а в Рос-

#ии - в Центре им. М.В. Келдыша, НПО «Энергомаш», КБ Химавтоматики, МАИ и ругих фирмах.

Одним из перспективных решений этой задачи является применение щелевого сопла с большой степенью расширения. Причем, конструкция сопла не слишком усложняется. Благодаря передаче через кольцевую щель атмосферного давления внутрь сопла, происходит принудительный отрыв газа от его стенок, в результате чего участок сопла за щелью как бы «отключается», и сопло работает на близком к расчетному режиме. По мере подъема на высоту скачки выходят на срез сопла, в этом случае высотное сопло также работает на автомодельном режиме. Высотная характеристика такого щелевого сопла, благодаря последовательному включению в работу отдельных его участков, близка к характеристике сопла с непрерывно регулируемой высотностью.

Другим направлением совершенствования двигательной установки большой тяги является разработка новых вариантов конструкций сопловых блоков, состоящих из круглых сопел, выходные сечения которых объединены общим насадком. Множество вариантов взаимного расположения двигателей, а также возможность совместного их использования, работающих на различных компонентах топлива, дают основание сделать вывод о перспективности разработки таких сопловых блоков.

Кроме того, из-за габаритных ограничений может возникнуть необходимость существенного укорочения длины круглого сопла, используемого в сопловом блоке, даже ценою некоторого возрастания потерь тяги. Широко используемые на практике ^^олее простые и удобные инженерные методики, как правило, основываются на ЩР1одификации течения газа в некотором «базовом» сопле. Однако при уменьшении длины сопла эти методики не могут быть автоматически перенесены на построение контуров коротких сопел. При переходе к коротким соплам картина течения качественно меняется, в поле течения появляется висячий скачок уплотнения.

С целью уменьшения массы двигателя при изготовлении сопла с большой степенью расширения стенки пологой части его оболочки выполняются тонкими. При работе такого сопла на режимах перерасширения происходит деформация и искажение его

контура, в результате чего на оболочке сопла образуется волнистая поверхность с упорядоченной рельефной структурой в виде выступов и впадин. При обтекании сверхзвуковым потоком рельефной поверхности со сложной структурой из-за волнового сопротивления могут возникнуть потери тяги.

В классических трудах (например, в книге академика Черного Г.Г. «Газовая динамика») с помощью метода разделения переменных решена двумерная задача об обтекании потоком одноволновой рельефной поверхности. Однако задача об обтекании волнистой поверхности со сложной трехмерной рельефной структурой не была решена. Поэтому разработка методики расчета обтекания потоком волнистой поверхности с трехмерной рельефной структурой является актуальной задачей.

Для экспериментальной проверки волнового сопротивления насадков с рельефной структурой поверхности требуется высокая точность измерения потерь тяги. В связи с этим необходима модернизация эксплуатируемой в МАИ дифференциальной установки, предназначенной для исследования потерь тяги в реактивных соплах.

Целью работы являются:

1. Разработка методов проектирования щелевого сопла и сопловых блоков с регулируемой высотностью, предназначенных для работы в широком диапазоне изменения внешнего противодавления, что позволяет иметь на старте с Земли выигрыш тяги за счет уменьшения перерасширения, а в космосе - за счет увеличения степени расширения.

2. Создание на основе расчетно-теоретических исследований и обобщения экспериментальных данных обтекания рельефной поверхности, возникающей на тонкостенных сопловых насадках, методики расчета удельного волнового сопротивления и потери тяги в насадках с различными рельефными структурами поверхности.

Для достижения поставленных целей были сформулированы следующие задачи работы:

- Экспериментальное исследование газодинамических способов регулирования высотности круглого сопла и сопловых блоков, состоящих из расположенных в ряд «земных» сопел, снабженных общим высотным насадком, а также выработка практических рекомендаций по проектированию щелевых сопел.

- Расчегно-теоретический анализ обтекания потоком газа волнистой поверхности сопла со сложной рельефной структурой и экспериментальное исследование волнового сопротивления такой поверхности.

- Модернизация дифференциальной установки с целью повышения точности измерения потерь тяги в реактивных соплах, работающих в широком диапазоне изменения внешнего противодавления.

Разработка инженерной методики профилирования контуров коротких радиусных сопел ракетного двигателя.

Научная новизна работы заключается в следующем: 1. Разработаны рекомендации по проектированию щелевого сопла, высотная характеристика которого, благодаря последовательному включению в работу отдельных его участков и увеличению его степени расширения, становится близкой к характеристике сопла с непрерывно регулируемой высотностью. Экспериментально исследованы способы регулирования высотности сопла, основанные на снятии перерасншрения газа

внутри сопла путем перепуска газа через кольцевые щели, организованные в расширяющейся части сопла. Выявлено влияние различных конструктивных параметров щели ira прирост тяги.

2. Предложен эффективный способ регулирования высотности соплового блока путем устранения застойных зон внутри насадка за счет организации механизма перераспределения давления газа, а в случае плоских высотных насадков - путем разворота тяговых стенок насадка от оси блока. Экспериментально исследованы тяговые характеристики соплового блока на режимах перерасширения, состоящего из 4-х круглых «земных» сопел, которые снабжены высотным насадком.

3. Впервые решена в линейном приближении с помощью метода разделения переменных (метод Фурье) задача об обтекании потоком волнистой поверхности со сложной трехмерной рельефной структурой. В опытах с насадками обнаружено новое явление - критические режимы обтекания выступов, при наступлении которых резко возрастают потери, с расположением следа плоского фронта волны смещения стенки на неглавной диагонали M 2 — 1 — (w A, jnX3 )2 = 0 при кратных отношениях длин волн смещения стенки m Л l / п À 3 . Расчетно-теоретический анализ обтекания потоком кельефной поверхности показал, что наступление критического режима обтекания

M 2 — 1 — (/L1 /Д з )2 =0 зависит не только от скорости потока - числа Маха, но и

от структуры рельефа поверхности — от отношения сторон волнового пакета Х1/Х.3. Экспериментально исследованы обтекания потоком поверхности сопла с одноволно-вой, рядной, ромбической и шахматной рельефными структурами.

4. Создана удобная для практического пользования инженерная методика, позволяющая профилировать контуры радиусных сопел с учетом явления фокусирования ударной волны в поле течения.

5. Разработаны практические рекомендации по проектированию основных элементов дифференциальной установки, таких как механический преобразователь силы - тензо-метрический стакан и диффузор для испытания высотных сопел в земных условиях.

Практическая ценность работы Высотное круглое сопло, содержащее в сверхзвуковой части ряд кольцевых уступов, использовано для организации направленного отрыва потока газа на огневом стенде филиала «Прибор» предприятия ГосНИИАС.

Модернизирована эксплуатируемая в МАИ дифференциальная установка: повышена точность измерения величины потерь тяги в реактивном сопле за счет оснащения тензостакана упругими элементами; предложены и использованы цилиндрические диффузоры для испытания сопел с большой степенью расширения; создана методика проведения испытаний в земных условиях высотных сопел, основанная на опо-

Кредованном сравнении сопел путем использования третьего сопла. На установке про-одятся лабораторные работы по курсу «Теория и расчет ДЛА» со студентами старших курсов и научно-исследовательские работы по изучению потерь тяги в соплах.

Разработанные способы регулирования высотности сопла могут быть использованы при проектировании ракетных двигателей, работающих в широком диапазоне изменения внешнего противодавления.

Волновое сопротивление, которое возникает при обтекании потоком волнистой поверхности сопла со сложной рельефной структурой, могут быть учтены при проектировании реактивных сопел с большой степенью расширения и других элементов ЛА и ДУ, например, крыльев JIA.

Применение на практике созданной инженерной методики профилирования коротких радиусных сопел позволит существенно сократить длину сопла без заметного ухудшения его тяговых характеристик.

По теме диссертации выполняется НИР по программе Минобразования РФ «Научные исследования высшей школы по приоритетным направлениям науки и техники».

Достоверность результатов работы обеспечена:

- использованием современных математических методов для решения прикладных задач течения потока газа в реактивных соплах;

- большим экспериментальным материалом, полученным с использованием высокоточной газодинамической дифференциальной установки, предназначенной для определения тяговых характеристик сопел;

- хорошим согласованием теоретических и экспериментальных результатов, полученных при холодном и огневом испытании реактивных сопея для определения их тяговых характеристик и волнового сопротивления.

Апробация работы и публикации.

Основные результаты диссертационной работы докладывались та:

• Международной конференции по космонавтике (г. Пекин, КНР, 1991)

• Всесоюзной научно-технической конференции «Современные проблемы ДЛА» (МАИ, г. Москва, 1981г., 1986 г.)

• Гагаринских чтениях по космонавтике (Москва, 1982 г., 1989 г.)

• Отраслевой конференции «Наземные испытания и процессы в стендах» (г. Фаустово, М.О., 1989 г., 1990 г.)

По материалам диссертации опубликовано 24 печатных работ, получено 5 авторских свидетельств СССР, 3 патента РФ.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, выводов и списка литературы. Объем диссертации - 278 стр. Библиография составляет 150 наименований.

Автор защищает следующие основные положения работы:

• газодинамические способы регулирования высотности круглых сопел с большой степенью расширения, работающих в широком диапазоне изменения внешнего противодавления;

• способы улучшения тяговых характеристик соплового блока, состоящего из расположенных в ряд обычных круглых сопел, которые объединены общим высотным насадком;

• методику расчета волнового сопротивления, возникающего при обтекании сверхзвуковым потоком волнистой поверхности сопла с упорядоченной рельефной структурой в виде выступов и впадин.

• Инженерную методику профилирования коротких круглых сопел, используемых при габаритных ограничениях.

• практические рекомендации по проектированию дифференциальной установки, предназначенной для исследования тяговых характеристик сопел ракетного двигателя и органов управления вектором тяги.

ОСНОВНЫЕ ТЕЗИСЫ РАБОТЫ В главе 1 проведен обзор научной информации по исследованию обтекания потоком рельефной поверхности головной части летательного аппарата. Показано, что за рубежом значительное внимание уделяется выявлению основных механизмов возникновения рельефной поверхности в виде выступов и впадин. Была выявлена связь между изменением длины волны рельефной поверхности и давлением потока, а также изменением шага рельефной сетки и поверхностным трением. Было установлено, что для образования рельефной поверхности необходимо существование сверхзвукового течения и турбулентного пограничного слоя.

Особое внимание уделено изучению способов регулирования высотности сопла. В работе рассмотрены различные способы регулирования высотности сопла, такие как использование двухпозиционного сопла, сопла с выдвижным насадком, сопла с поворотными щитками, сопла с изломом контура, сопла со сгорающей вставкой. ^^ Из проведенного обзора литературы по повышению эффективности работы вы-■ИЬтных сопел в широком диапазоне высот полета видно, что, способы улучшения тяговых характеристик двигателя в современном двигателестроении в той или иной степени приближаются к идеальной схеме регулирования, когда давление на срезе сопла на всем участке работы двигателя равно давлению окружающей среды. Наиболее близко к идеально регулируемому соплу подходит сопло с выдвижным насадком, когда выдвижение секций происходит не сразу, а последовательно по мере уменьшения давления окружающей среды. Однако все описанные выше устройства имеют большие конструктивные недостатки. Так, двухпозиционное сопло с выдвижным насадком конструктивно сложно и требует отдельного узла - механизма для выдвижения насадка. Это утяжеляет двигательную установку и снижает надежность работы двигателя.

При газодинамических способах регулирования высотности сопла достигается хороший положительный эффект увеличения тяги двигателя с высотным соплом. Однако отсутствуют результаты экспериментов, проведенных с соплом с кольцевой щелью, стенки которой параллельны оси сопла. Недостаточно изучено влияние на тяговые характеристики сопла с большой степенью расширения наличия уступа или пояса отверстий. Кроме того, получены первые результаты по исследованию тяговых характеристик сопла с несколькими кольцевыми щелями.

В главе 1 рассмотрены также основные методы профилирования коротких

круглых сопел, имеющих отношение их длины к выходному диаметру Ьс = Ь0 / с!а =

-1.3 и менее. Существует два основных подхода к профилированию круглых опти-,ных сопел. Первый подход, наиболее строгий, основан на решении вариационных задач газовой динамики с помощью различных методик: метода контрольного контура, общего метода Лагранжа, прямых вариационных методов. Показано, что при вариационном методе профилирования коротких сопел в поле течения имеет место фокусированная ударная волна. Другой подход заключается в выборе оптимального сопла из заранее определенного семейства контуров с заданными свойствами. Рассмотрены три основных способа профилирования круглых сопел: выбор оптимального контура сопла

в семействе заданных кривых с расчетом для каждого нового приближения поля течения и суммарных потерь; выбор оптимального контура сопла из семейства контуров с равномерной характеристикой; расчет контура с использованием теоретико-эмпирических положений. В работе приведены преимущества и недостатки этих методов профилирования сопел.

На основе анализа различных способов регулирования высотности сопла и обзора научной информации по исследованию обтекания потоком волнистой поверхности со сложной трехмерной рельефной структурой показана перспективность исследования газодинамических способов регулирования высотности сопла с большой степенью расширения и создания методики расчета удельного волнового сопротивления рельефной поверхности, а также сформулированы задачи диссертационной работы, решение которых необходимо для достижения поставленной цели исследования.

Вторая глава посвящена модернизации эксплуатируемой в МАИ дифференциальной установки, схема которой приведена на рис. 1. Для измерения разности тяг двух сравниваемых сопел применяется преобразователь механических величин - полый тонкостенный тензостакан (рис. 2). Измеряемая механическая величина (разность тяг двух сравниваемых сопел) воздействовала на тензостакан, вызывая его деформацию в пределах диапазона измерений, пропорциональную этой разности тяг - Д Р.

Расчеты показывают, что чем меньше диаметр, тоньше стенки тегоостакана и длиннее колонна маятникового узла, тем выше механическое напряжение. Вместе с тем одним из важных параметров установки является ее собственная частота колебания, которую желательно иметь как можно выше. Однако расчет собственной частоты установки показал, что для её повышения необходимо: укоротить длину колонны, облегчить установку, повысить жесткость тензостакана.

Таким образом, с одной стороны, высокое давление сжатого воздуха, протекающего через тензостакан, не позволяет изготовить тонкими его стенки, а также большие гидравлические сопротивления не дают уменьшить диаметр тензостакана, а с другой - повышение собственной частоты установки требует укорочения длины колонны, что ведет к снижению уровня полезного сигнала. Кроме того, из-за ограниченного расхода воздуха испытуемые сопла имеют небольшие размеры. Вследствие этого из-за малых потерь тяги в соплах, которые составляют от сотых долей до нескольких процентов, величина разности тяг испытуемых сопел будет небольшая. В этом случае выходной сигнал окажется небольшим и будет находиться в пределах порога чувствительности прибора. Из-за охлаждения стенок тензостакана, на которых наклеены тензодатчики, во время экспериментов на установке происходит дрейф нуля прибора, что вносит дополнительные погрешности в измерение силы.

Поэтому с целью повышения точности измерения предложена новая модификация тензостакана. Новый тензостакан отличается от известного тем, что он снабжен дополнительными упругими элементами (рис. 2). Причем тензодатчики наклеены не на стенки тензостакана, а на упругие элементы. Упругие элементы расположены попарно на диаметрально противоположных сторонах тензостакана параллельно его оси и разнесены на равные расстояния от его стенок. Оптимальным размером упругого элемента является сама база тензодатчиков, а толщина его - Э = 0.15 мм. Использование упругих элементов позволило увеличить коэффициент преобразования, примерно, в 10 раз и полностью исключить дрейф «О» прибора, так как изолирован

Дифференциальная установка

1 - ресивер, 2 - тензостакан, 3 - колонна, 4 - дифференциал, 5 - цилиндр, б - сопло, 7 - делительное сопло, 8 - демпфер. ^ Рис. 1.

Тензостакан

1 - упругие элементы

Рис. 2.

Цилиндрический диффузор

Ра = 0,01 МПа, рк/р„ =600, К = 1,4

ные тензодатчики не успевают охладиться во время проведения эксперимента. Тен-зостакан с упругими элементами признан изобретением и на него получено авторское свидетельство № 1547498, 1989 г.

Для испытания высотных сопел на установке в земных условиях предложен сверхзвуковой диффузор (рис. 3). Из всех известных схем диффузора: простого цилиндрического, с расширяющимся насадком, с входным и

выходным насадками, с эжектором и т.д. был выбран цилиндрический, так как во время работы дифференциальной установки он не создает тягу. «Допустимое» соотношение между давлением на срезе сопла р„ и атмосферным р„ при цилиндрическом диффузоре определяется:

(р*'ря)т = +1)

В таблице № 1 приведен расчет значения (ро /рд)пйп в зависимости от степени расширения газа в сопле

Таблица №1

Рх/ Ра 10 20 30 40 50 60 100 1000 2000 4000 1

(Ра/Рн)пС 0.19 0.13 0.11 0.09 0.08 0.07 0.64 0.03 0.022 0.01«

(Ра/Рн)цД 0.13 0.01 0.08 0.07 0.065 0.06 0.05 0.03 0.018 0.013™

Из анализа приведенных данных для (ра / р н ) видно, что цилиндрический диффузор обеспечивает работу сопла на режиме глубокого перерасширения без срыва потока от стенок сопла. Таким образом, предложение проводить испытания высотных сопел на режимах глубокого перерасширения без барокамеры с цилиндрическим диффузором вполне может быть оправдано большой простотой, особенно при работе на дифференциальной установке.

Во время испытаний высотных сопел на установке при их работе на режимах перерасширения происходит отрыв потока в сечении сопла, которое заранее не предсказуемо (в каждом запуске из пары в гладком высотном сопле - эталоне отрыв может происходить в разных сечениях). В связи с этим возникают дополнительные погрешности в измерение потерь тяги. Предлагаемый способ проведения испытаний, в котором на одном из цилиндров установки помещено третье сопло, работающее на автомодельном режиме, а на другом попеременно устанавливаются сравниваемые сопла, позволяет устранить этот недостаток. В случае обеспечения одинакового давления в воздушном дифференциале, в каждом запуске из пары третье сопло будет создавать одинаковую тягу. Равенство расходов рабочего тела в парном запуске через третье сопло является необходимым и достаточным условием для сравнения тяговых характеристик испытуемых сопел между собой.

На основе модернизации дифференциальной установки даны практические рекомендации по проектированию, монтажу и эксплуатацию аналогичных установок, создаваемых или эксплуатируемых в других фирмах.

В третьей главе приведены результаты экспериментальных исследований газодинамических способов регулирования высотности сопла и оценка эффективности сопла с регулируемой степенью расширения.

и

Разрабатывая и исследуя сопла с изменяемой в полете высотностью, необходимо оценить эффективность двигателя с такими соплами. Например, какой выигрыш тяги может быть получен при замене сопла двигателя, работающего в условиях переменного атмосферного давления, щелевым соплом с большой степенью расширения. Поэтому практический интерес представляет изменение высотных характеристик двигателя при замене у него сопла с давлением на срезе ра =0.06; 0.02 МПа на высотное сопло с давлением ра = 0.01; 0.005 МПа. При этом будут изучены два двигателя: один работает на топливе - водород + кислород, а другой - на топливе: керосин + кислород.

Тяга двигателя на высоте Н найдется из уравнения:

Рн _1 __

Р = е (1 г (А.)

1 -

Ры « О >9 О . )г (Л . )

Величина разности высотных характеристик двигателя, снабженного земным соплом или высотным может быть определена по соотношениям:

для К = 1.2 Ар = (р(ра = рп)-Р{ра = 0.02МПа))/Р [ра = ОШМПа)

^шя К= 1.15 Д р"=(р (Ра = р„)-Р (ра = 0.06Л/Яа))/Р (ра=0.06МПа)

^^де Р„ - тяга двигателя, р„ = 20 МПа - давление в камере сгорания, /V - площадь критического сечения сопла, ра - давление на срезе сопла, рн - атмосферное давление; е(1), ц (Лц), 2 (.'Яц) - газодинамические функции.

Результаты вычислений высотных характеристик этих двигателей представлены на рис. 4а (кривая 1 - сопло с ра= 0.005 МПа, кривая 2 - сопло с ра= 0.02 МПа, кривая 3 - сопло с ра= 0.06 МПа, кривая 4 - щелевое сопло). Расчеты показывают, что замена на двигателе, работающего на топливе водород + кислород, сопла с давлением на срезе ра=0,02 МПа на щелевое сопло с большой степенью расширения ра= 0.005 МПа, причем кольцевая щель расположена в сечении с давлением рщ= 0.06 МПа, может дать на старте выигрыш тяги Д Р = 8 %, а в вакууме - д Р = 3,65 % (рис. 4а, кривая 4). Замена на двигателе, работающего на топливе керосин + кислород, земного сопла с давлением ра = 0,06 МПа на щелевое сопло с большой степенью расширения с давлением на срезе ра = 0.01 МПа может дать выигрыш тяги в вакууме Д Р = 6,8 % (рис.. 46, кривая 5), а с р„= 0.005 МПа - в вакууме д Р = 9 % (рис. 46, кривая 4).

В данном случае на старте ракеты с Земли выигрыша в тяге не будет, так как высотное щелевое сопло работает на старте как земное сопло с давлением на срезе ра=0,06 МПа. Таким образом, замена земного сопла ракетного двигателя щелевым соплом с большой степенью расширения существенно повышает средний по траектории удельный импульс двигателя.

Другим главным показателем эффективности двигателя является степень его ^^шияния на летные характеристики ракетоносителя (РН). Для РН главной характеристикой является конечная его скорость. Исходя из этого, рассмотрена схема ее расчета, которую можно использовать для оценки разрабатываемых сопел с изменяющейся высотностью Ук = V- Д Vн - Д - Д Ус , где \гид - идеальная скорость РН; Д Vн - потери скорости из-за воздействия атмосферного давления на удельный импульс; А у — потери скорости из-за земного тяготения

А? %

О -5

-10 -15

Топливо:

. Г 4

3* /■ —

/ ¿4 ч 34 40 Н ХМ

V

У • ■'

°2+Н2

р„ = 20 МПа К = 1.2

1 - р» = 0.005 МПа

2 - ра = 0.02 МПа

3 - р, = 0.06 МПа

Рис. 4а

Высотные характеристики двигателя

ЛР ' %

!0

£ О -5 -10 -15

■ / л

<х> \ /Л лХ/

/ £0 30 ■90 к».

Л]

. Топливо: Керосин +О2

р0 = 20 МПа К = 1.15

1 - р„ = 0.005 МПа

2 - ра = 0.01 МПа

3 - р„ = 0.06 МПа

5 - Щелевое <?(?/7ЛО

Рис. 46

^-о - удельный импульс на

где 9 - угол наклона вектора скорости к горизонту. Земле, п - начальная тяговооруженность РН.

А Vс - потери скорости из-за аэродинамического сопротивления

д у _ 3 н-о У с ¿М , где q=pV2/2 - скоростной напор, С Рм» * И

Р^&Мн/Рм- начальная поперечная нагрузка, Сх - коэффициент аэродинамического сопротивления (функция формы РН и числа М).

Изменение высотности сопла будет сказываться непосредственно на первых двух составляющих: Уад и А V,,. На участке полета ракеты от ц = 1 до /л — /

= -/я!

« - а»

имеем:

.АУН == (Уя - Jн = oXЛif

Ря

Рн = о А

На следующем участке полета от// — /л у до (л — ¡л к будем иметь:

уид1 =апг\4!ик) -А^я = - '/я-О)Ра1 ]■

Рн ¿М

МкРн = о М

где ¡л - относительная масса РН. Если высотность сопла изменяется больше одного раза, то и число участков соответственно будет больше.

По приведенной методике была рассчитана эффективность сопла с изменяемой высотностью для РН «Сатурн - 5». Изменение высотности сопла достигалась путем организации кольцевой щели в сверхзвуковой части сопла. На рис. 5 показан прирост конечной скорости РН при установке на двигатель I ступени высотного сопла, имеющего одну кольцевую щель. Как видно, чем выше высотность сопла, тем заметнее прирост конечной скорости ракеты.

Влияние высотности сопла на конечную скорость РН

О, Я 9,6Г

0,25x10 Ла

Рис. 5

Рис. 6

Например, замена щелевого сопла с давлением на срезе ра = 0,3.105 Па на такое же сопло с давлением на срезе ра = 0,1 .105 Па дает выигрыш в скорости Л V* = 350 м/с. С другой стороны, в каждом случае можно найти «оптимальное» положение щели, определяющее высотность сопла на первом участке полета ракеты. На рис. 5 показано, что при конечной высотности щелевого сопла ра = 0,2.105 Па «оптимальное» расположение щели соответствует рщ = 0,65.105 Па. Оптимизация расположения кольцевой щели в сверхзвуковой части щелевого сопла дает прирост конечной скорости РН Д V* = 30 м/с (рис. 6).

Для экспериментальных исследований газодинамических способов регулирования высотности сопла в широком диапазоне изменения атмосферного давления в качестве объектов исследования были выбраны круглые конические сопла. При этом учитывалось, что основные результаты, полученные на конических соплах, будут справедливыми и для профилированных сопел. Основная часть экспериментов быта выполнена на соплах с [) а = 12 °, <За = 36 мм и с1кр = 10 мм. Сопла были рассчитаны на

число Маха М. = 4. При проектировании модельных сопел соблюдалось равенство чисел Рейнольдса Яс и Маха М модельных и натурных сопел, а также их геометрическое подобие. Поэтому результаты испытаний модельных сопел вполне можно перенести на натурное изделие. Испытание щелевого сопла проводилось на дифференциальной установке. При этом изменение внешнего давления имитировалось изменением давления в камере, то есть изменением отношения давлений р»/рк , которое и определяет режим работы сопла.

Было изучено влияние различных конструктивных параметров щели на тяговые характеристики сопла. Так, установлено, что положение стенки щели (находятся ли они перпендикулярно или параллельно оси) заметно влияет на прирост тяги. Причем при одинаковых размерах обе щели дают один и тот же максимум прироста тяги 5 - 5.5 % (рис. 7). Однако диапазон изменения давления, при котором наблюдается прирост тяги, заметно шире у щели с параллельными оси сопла стенками. Чтобы сравнение велось при одинаковых условиях, у обеих щелей высота уступов была одинаковая. Выявлено, что щель с перпендикулярными стенками Даже при наличии уступа оказалась менее эффективной (рис. 7, кривая 2), чем щель с параллельными стенками (рис.7, кривая 3).

Влияние формы щели на прирост тяги

1 - стенки щели

перпендикулярны 2-Х. стенки + уступ 3 - стенки щели параллельны

Это можно объяснить тем, что атмосферный воздух через щель с параллельными стенками возможно за счет лучшей эжекции поступает внутрь сопла больше, чем через щель с перпендикулярными стенками. В этом случае давление за щелью (на уступе) повышается и скачок уплотнения продолжает оставаться на кромке щели, препятствуя перерасширению газа. В результате этого расширяется диапазон изменения внешнего давления, при котором имеет место прирост тяги.

Эксперименты также показали, что на прирост тяги влияет местоположение щели по длине сверхзвуковой части сопла. Показано, что чем дальше расположена щель от критического сечения сопла, тем шире диапазон изменения внешнего давления, при котором наблюдается прирост тяги (рис. 8). Это объясняется тем, что при заданных размерах сопла степень перерасширения газа внутри сопла остается постоянной.

Влияние расположения щели по длине сопла

аР %

Г

/

3

1 - щель вблизи

крит. сечения

2 - щель посередине

сопла

3 - щель вблизи

вых. сечения

0.05

0.1

0.!£ Рис.8

Поэтому при расположении щели ближе к выходному сечению сопла она захватывает всю область перерасширения газа (т.е. щель расположена не в начале или посередине зоны перерасширения газа, а в ее конце). В этом случае скачок, препятствующий перерасширению газа, будет находиться на кромке щели до тех пор, пока из-за повышения давления на входе в сопло (или понижения атмосферного давления) не закончится зона перерасширения газа в сечении сопла, где находится щель.

При смещении за щелью контура сопла прирост тяги составляет 6 - 7% и смещение контура практически не влияет на его максимальную величину (рис. 9, кривая 2). Однако в сопле со смещенным контуром диапазон изменения давления, при котором реализуется прирост тяги, значительно шире. Объясняется это тем, что при повы-:ении давления перед соплом (или понижении атмосферного давления) из-за смеще-контура на кромке щели происходит поворот потока (наступает течение Прандгля - Майера).

В этом случае скачок продолжает находиться на этой кромке, препятствуя пе-рерасширеншо газа. Наконец, наступает момент, когда давление газа в этом сечении сопла, где находится щель, становится больше атмосферного и поток «прилипает» к поверхности участка сопла за щелью. Скачок уходит с кромки щели и перескакивает сразу на середину участка сопла за щелью.

^^пен

16 •

В этом случае наступает резкое понижение давления на этом участке сопла, в результате чего прекращается прирост тяги и вновь возникают потери тяги из-за перерасширения.

Влияние смещения контура сопла на прирост тяги

1 — без смещения контура

2 - со смешением контура + щель открыта

в ■ ASS а/

Рис.9

Для того чтобы представить физическую картину течения потока газа внутри щелевого сопла были проведены измерения статического давления на участке сопла за щелью (рис. 10). Показано, что при давлении газа рк<15 наличие щели слабо влияет На распределение давления по длине сопла. Это объясняется тем, что донная область за щелью остается еще открытой. В зону щели атмосферное давление передается по пограничному слою вдоль стенки участка сопла за щелью. Однако после того как в щелевом сопле донная область за уступом замыкается (рк >19), влияние участка сопла за щелью становится значительным.

Распределение давления по длине участка сопла за щелью

Р

U

as

4 г j

/¿3+s*r*9 te X

Рис. 10

Так, заметно понижается давление на участке сопла за щелью, в результате чего возрастают потери. Потери тяги, возникающие из-за плохого восстановления давления на участке сопла за щелью, можно уменьшить путем передачи атмосферного давления внутрь сопла через отверстия, образованные в разных сечениях этого участка. В этом случае в зону щели воздух поступает не только через щель, но и вдоль стенки по пограничному слою через эти отверстия:.

Поэтому после запирания щели давление не понижается и скачок находится на кромке щели до тех пор, пока давление в этом сечении не станет больше атмосферного. В этом случае в интервале изменения давления р. = 0,05 - 0,2 перерасширение газа в сопле снимается, при этом максимальный прирост тяги составляет 8% (рис. 11а, кривая 2). Следует заметить, что при организации на сверхзвуковой части одной узкой кольцевой щели скачок уплотнения уходит с кромки щели раньше, чем давление газа в сечении сопла, где находится щель, станет больше атмосферного.

Объясняется это тем, что при увеличении давления перед соплом (или понижении атмосферного давления) повышается энергия струи газа и она начинает подсасывать через щель воздух. Однако из-за неизменной ширины щели при дальнейшем увеличении давления перед соплом (энергия струи еще больше повышается) наступает кризис течения воздуха (запирание щели) и никаким снижением давления на выходе из щели (на уступе) не удается увеличить расход воздуха. В этом случае давление за щелью (на уступе) быстро понижается, поток «прилипает» к стенке участка сопла за щелью, скачок уходит с кромки щели и вновь происходит перерасширение газа в сопле. Чтобы отодвинуть наступление кризиса течения необходимо увеличить ширину цели или принять другие меры.

Влияние организации поясов отверстий на прирост тяги

1 - одна щель

2 - щель+2 пояса

отверстий

3 - огневой эксп-нт

л/ ра

Рис. 11а

Результаты испытаний щелевого сопла (4ср= 23 мм, сЦ = 100 мм, (5=12 ), проведенных на огневом стенде (топливо: керосин + кислород), подтвердили корректность экспериментальных зависимостей прироста тяги от изменения внешнего давления, полученных при испытании щелевого сопла (<1кр= 10 мм, с!а = 36 мм, (3=12 ) на холодном воздухе (рис. 11а, точка 3). Эксперименты показывают, что с увеличением ширины щели прирост тяги возрастает (рис. 116, здесь кривая 1 -кривая1 -Ьщ= 0.2, кривая2-0.3, кривая 3 - Ьщ= 0.4). Однако следует учесть, что при чрезмерном увеличении ширины щели на расчетном режиме работы сопла (на большой высоте) возникнут потери тяги из-за большой высоты уступа (появляется донная область). Поэтому при юектировании сопел _с регулируемой степенью расширения рекомендуется ширину (елипринять, равной Ьщ= 0.2 - 0.4.

Для проведения расчета прироста тяги в щелевом сопле необходимо выяснить на каком режиме работы сопла скачок уплотнения уходит с кромки щели. С этой целью рассмотрим работу щелевого сопла в конце диапазона изменения отношения давлений Рафн, при котором сохраняется прирост тяги. На этом режиме работы сопло начинает работать как газовый эжектор, в результате чего наступает кризис течения эжекгируемого газа ( атмосферного воздуха) через кольцевую щель, при котором

те}

никаким снижением давления за щелью нельзя увеличить расход воздуха. В этом случае скачок уплотнения, находившийся на передней кромке щели, уходит в сторону выходного сечения сопла и основной поток газа запирает кольцевую щель.

Влияние ширины щели на прирост

тяги

1 — ширина щели 1 мм

2 - ширина щели 1,5 мм

3 - ширина щели 2 мм

Рис. 116

Режим запирания для сверхзвукового сопла можно определить по формуле [Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М., Наука, 1976 г.]

а (Я\)= —-д (Л ,)> ГДС Ч 00' 1 ) * газодинамические

4 а + 1

функции, а = Р^г- отношение площадей (р1- площадь сечения сопла, где находится щель; Ег- площадь кольцевой щели), Л} - приведенная скорость газа в сечении запирания, >-1- приведенная скорость газа в сечении сопла, где расположена щель. Отсюда находим Л\ - приведенную скорость газа в сечении запирания. По найденной Л\ вычисляем величину отношения давлений на входах в сопло р1* и в кольцевую щель р2* По = Р1*/ Р2*. при котором происходит кризис течения при заданном а.

+ 1 1

По =

, где г(Х1) = Х,1+1/Хь

аЧ(Лх)2{Л\)-2(Л,)

В нашем случае когда наступает режим запирания щели (скачок уходит с кромки щели), давление газа на входе в кольцевую щель равно атмосферному, т.е. р2" = 0.1 МПа. Поэтому легко определить давление на входе в сопло рг* = р1/П0. Затем по таблицам газодинамических функций находим ж( Л { ) = Р1/ рЛ Откуда определяем давление на кромке щели рь при котором наступает кризис течения р!= Л ) рЛ Тяга сопла со скачком внутри найдется из уравнения [Кудрявцев В.М., Курпатенков В.Д.и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М.: Высшая школа, 1993 г., т. 1-2]

Р = Рс,Рск(\+кМ 1)+ Рср (Г Так же найдется тяга щелевого сопла

Рщ = РгРщ (1 + КМ I )+ Р* - рщ )- Р.р.

Р = í (l)j>*F_ Z (А.)

1 -

Р * е (1 > (Л . (Я . )

где Р - тяга двигателя, р* - давление в камере сгорания, р<ж - давление в сечении расположения скачка уплотнения, р! - давление в сечении расположения кольцевой щели, рор = (р! - ра), ра - давление на срезе сопла, Рхр - площадь критического сечения сопла, Р<ж - площадь сечения сопла, где расположен скачок; Гц,- площадь сечения сопла, где расположена щель; Мж, Мц- число Маха, рк - атмосферное давление.

При расчете тяги сопла, работающем на расчетном режиме, коэффи-циенг скорости X» определяют из соотношения тс(Ха) = рн/ рк. Момент начала отрыва потока газа от стенки сопла вычисляем по формуле

(р1/р2)огр= 0,713(р*/ра)А167 Результаты расчетов по определению наступления кризиса течения газа в кольцевой щели сопла при различной ее ширине приведены в табл. 2:

Таблица № 2

Ширина щели мм Кризис течения При рк, Мпа

1 0,5 2,6

2 1,0 3,3

3 1,5 4,0

4 2,0 4,6

Расчет прироста тяги сопла с кольцевой щелью шириной Ьщ= 1 мм, проведенный в диапазоне изменения давления от рк= 1,0 МПа до 3,3 МПа, показал (рис. 12, кривая 2), что результаты расчетов и экспериментальные данные прироста тяги щелевого сопла с шириной щели Ьщ= 1 мм хорошо согласуются. Здесь кривая 1 - результаты экспериментальных исследований прироста тяги сопла со щелью шириной 1 мм.

%

OtóS

Расчет прироста тяги

2 \

Г \

Рис. 12

Представляет практический интерес схема сопла с несколькими кольцевыми щелями, расположенными по длине сверхзвуковой части сопла. В этом случае тяговые характеристики щелевого сопла приближаются к характеристике идеально регулируемого сопла. Установлено, что при наличии двух щелей диапазон изменения внешнего давления, при котором наблюдается прирост тяги, существенно шире (рис. 13, кривые 1,2;

.'.'■•' 20 кривая 3 - прирост тяги в сопле, имеющем одну щель). Было изучено влияние на прирост тяги передачи через щели атмосферного давления внутрь сопла. Для этого были проведены испытания сопла с двумя щелями, при закрытом коллекторе и в случае, когда он открыт (в этом случае через щели идет передача атмосферного давления внутрь сопла).

Характеристики сопла с двумя щелями

Рис. 13

Эксперименты показали, что при открытом коллекторе диапазон изменения давления существенно расширяется (рис. 13, кривая 2. Здесь кривая 1 - коллектор закрыт). Так, начиная с давления ра= 0,16 прирост тяги составляет, примерно, 4%, хотя при закрытом коллекторе здесь имели место потери тяги. Наличие двух максимумов прироста тяги (рис. 13,кривая 2) объясняется тем, что каждая щель последовательно включается в работу.

Изучено также влияние на прирост тяги смещения контура сопла за каждой щелью. Показано, что при смещении за каждой щелью контура и закрытом коллекторе (полость сопла не сообщается с атмосферой) диапазон изменения давления расширяется и он находится в пределах р, = 0,03 - 0,26 (рис. 14, кривая 2. Здесь кривая 1 -прирост тяги в гладком сопле с двумя щелями при закрытых коллекторах). Причем, прирост тяги при давлении р! = 0.26 меняет свой знак скачкообразно.

Влияние смещения контура на прирост тяги

1- контур не смещен, щели закрыты

Это объясняется тем, что при повышении давления перед соплом на кромке щели происходит дальнейшее расширение и поворот потока (течение Прандтля - Май-ера). При дальнейшем повышении давления перед соплом наступает момент, когда донная область замыкается, скачок перескакивает разрыв контура и происходит резкое понижение давления газа внутри сопла. Экспериментально установлено, что в сопле со смещенным контуром при открытом коллекторе отсутствует скачкообразное изменение знака прироста тяги (рис. 14, кривая 3). В этом случае, когда каждая щель соединена с атмосферой, донная область за щелью из-за подсоса через щель воздуха меньше создает сопротивление потоку газа.

На рис. 15 представлено сравнение характеристик сопел со смещенным контуром и без смещения, но при открытых коллекторах. Показано, что диапазон изменения внешнего давления, при котором наблюдается положительный эффект, шире у сопла без смещения контура. Предпочтение следует отдавать соплам с несколькими щелями без смещения кошура, так как при смещении контура из-за наличия донных областей на режимах работы сопла близких к расчетному потери будут велики. На основе проведенных аналитических и экспериментальных исследований тяговых ха-яктеристик щелевых сопел разработаны рекомендации по проектированию со-:ел с регулируемой степенью расширения, предназначенных для работы в условиях переменного атмосферного давления: Использование на двигателе I ступени высотного сопла, имеющего на сверхзвуковой части несколько кольцевых щелей, позволит иметь выигрыш в тяге на старте до 10 % за счет уменьшения перерасширения газа, а в пустоте - до 3 - 9 % за счет увеличения степени расширения с 0,06 - 0,02 МПа до 0,01 - 0,005 МПа.

Характеристики сопла без смещения и со смещением контура

А? %

\ с атмосферой 1 - контур смещен / 2 - контур не смещен

V

/ * , г

/ N

им

0,1

К

^круг

Рис. 15

В главе 4 описаны результаты проведенных экспериментальных исследова-соплового блока, состоящего из четырех расположенных по окружности или в ряд |утлых сопел, выходные сечения которых охвачены общим высотным насадком (рис. 16).

Для повышения конкурентоспособности отечественных ракетоносителей на мировом рынке необходимо создать новое поколение двигательных установок. За рубежом, например, в США разрабатывается ДУ Х-33 для РН нового поколения, состоящая из двух рядов двигателей (по десять камер сгорания в каждом) и общего цен-

трального плоского насадка. Преимуществом такой конструкции соплового блока является возможность увеличения тяги двигательной установки путем простого добавления модулей и регулирование степени расширения насадка.

Модельные круглые сопла, расположенные по окружности, и круглый насадок, охватывающий выходные их сечения, образуют сопловой блок, который рассчитан на число Маха Ма= 4 (рис. 16). Контур насадка является продолжением контуров круглых сопел. В качестве эталона для сравнения использовано круглое коническое высотное сопло с гладкой поверхностью.

Для профилирования короткого круглого сопла, используемого в сопловом блоке, предлагается методика, суть которой состоит в замене параболического контура, полученного с помощью вариационного метода, на дугу окружности.

Сопловой блок с круглым высотным насадком

Рис. 16

В ряде случаев, при заданных габаритах, как правило, продольных надо подобрать сопло, обеспечивающее при данном ограничении максимальные тяговые характеристики. В основе данного метода лежит базовое радиусное сопло с параллельным, но неоднородным истечением (рис. 17). Срез базового радиусного сопла располагается в сечении, проходящем через точку на оси второго базового параболического сопла, в которой достигается характерная скорость - число Маха (рис. 17). Таким образом, при проектировании короткого сопла необходимо подобрать контуры двух базовых (параболического и радиусного) сопел. Искомый контур получается при обрезании контура базового радиусного сопла по заранее заданному углу на срезе.

Схема построения радиусного сопла

- 23 ;.•'.'

Для упрощения построения и изготовления сопла его контур заменяется дугой

окружности с радиусом Л = X А! БШ. р т (4.1)

где р т - предельный угол отклонения профиля в точке М:

Р я = (А „ )

или

0 ,

J- * (А.)

(4.2)

где

Ч7 (ЛА)- газодинамическая функция. Кроме того, расстояние от критического сечения сопла до точки на оси, где достигается расчетная скорость М» равно (см. рис.17):

_ 2 Y А

X А = ^Y А+ ljVl - 1/

Координаты центра дуги окружности радиуса R находятся: _ 1 _ i г

Fo = R cos Рт - r(l-cos Рт)+ 1

(4.3)

Ха =X^ + rsin Д, Используя выражения (4.1) - (4.3) можно получить координаты профиля сопла:

Y = ■

sb Ря

1

X =Х,

1-

.л/1 + tgp

ф+'g'p

- cos Д + г sin Д

г (l - cos Д,) +1

(4.4)

Расчеты показывают, что при уменьшении длины сопла результаты, полученные по методике с использованием базового сопла с коэффициентом предельного угла <3=1/3 начинают все более отличаться от результатов, полученных с помощью вариационного метода. Поэтому данный метод при <3 1/3 был преобразован в эмпирический метод, основанный на приближении контура радиусного сопла к контуру, полученному с помощью вариационного метода. Для этого с помощью метода, когда используется базовый контур, определяют длину искомого короткого сопла. Затем по из-

|вестным длине сверхзвуковой части и радиусу выходного сечения (он заранее задан) Определяется оптимальный коэффициент (2 дтя угла предельного отклонения вектора скорости рт = <2 У (Аа).

Обработка результатов параметрических исследований коротких сопел с вариационной характеристикой, проведенных__к.ф-м.н. А А. Собачкиным, в широком диапазоне значений 1.1 < к < 1.67, 1 < Уа<25, Ьц / Ба > 0.5 позволила получить аппроксимационные зависимости величин оптимальных значений коэффициента предельного угла отклонения вектора скорости потока газа /} я = Q у/ (Я.

Q = (l.02 -0.015 fe- 0.0025 к2)t

0,2+ 0,3-0,5 X. /Г.

Л-И"

(4.5)

В таблице № 3 представлены результаты расчетов для сверхкороткого сопла Ya/Xa = 1 с небольшой степенью расширения. Расчеты показали, что потери тяги в радиусном сопле с оптимальным углом ¡3 т = Q у/ (Ла ) по сравнению с экстремальным контуром сопла (вариационный метод) составляют всего 0,03 %, а расчеты по определению оптимального значения коэффициента дали Q = 0.8 (см. табл.) и он с уменьшением длины сопла увеличивается. Расчеты также показали, что в отличие от контуров радиусного (Q=l/3) и укороченного сопел в поле течения у первых двух сопел имеется фокусированная ударная волна, которая образуется на границе поля предварительного расширения. __ __

Таблица № 3 к=1.14, Y. =4, Ха=4

Методика Профилирования Угол н срезе ßa Макс-ый угол ßm Число Ма Разница потерь %

Экстремальное сопло 0.379 1.018 3.139 0.00

Радиусное сопло (2=0.8 0.305 1.064 2.758 -0.03

Радиусное сопло <3=1/3 0.650 0.749 3.336 -0.64

Укороченное сопло 0.593 0.680 3.266 -0.89

По приведенной выше инженерной методике были рассчитаны, изготовлены и испытаны две серии радиусных круглых сопел с углами на срезе ß и = 6 °.

За основу принято «угловое» сопло, так как радиус скругления области критического сечения г = 0. Предельный угол отклонения вектора скорости ß m = Q у (Ла) определялся для Q = 1/3; 1/2.

Исходя из _условий испытания, у всех испытуемых сопел радиус выходного сечения был равен Y, = 2, а диаметр критического сечения с1кр= 10 мм. Эксперименты проводились на дифференциальной установке. В качестве эталона служили два профилированных укороченных сопла нормальной длины с теми же углами на срезе. Радиусные сопла сравнивались с эталоном при одинаковых угле ß т (ßm =1/3у (Ла)

и ßm = 1 / 2(//(Яа)) и угле на срезе ß а ( /? „ = 0 ° и ß а = 6° ). Результаты сравнительных испытаний радиусных сопел приведены на рис. 18 в виде зависимостей потерь от длины его сверхзвуковой части (кривая 1 - сопло с ßm = l/3ys(Aa), кривая 2

- сопло с ßm = 1/2у/(Ла), кривая 3 - расчет). Экспериментальные данные (рис. 18,

точка 6), полученные на предприятии КБ Точмаш Саблуковым A.C. при проведении огневых испытаний коротких круглых сопел согласуются с результатами испытаний радиусных сопел на воздухе, проведенных в МАИ.

На основе проведенных экспериментальных исследований тяговых характеристик коротких радиусных сопел предложена методика, при использовании которой можно существенно сократить длину сопла без заметного ухудшения тяговых его характеристик. На методику профилирования коротких радиусных сопел получено авторское свидетельство № 1695727,1991 г.

■ • . 25

Испытания на режимах перерасширения соплового блока, состоящего из четырех круглых сопел и насадка, показали, что круглый насадок вносит потери и прирост тяги блока составляет всего 3 % (рис.19, кривая 1).

Для улучшения тяговых характеристик блока, снабженного круглым насадком, при работе на режимах перерасширения предложено установить

Потери тяги в коротком радиусном сопле

£

%

4 <

N

Ч

1-Р.-0" р»=(1/3) )

2-Р„=6° рм=(1/3) )

3-р.-О" р„=(1/2) )

4- р.= 6° р„=(1/2) )

5 - р„= 6° (эталон)

6 - КБ Точмаш (Саблуков)

7-р#<>«еГ ¿70 РД К

Рис. 18

обтекатели в местах естественных уступов, образованных при переходе от сопел к насадку. Установка между срезами круглых сопел центрального обтекателя, имеющего форму конуса, способствовала расширению диапазона изменения давления ра/рн, при котором наблюдается прирост тяги (рис. 19, кривая 2). Было выявлено, что установка боковых обтекателей ухудшает тяговые характеристики на режимах перерасширения и сужает диапазон изменения давления ра/рн (рис. 19, кривая 3). Объясняется это тем, что при установке обтекателей исчезают естественные уступы, в результате чего скачки не задерживаются на срезах круглых сопел.

Влияние обтекателей на тягу Потери на расчетном режиме

Г Рис. 19 Рис. 20

Для улучшения тяговых характеристик соплового блока путем повышения давления в застойных зонах организован механизм перераспределения давления внутри насадка. Установлено, что при повышении давления в местах естественных уступов (на переходе между круглыми соплами и насадком) за счет перепуска газа через пояс отверстий с диаметром 1 мм, соединенных с помощью коллектора с уступами, максимальный прирост тяги на режиме перерасширения увеличивается до 4.2 % (рис. 21,

кривая 1). А при испытании на расчетном режиме соплового блока с круглым насадком наименьшие потери (- 0.3%) имеет блок, содержащий пояс отверстий с относительной площадью FOIB = 0.1, через которые происходит перепуск газа (рис. 20). Однако все эти мероприятия заметного улучшения тяговых характеристик соплового блока при работе на режимах перерасширения не дали. Поэтому были приняты дополнительные меры по устранению понижения давления внутри самого насадка путем организации в сечении, расположенном на расстоянии L/d*p = 2 от среза насадка, пояса из 12 отверстий с диаметром 1,2 мм, через которые атмосферное давление передавалось внутрь насадка.

Испытания соплового блока, снабженного круглым насадком с поясом отверстий, показали, что за счет подвода атмосферного давления прирост тяги увеличивается до 5.8 % (рис. 21, кривая 2). Объясняется это тем, что, благодаря передаче атмосферного давления через пояс отверстий при работе блока на режимах перерасширения внугри насадка после сечения отрыва идет лучшее восстановление давления газа.

Таким образом, показано, что за счет оснащения высотным круглым насадком двигательной установки, состоящей из отработанных двигателей I ступени, можно существенно повысить средний по траектории полета удельный импульс ДУ.

Рис. 21

В работе также исследованы тяговые характеристики сотового блока, состоящего из расположенных в ряд круглых сопел и плоского насадка, охватывающего их срезы (рис. 22). Плоский насадок имеет форму короба.

Две расширяющиеся тяговые стенки насадка являются продолжением образующих круглых сопел, а две боковые его стенки расположены перпендикулярно к тяговым стенкам. Сопловые блоки, содержащие различное количество в ряд расположенных круглых сопел и плоского насадка, были рассчитаны на число Маха М = 3.7. Изучены 4 варианта сопловых блоков. При этом количество сопел в блоке составляло п = 2, 4, 6, 8.

Испытания сопловых блоков, состоящих из различного количества расположенных в ряд конических сопел, при отсутствии плоского насадка показали, что меньшие потери имеет блок, состоящий из двух круглых сопел (0.15 - 0.8 %) (рис. 23, кривая 1), а большие потери - у блока, состоящего из 8-ми круглых сопел (0.4 - -3.0 %) (рис. 23, кривая 4).

Характеристики соплового блока

Рис. 23

Можно также заметить, что тяговые характеристики сопловых блоков на расчетном режиме улучшаются и составляют всего (0.15 - 0.4)%. При оснащении соплового блока, состоящего из 4х круглых сопел и плоского насадка, тяговые характеристики улучшаются в широком диапазоне изменения внешнего давления (рис. 24, кривая 2).

При развороте тяговых стенок насадка на шарнире, расположенном посередине насадка, перерасширение газа внутри насадка полностью снимается (рис.24, кривая 3). В этом случае сопловой блок работает как бы без насадка. А при развороте стенок на

К гарнире, расположенном на срезе насадка, происходит эжекция атмосферного воздуха нутрь насадка, на что указывает превышение тяговых характеристик блока, снабженного плоским насадком (рис. 24, кривая 4), над характеристикой этого же блока при отсутствии насадка (рис. 24, кривая 1). Очевидно, что при наступлении автомодельного режима течения газа в сопловом блоке необходимо привести тяговые стенки насадка в исходное состояние. На основе экспериментальных исследований тяговых характеристик соплового блока с плоским насадком предложены новые варианты схем блока, предназначенного для двигательной установки большой тяги.

Влияние разворота стенок насадка на прирост тяги

1 - сопловой блок без насадка; 2 - поворот насадка, шарнир в центре; 3 - поворот насадка, шарнир на срезе сопла

Рис. 24

На схему соплового блока получены два патента на изобретение РФ № 2145671, 2000г; № 2159862, 2000 г.

Пятая глава посвящена расчетно-теоретическому анализу и экспериментальному исследованию волнового сопротивления, возникающего при обтекании сверхзвуковым потоком волнистой поверхности сопла со сложной рельефной структурой.

В ряде случаев реактивные сопла ракетного двигателя деформируются при изготовлении или испытаниях, разгораются и искажаются в процессе эксплуатации таким образом, что на оболочке образуются периодически повторяющиеся впадины и выступы. При обтекании сверхзвуковым потоком газа такой поверхности могут возникнуть помимо других потерь еще и волновые потери тяги из-за возникновения волнового сопротивления элементов рельефной структуры поверхности. Такой вид волнового сопротивления в литературе практически не рассматривается, и данных по нему нет. Только при анализе флаттера плоской панели и природы образования рельефной структуры поверхности у аблирующих материалов исследователи (Свигарт, Вилямс, Шток и др.) подошли близко к теме настоящей работы, что позволяет продолжить и распространить их анализ на рассматриваемую здесь проблему.

Упорядоченная рельефная структура поверхности возникает не только в реактивных соплах ЖРД и РДТТ (например, РД-0120), но и на головной части ракеты (в обзоре Свигарта, США), в камерах сгорания ГПВРД и других элементах ЛА. У нас, в России обтекание ромбической рельефной структуры поверхности исследовали в Центре им. Келдыша Грязнов В.П. и Сергиенко А.А, которые обнаружили это явление при огневом стендовом испытании сопла с теплозащитным покрытием.

Расчетная рельефная поверхность оболочки сопла моделируется синусоидальными кривыми. Рассматриваемое обтекаемое тело представляет собой поверхность, имеющую трехмерную рельефную структуру, которая образована двумя семействами плоских волн. Переход от осесимметричной оболочки сопла к плоской панели возможен вследствие малости смещения £, его контура от исходного теоретического профиля £ / Г « 1 (здесь г - радиус сопла). Распространение малых возмущений давления 5р,

скорости у1 и других параметров потока газа, обтекающего плоскую панель с выступами со скоростью V по оси Х1, описывается линеаризованными уравнениями газовой динамики (уравнение Блохинцева):

(м (5.1)

1 чдх? дх1 дХ1 ' кр

где М= У/а - число Маха, а2 = кр / р , к- отношение удельных теплое мкостей, р - плотность газа.

Граничное условие на стенке сопла должно отображать непроницаемость обо->чки и повсеместный контакт газа с поверхностью стенки сопла. Для этого необхо-;о, чтобы полная производная поперечного смещения панели £, по нормали к

вектору скорости V потока равнялась возмущенной составляющей скорости по тому же направлению

где у

Л дХ у

Откуда с помощью линеаризованного уравнения движения по X г получим граничное условие на волнистой поверхности стенки при Х^ = 0:

эх * 9 эхг

Решение задачи об обтекании потоком рельефной поверхности панели будем искать с помощью метода Фурье (метод разделения переменных) в комплексной форме:

= р [(- 1)"'«(т9Х,)|. 5=1,2^=1,2,3 (5.3)

Вызываемые смещением стенки \ возмущения газодинамических параметров, удовлетворяющие в поле течения уравнению (5.1), а на стенке - граничному условию (5.2), представляются плоскими волнами:

^Р,. = (- 1 УгВ^М2 (Ь - 1)-°'5} * ехр ^к1Х1 + к, (Ь - I)0'5 }Хг + к,Х, ]} (5.4)

где : ь = М 2 - (а,/ лз У; кп = 2/г / к„ - длина волны возмущения по соответствующей координате (п = 1, 2, 3). Параметр ]= + 1 или (-1) свидетельствует о наличии двух типов волн в потоке.

Фундаментальные решения (5.4) при сверхзвуковом обтекании имеют значения на стенке, определяемые по формуле:

= - JM 2 5 ¿i' (5.5)

д/л/ 2 - \ - (mk г I nk , У dX i Таким образом, обтекание волнистой поверхности плоской пластинки может быть: дозвуковым М < 1 и докритическим М 2 - (Я, / Я3 )2 < 1 i сверхзвуковым

М > 1 и докритическим М 2 - (А, / )2 < 1 ; сверхзвуковым М > 1 и сверхкритическим М2-^/^)2 >1.

Рельефную структуру поверхности плоской панели при Хг=0 представим в общем виде

= £ + = expK^X, + kiXi)] + B1 ехр[-¿(/^ + /,*,)] (5.6) Смещения поверхности пластинки с «шиферной» рельефной структурой (рис. 25) получаются как комбинация (5.6) при

В1 = В 4 = В / 2/ ; и sin Z = - е'а )/2i :

Í» = íi - Í2 = sin (к,Х1 + к,Х3)

5в , = д £а / ЭХ , = Вк j cos( X j + X з ) (5.7)

Эта пластинка имеет поверхность, имеющую одноволновую рельефную структуру (рис. 25). Максимальные поперечные смещения рельефной структуры (B¡) должны быть существенно меньше длин волн Xj и %г> образующих этот рельеф: (ВAi) « 1; (B¡/X3)«l.

Одноволновая «шиферная» рельефная поверхность

Рис. 25

Возмущения давления и других газодинамических параметров потока газа, обтекающего поверхность пластинки (5.7) получатся как аналогичная комбинация решений уравнения (5.4)

Sp-pa^-Vj- Р^ВК + ^ (5.8)

■yjM2 -1 - (л, / д3 У

Здесь вк , cos (к , X , + к 3 X 3 ) представляет собой согласно (5.8) угол наклона стенки к вектору скорости V.

Уравнение (5.7) дает связь между возмущениями давления и углом поворота потока газа по оси Xi (¿>6* = д £ е / дХ 1)

Sp = ра2М 26вх = рагМ г5вх (5 g)

Р д/м2 -1-(Лг/Л3У ~ jctg 2 or - ctg г/3

Кризис обтекания потоком газа пластинки с «шиферной» поверхностью возникает при обращении в нуль знаменателя в уравнениях (5.7) и (5.8):

Мг -1 - (А, /A3)2 = ctg2a — ctg2 ¡3, когда угол ¡3 совпадает с углом Маха а.

Длина волн смещения вдоль оси будет увеличиваться с уменьшением угла

скольжения Лх = Л / sin ¡3 ; кх=2л / Я sin (3 (рис.25).

Для этого режима обтекания потоком пластинки возмущения давления на рельефной поверхности найдутся как соответствующее уравнению (5.6) решение выражения (5.4) с данными из уравнения (5.3): ф 5р = pa'CF, - Тг)= (5.9)

= - , pfBk^--ехрГ-^Vl *л:Л sin (*,*.+*»*.)

ф + (Лу/Л>Уг-Мг L j

Эта возмущения экспоненциально убывают при удалении от обтекаемой поверхности пластинки. На самой же стенке пластинки (Х2 = 0 ) возмущения давления:

Sp =__рагМ 2кг% (510)

-v/l + (Лг / А3 J - М 2 пропорциональны линейному смещению стенки с обратным знаком. Поэтому на выступах давление падает, а на впадинах - растет.

В одноволновой поверхности будем различать 3 типа волн в зависимости от их ориентации относительно вектора скорости потока: нормальные (поперечные) А, = 2/Т / Л1, к J =0, ¡3 =90°,продольные кг = 2т: !Л1, к х =0, [3 =0; наклонные

(косые) klXl +kiX3 =Consf..kiXl —к^Хг = const. Они являются базовыми дня построения более сложных рельефных структур поверхности, таких как (рис. 26): -рядная £ = Bf2*(l-sink1X1^l + smk3X3)y - шахматная £ = В / 2 * [sin (k¡X1 + к3Х3) + sin (k¡X¡ - fc3X3)], ^ромбическая £ = £ /2 * [l + cos+ £3X3)Jl + cos(kiX1 - кгХ2)]•

плоскости X2 = 0 выделим площадку единичного волнового пакета - и Хэ. Удельное волновое сопротивление пластинки с «шиферной» поверхностью (5.9) при сверхкритическом обтекании найдется

SR - *РМ'* }_(2!ТВУ (5Л1) 1 4м 2 - \-(х,/хгу 2 Л,

9 щ

ÉÉ т

т

рис. 26

Рядная рельефная структура поверхности пластинки может быть описана:

В

2 лХ1

£ = — I 1 + sin 2 I Л

+ cos •

27tXx 2лХ

- + sin--COS

Л-у Л-

з j

(5.12)

При таком описании на единичном волновом пакете размером Л1и А 3 располагается один выступ. Вершины возвышаются над плоскостью X 2 = 0 на ¿fmt¡x = 2В. Рядная рельефная структура поверхности пластишси является четырехволновой, она образована поперечной: sin 2лХ г IА продольной: cos 2пХ, /Л% и двумя наклонными волнами:

. 2яХ. 2лХъ 1

sm-L * cos-- == —

А, A, 2

. (2лХ. 2jzXA . Г 2лХ. 2лХ, \ ^з J v ^ -Лз .

В (5.12) первое слагаемое смещения - константа 1 - не изменяет давление газа, третье слагаемое - продольные по потоку волны - также не дают возмущения давления. Только второе и четвертое слагаемые смещения при обтекании создают возмущения давления на стенке. Возмущение давления газа на стенке с рядной структурой поверхности найдется:

8р =

крМ

1

cos (2яХъ /А3)

л1м2 -1 tJM 2 — 1 - (А, / Л3 у

2 лВ

А,

cos k¡X¡

-JМ 1 - 1 2^М 2 -1 -(Ai/Дз)2

Волновое сопротивление цилиндрического насадка длиной Lh и диаметром dH с рядной рельефной структурой поверхности, отнесенное к тяге в пустоте идеального потока (кМ 2 + \ )р aítd д /4 в выходном сечении сопла, получается в виде:

1 ( 2явУ Ш I ^ 2{ Л, ) {Шга +1)

Рельефная поверхность пластинки с шахматным расположением выступов В и впадин глубиной В представляется полусуммой двух наклонных одноволновых рельефных структур поверхности:

= В sin к^Ху cos куХj = "^-[si11 + k3X3)+sin {kyX¡ — k3X3)]

Распределение возмущений давления газа на ней найдется: _ _крМ 2_

Sp,

-у/м 2 - 1 - (Лу/Лзу dXi

Волновое сопротивление цилиндрического насадка длиной Ьн и диаметром с1„ с шахматной рельефной структурой поверхности найдется:

2

С»

2 ягВ Лг

Ш

1

ш

+ 1 2^М 2 -1 - (At/23y D>

Ромбическую рельефную структуру поверхности с выступами можно описать: £ = + ycos + i-cos 2£3Х3 + 2 cos кхХY cos кгХ 3

Видно, ромбический рельеф образуется четырьмя типами волн: поперечной и продольной с удвоенным шагом cos 2 Аг, X, и cos 2 & 3 X 3 , двух наклонных cos (к1Х1 + к3Х3)+ cos (куХ-у -к3Х3 )=2cosк^Х^ cos kiX3... Первое и третье слагаемые не дают возмущения давления на стенке. Второе и четвертое слагаемые смещения изменяют давление на стенке. "

Возмущение давления на ромбическойповерхнбсти' найдется: •■'■

. Sp = <-kpM- 2k'lB *

cos клХл_ t" ; д cos k3X3

-1 Vм 2

Волновое сопротивление цилиндрического насадка длиной Lh и диаметром

sin к{Х;.

с/ с ромбической рельефной структурой поверхности найдется:

С

кМ

ромб

ш: +1

1

f 2кВ I л,

При обтекании сверхзвуковым потоком рельефной поверхности след плоского ¡ого фронта на плоскости Х2 лежащие на одной прямой (рис. 27).

волнового фронта на плоскости Х2 = 0 может опираться на выступы (или впадины),

Диагонали

и

vVj Ху 4 5

'V UUUU'

<iJ ■kD □ 0

J SUM

J □Vn u4

D □ Ё □ ЩП

Котангенс угла наклона этой прямой будет равен отношению двух величин, кратным длинам волн рельефной структуры смещений Ctgß = тЛу! пЛг, где т,

п =1, 2, 3, ... Для рельефной поверхности с рядным расположением выступов можно различить главную диагональ (рис. 27, прямая 1), проходящую через выступы с шагом в одну длину волны смещения А j по Х1 и Л3 по Х3: к, = In / Л1; къ = 2 л / Л3; ctg ß = Лг / Лъ; кроме того, имеются еще группы диагоналей, одна из которых проходит через выступы с шагом в одну длину волны Л j по Хх и

кратными Я3 по оси Хг : ctg ß = Лг / пЛ3 (рис. 27, прямая 2). Вторая группа диагоналей (рис. 27, прямая 3) проходит через выступы с шагом в одну длину волны Я1 по Х1 и шагами по Х3, кратным X х : Ctgß — тЛх / Л3.

В рамках линейной теории нельзя получить ответ на вопрос о том, с каким углом ß реализуются плоские волновые фронты газодинамических возмущении. Явление перестроения течения после очередного кризиса обтекания было получено при испытаниях цилиндрических насадков с рядной рельефной структурой поверхности при значениях: п. = 1, 2, 3.

В промежутках между критическими режимами обтекания возмущения давления газа на стенке рассчитываются по формуле:

g = _1__крМ 2__д_4_

СТ 4 -yjM 2 - 1 - (т /пХ3У Волновое сопротивление цилиндрического насадка длиной Lh и диаметром D„, отнесенное к тяге в пустоте (кМ 2 + ОР d н I 4 в выходном сечении сопла,

получается в виде:

а) с рядной рельефной структурой поверхности

1 ( 2 зтВ Y Ш 1 2{ Л, ) \ш 2 + ])

1

1

VA/ 1 - 1 Z^JM 2 -1-(тЛу/пЛгУ б) с шахматной рельефной структурой поверхности

f 2 япВ V Ш

1

Л, ) Ш 2 +1 2л/м2 -1- (mXJnXj £>н в) с ромбической структурой поверхности

(2твУ Ш2

ромб-{ Л J (äm2 +1)

1

1

2VA/2 -1 д/м2 ~\-{тЛ1!пЛъУ

Для экспериментального изучения волнового сопротивления поверхности сопла были изготовлены цилиндрические насадки, имеющие поверхности с рядной, ромбической и шахматной рельефными структурами (рис. 28).

Насадкаи

Рис. 28

Диаметр насадков составлял с1н =16 мм, а их длина была разная: с ромбической структурой - - 38 мм; с рядной - Ьн = 70 мм и Ьн = 35 мм; с шахматной -

ф = 36 мм и =30 мм. Ширина продольных проточек составляла 5 1 = 2,5 мм, а ширина кольцевых проточек равнялась половине длины волнового пакета

<У2 =1/2 Я 5 . Ширина волнового пакета составляла X 3 = 5 мм, а высота - 2В = 1 мм.

Испытания насадков с рядной рельефной структурой поверхности показали, что потери тяги составляют ^ = 4,5 - 9% (рис. 29, кривая 1). При отношении сторон волнового пакета Л, / Л 3 = 0,6; 2,6; 5,2 и 7,8 достигается максимальное значение потерь тяги £ = 9%, а при Лх / А 3 = 1,3; 4, 7,1 и 9,6 - минимальное значение £ =

5,5; 6,8; 4,1; 4,3% соответственно.

Эксперименты показали, что с увеличением отношения сторон волнового пакета Я х / Л з происходит снижение потерь тяги (рис. 29, кривая 1). Это можно объяснить тем, что с увеличением отношения сторон Л 1 / Л 3 уменьшается общее количество выступов, расположенных на рельефной поверхности насадка.

Для того чтобы устранить на течение газа влияние скачка уплотнения, возникающего на переходе от конического сопла к цилиндрическому насадку, насадок был укорочен в два раза, то есть теперь длина насадка составляла 35 мм. Установлено, что при укорочении длины насадка потери тоже снижаются

«исчезает третий критический режим обтекания, при котором имели место макси-дъные потери (рис. 29, кривая 2). Это объясняется тем, что волна возмущения давления не успевает сформироваться, так как при отношении сторон Л 1 / Л } = 9 волнового пакета на поверхности насадка остается всего один ряд выступов, то есть на длине насадка умещается всего одна длина волны.

Расчет потерь тяги показал, что экспериментальные критические режимы обтекания потоком поверхности с; рядной рельефной структурой, при наступлении которых резко возрастают потери тяги, хорошо согласуются с расчетными.

%

7 6 S 4

S

? 8 Art/b*

Рис.29

Начиная с третьего критического режима, они находятся несколько правее расчетных, причем, чем больше значение отношения сторон волнового пакета X х / Я 3 , тем

сильнее они расходятся (рис. 29, кривая 3). Это происходит из-за того, что уменьшается число Маха той части потока, который непосредственно обтекает выступы. Здесь на рис. 29 приведены результаты расчетов потерь тяги: кривая 3 - длина волны по Х3 постоянная Х3 = const, а меняется длина волны по Xi var (причем введены коэффициенты ш, п); кривая 5 - длина волны по Х3 постоянная Х3 = const, а меняется длина волны по Xi X.i=var (по линейной теории, коэффициенты m, п отсутствуют); кривая 6 - длина волны по Xi постоянная Xi = 10 мм = const, а меняется длина волны по Хз >-з= var, кривая 7 - дайна волны по Xi постоянная Xi = 20 мм = const, а меняется длина волны по Х3 Х3= var.

Появление нескольких максимумов потерь тяги объясняется тем, что при обтекании выступов потоком газа после наступления критического режима течения происходит перестроение течения газа внутри насадка. При дальнейшем увеличении отношения длин волн смещения (а это достигается увеличением длины выступа) волны возмущения газодинамических параметров объединяются в общий плоский фронт с новым углом следа ß , = arc ctg Л j /2 Я3 . Такие перестроения течения потока газа

повторяются каждый раз, когда наступает кризис течения ß¡ = Oí (рис. 29, прямая 4).

Причем, течение потока газа внутри насадка перестраивается так, что обтекание выступов потоком газа остается сверхзвуковым. И след фронта плоских волн будет располагаться на новой диагонали рельефной структуры поверхности насадка с углами ßx = arc ctg Ях / пЯъ , где n = 1, 2, 3,..., близкими к углам Маха sina = 1/ М

распространения слабых возмущений.

Испытания цилиндрического насадка с ромбической рельефной поверхностью, результаты которых приведены (рис. 30а) в виде потерь тяги в зависимости от угла ^Мрщения рельефа ß, показали, что при обтекании цилиндрической поверхности ^^зультаты экспериментов хорошо совпадают с расчетными. А при обтекании потоком поверхности пластины с ромбической рельефной структурой максимальные потери тяги возникают при угле ромба ß = 9° - = 6 %; ß =18 30° - 5.9%, а

минимальные потери возникают при угле ß =6° =4.9%; ß = 14°- ^ = 4%;

ß = 22 ° - ¿T= 4.4% (рис. 306).

Экспериментальные критические режимы обтекания пластины с ромбической рельефной структурой, при которых возникают максимальные потери, располагаются,

примерно, на Г левее расчетных, а при угле ромба ß = 19° он совпадает с расчетным. Расчеты показали, что экспериментальные данные потерь тяги расположены выше расчетных, примерно, на 0,5%, хотя характер кривой остается без изменения. Объясняется это тем, что из-за большой высоты ромбических выступов и из-за достаточно острой их кромки при обтекании потоком возрастают общие потери.

Испытание насадков с шахматной рельефной структурой поверхности (рис. 31, кривая 1) показали, что при отношении сторон шахматного волнового пакета Лх! Л3 = 2.6 достигается максимум потерь тяги ¿Г= 7.8 %, а при Лх! Лу = 4,9 -

минимум потерь = 5.4 %. При отношении сторон волнового пакета Я, / Лг = 6 на-

^^^ю дается второй максимум потерь тяги, который Потери тяги из-за изменения

угла в пределах Лг ¡Лг = 2.9-4.9 шахматного волнового пакета составляют= 2.4%.

Критические режимы обтекания поверхности с шахматной рельефной структурой располагаются, кроме первого режима, правее расчетного критического режима (рис. 31, прямая 3).

Цилиндр

Рис.ЗОа

Пластина

§

8

7 S

S 4

1 \ | 1 - эксп-нг 1 2' расчет 1 3 - крит. режим

j \ V 1 \ <

ч, J / 3 Vx2\ I / \1 V 3 S

\ I

г

} 2 3

7

Рис. 31

Показано, что с увеличением отношения сторон волнового пакета Я1 / А3 экспериментальный критический режим обтекания располагается все дальше от расчетного. Расчеты потерь тяги, возникающих в насадках с шахматной рельефной структурой, показали их удовлетворительное совпадение с экспериментальными данными (рис. 31,1фивая 2). Как и в других случаях в таких насадках максимум потерь тяги находится несколько правее теоретического критического режима обтекания выступов. Это объясняется тем, что при обтекании потоком выступов шахматного волнового пакета из-за цилиндрической внутренней поверхности насадка угол следа волны возмущения становится меньше расчетного.

Дренажные испытания цилиндрического насадка с рядной рельефной структурой поверхности показали, что перед выступом давление газа повышается до р = 0.23 МПа, а за уступом - понижается до р = 0.06 - 0.07 МПа (рис. 32, кривая 2). Давление газа на гладкой поверхности выступа (или уступа) равна р = 0.1 МПа. Таким образом, изменение давления по длине насадка описывается синусоидой, ось которой проходит на уровне давления р = 0.1 МПа. Расчеты распределения давления по длине этого насадка показали, что они хорошо согласуются с экспериментальными данными: давле-^^гие перед выступом равняется 0.26 МПа, за выступом- 0.055 МПа, а в середине вы-ЩРгупа давление составило 0.1 МПа (рис. 32, кривая 1).

В результате исследования обтекания сверхзвуковым потоком волнистой поверхности выявлено, что наступление критического режима обтекания, при котором возникают максимальные потери, зависит не только от скорости потока - числа Маха, но и от отношения длин волн смещения стенки по двум осям /Ху Экспериментально установлено существование нескольких режимов обтекания рельефной поверхности, при которых наступают максимальные волновые потери.

Распределение давления в цилиндрическом насадке рмо*лл

1,0

!,5

Л

А f

) с V

я R

0 I 2 з 4 Л1 Рис. 32

Основные выводы:

Решена научно-техническая проблема проектирования щелевого сопла и сопловых блоков с регулируемой высотностью, предназначенных для работы в широком диапазоне изменения внешнего противодавления, что позволяет иметь на старте с Земли выигрыш тяги до 8% за счет уменьшения перерасширения, а в космосе - до 3-9% 3aJ счет увеличения степени расширения с 0.06-0.02 МПа до 0.005 MQa. По работе можно сделать следующие выводы:

1. Экспериментально исследованы на режимах перерасширения без учета влияния внешнего потока тяговые характеристики высотного щелевого сопла, в результате которого:

- показано, что использование в сверхзвуковой части кольцевой щели и двух поясов отверстий или смещение контура за щелью оказывает существенное влияние на прирост тяги и способствует организации направленного раннего отрыва потока в сопле. При этом выигрыш тяги составил 8 % в диапазоне изменения внешнего давления ра/рн = 0.03...0.25;

- установлено, что использование в сверхзвуковой части двух кольцевых щелей заметно уменьшает перерасширение газа в сопле, в результате чего выигрыш тяги реализуется в значительно расширенном диапазоне изменения внешнего давления ра/рн= 0,03...0,5.

2. На основе проведенных экспериментальных исследований тяговых характеристик соплового блока, состоящего из 4-х круглых сопел, которые снабжены как круглым, так и плоским насадками, предложены:

- новые варианты схем соплового блока, предназначенного для двигательной установки большой тяги, а также методы их проектирования;

- эффективный способ устранения застойных зон на участке перехода от четырех круглых сопел к круглому насадку путем организации перепуска газа из насадка. При| этом выигрыш тяги составил 6 %, который особенно заметен в интервале изменения отношения давлений р»/рн = 0.1...0.2, а потери на расчетном режиме составили всего 0.3 %;

- разворот тяговых стенок плоского насадка относительно шарниров, расположенных на расстоянии 0.5... 1L (где L - длина насадка) от среза насадка, благодаря которому при старте ракеты с Земли полностью устраняется перерасширение газа внутри плоского насадка и сопловой блок работает на режиме близком к расчетному.

3. Впервые решена задача обтекания потоком волнистой поверхности со сложной трехмерной рельефной структурой в линейном приближении с плоскими волнами. Расчетно-теоретический анализ обтекания потоком рельефной поверхности с одновол-новым, рядным, шахматным и ромбическим расположением выступов и впадин показал, что наступление режима обтекания рельефной поверхности при условии j\i > _ 1 - (А, /Л, )3 = 0 » в результате которого резко увеличиваются волновые потери, зависит не только от скорости потока - числа Маха, но и от отношения длин волн смещения стенки по двум осям A l / X 3 .

4. Экспериментально подтверждено не только наличие режима обтекания потоком рельефной поверхности, при наступлении которого резко увеличиваются волновые потери, с расположением следа фронта волны возмущения давления на главной диагонали, но и обнаружены несколько таких же режимов обтекания рельефной поверхности с расположением следа плоского фронта на неглавных диагоналях. На этих режимах обтекания максимальные волновые потери имеют место при кризисе обтекания, то есть при Л/ 2 - 1 - (Я, / л Л3 )2 = (n/mfctg'a - ctg2ß = 0, который наступает каждый

■з, когда угол наклона любой диагонали смещения стенки совпадает с кратным уг-м Маха ctg ß = (п / m )сtg a ; На основании расчетно-теоретических исследований и обобщения экспериментальных данных обтекания рельефной поверхности и с учетом определения режимов её обтекания с резким увеличением волновых потерь разработана методика расчета удельного волнового сопротивления и потери тяги в цилиндрических насадках с различными рельефными структурами поверхности.

5. На основе модернизации дифференциальной установки разработаны практические рекомендации по проектированию основных её узлов. Для повышения точности измерения величины разности тяг сравниваемых сопел предложено оснастить тензостакан дополнительными упругими элементами, в результате чего заметно повышена разрешающая способность прибора, примерно, в 10 раз.

Основные научные результаты диссертации отражены в работах:

1. Семенов В.В., Курпатенков В.Д., Сергиенко A.A., Березанская E.JL, Жиров C.B. Зависимость коэффициента тяги двигателя от степени расширения сопла. Учебное пособие, МАИ, 1980 г. с. 60.

2. Семенов В.В., Купцов В.М., Курпатенков В.Д., Сергиенко A.A. Газодинамические способы регулирования высотности сопла. Тезисы докладов на П Всесоюзной научно-технической конф. «Современные проблемы двигателей и энергетических установок ЛА», МАИ. 1981 г. с. 47.

ÎI Семенов В.В., Купцов В.М., Курпатенков В.Д., Сергиенко A.A. Повышение средне-о по траектории полета удельного импульса РД. Сб. МАИ «Рабочие процессы в элементах ЖРД», 1982 г. с. 4 - 8.

4. Семенов В.В., Курпатенков В. Д., Сергиенко A.A. Газодинамический способ регулирования высотности сопла. Сб. трудов МАИ «Рабочие процессы в элементах ЖРД», 1983 г. с. 55-58.

5. Семенов В.В., Курпатенков .В. Д., Сергиенко A.A. О работе сопла Лаваля на режимах глубокого перерасширения. Сб. трудов МАИ «Теория рабочих процессов в ДЛА», 1984 г. с. 31-36.

6. Семенов В.В., Сергиенко A.A., Курпатенков В.Д. Авторское свидетельство № 209502, 1984 г.

7. Семенов В.В., Сергиенко A.A., Курпатенков В.Д., Яковлев В.Т. Авторское свидетельство № 227201, 1985 г.

8. Семенов В.В., Сергиенко A.A., Курпатенков В.Д. Характеристики сопла с регулируемой степенью расширения. Тезисы докладов Всесоюзной научно-технической конф. «Современные проблемы ДЛА». МАИ. 1986 г. с. 27.

9. Семенов В.В., Курпатенков В. Д., Сергиенко АА. Повышение эффективности работы сопла двигателя 1 ступени. Сб. трудов МАИ «Рабочие процессы в узлах и трактах ДЛА», 1987 г. с. 27-31.

10. Семенов В.В, Талалаев A.A. Особенности проектирования чувствительного элемента ГДУ, сб. трудов МАИ. «Рабочие процессы в узлах и трактах ДЛА», 1988 г. с. 70- 72.

11. Семенов В.В, Талалаев A.A. Методика расчета конструкции ГДУ и обработки экспериментальных данных. Кн. «Гагаринские чтения по космонавтике и авиации». М.,1 Наука, 1989 г. с. 56.

12. Семенов В.В, Талалаев A.A. Результаты исследования сопел нетрадиционных форм. Труды семинара. Вып. 21, изд. СВВКиУ, г. Саратов, 1989 г.

13. Семенов В.В., Купцов В.М., Курпатенков В.Д., Сергиенко A.A. Оценка эффективности сопла с изменяемой высотностью. Сб. МАИ «Рабочие процессы в узлах и трактах ДЛА», 1989 г. с. 7 - 11.

14. Семенов В.В, Сергиенко A.A., Талалаев АА и Ашаков А.Е. Тензометрический стакан. Авторское свидетельство № 1547498, 1989 г.

15. Семенов В.В., Курпатенков В.Д. Расчет потерь на трение в соплах Лаваля. Известия Вузов, журнал «Авиационная техника», 1990 г., № 1. С. 43 - 47.

16. Семенов В.В, Сергиенко A.A., Курпатенков В.Д., Талалаев A.A. Авторское свидетельство № 317036. 1990 г.

17. Семенов В.В. Диффузор для дифференциальной установки. Сб. трудов МАИ «Теория рабочих процессов в узлах и трактах ДУ», 1991 г. с. 61 - 65.

18. Семенов В.В., Сергиенко A.A., Саблуков A.C. и др. Укороченное сверхзвуковое осесимметричное сопло. Авт. свид. № 1695727, 1991 г.

19. Семенов В.В. Курпатенков В.Д. Способ профилирования укороченных сопел Лаваля. Сб. трудов МАИ «Процессы в элеменгахи агрегатах двигателей ЛА», 1991. с.4- 7.

20. Семенов В.В., Курпатенков В.Д. Работа сопла камеры ракетного двигателя на режимах перерасширения. Учебное пособие, МАИ, 1991 г. с. 36.

21. Семенов В.В, Сергиенко A.A., Курпатенков В. Д., Талалаев A.A. Дифференциальная установка. Тезисы докладов Международной конференции. Пекин. КНР. 1991 г.

22. Семенов В.В.,'Талалаев АА.Исследование волновых потерь тяги на дифференциальной установке. Изв. вузов «Авиационная техника», 1993. с.95-98.

23. Семенов В.В., Курпатенков В.Д. Расчет термодинамических параметров кислородно-водородного генераторного газа. Учебное пособие. МАИ, 1994. с. 28.

24. Семенов В.В., Курпатенков В.Д., Собачкин A.A. Короткие сопла для ракетных

двигателей. Изв. вузов «Авиационная техника», 1995, № 1. С. 80 - 82

25. Семенов В.В., Сергиенко A.A. Двигательная установка летательного аппарата. Патент на изобретение №2159862, 2000 г.

26. Семенов В.В., Сергиенко A.A., Талалаев A.A. Сопловой блок ракетного двигателя. Патент на изобретение № 2145671, 2000 г.

27. Семенов В.В., Сергиенко A.A. Тяговое усилие поверхности сверхзвукового сопла с шахматной рельефной структурой. Журнал «Вестник МАИ», т. 7, № 2,2000 г.

28. Семенов В.В. Регулирование высотности сопла с большой степенью расширения. Журнал «Труды МАИ», № 1,2000 г. (htt://www. mai.ru).

29. Семенов В.В, Сергиенко A.A. Волновое сопротивление рельефных поверхностей головной части летательного аппарата и реактивного сопла ракетного двигателя. Журнал «Труды МАИ», № 1,2000 г. (htt://www. mai.ru).

30. Семенов В.В. Волновое сопротивление обтекаемых волнистых поверхностей реактивного сопла и летательного аппарата. Изв. вузов «Авиационная техника», № 4, 2000 г. с.40 — 46.

tl. Семенов В.В. Сергиенко A.A., Иноземцев H.H. Газовый эжектор. Заявка на изо-)гтение № 2000112839/06(013655), полож. реш. 26.09.2000. 32. Семенов В.В., Сергиенко A.A. Волновое сопротивление ромбической рельефной поверхности головной части летательного аппарата. Изв. вузов «Авиационная техника», № 1,2001 г. с.53-58.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ И ПОСТАНОВКА

ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ.

1.1. Обзор информации по исследованию обтекания потоком рельефной поверхности.

1.2. Обзор литературы по газодинамическому регулированию высотности круглых сопел.

1.2.1. Способы регулирования высотности сопел.

1.2.2. Анализ конструктивных схем сопел регулируемой высотностью.

1.3. Обзор методик по профилированию реактивных сопел.

1.4. Постановка задачи.

ГЛАВА II. ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНАЯ УСТАНОВКА.

2.1. Пневмогидросхема установки.

2.2. Выбор тензостакана.

2.3. Диффузор для дифференциальной установки.

2.4. Методика проведения эксперимента.

2.5. Оценка погрешности результатов экспериментов.

2.6. Выводы по главе.81)

ГЛАВА III. ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ СПОСОБЫ

РЕГУЛИРОВАНИЯ ВЫСОТНОСТИ СОПЛА.

3.1. Описание моделей.

3.2. Щелевое высотное сопло.

3.3. Дренажные испытания.

3.3.1. Описание моделей.

3.3.2. Результаты дренажных испытаний.

3.4. Щелевое сопло с уступом и поясами отверстий.

3.5. Щелевое сопло с двумя кольцевыми щелями.

3.7. Анализ результатов эксперимента.

3.8. Выводы по главе.

ГЛАВА IV. СОПЛОВЫЕ БЛОКИ.

4.1. Сопловой блок с круглым насадком.

4.2. Сопловой блок с плоским насадком.

4.3. Методика профилирования короткого сопла.

4.3.1. Описание метода.

4.3.2. Алгоритм расчетов.

4.3.3. Результаты расчетов.

4.3.4. Результаты экспериментов.

4.4. Выводы по главе.

ГЛАВА V. ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ

РЕЛЬЕФНОЙ ПОВЕРХНОСТИ СОПЛА.

5.1. Постановка задачи.

5.2. Решение с плоскими волнами.

5.3. Обтекание поверхности пластинки с одноволновой рельефной структурой.

5.4. Обтекание поверхности пластинки с рядной рельефной структурой.

5.5. Обтекание поверхности пластинки с шахматной рельефной структурой.

5.6. Обтекание поверхности пластинки с ромбической рельефной структурой.

5.6.1. Ромбическая рельефная поверхность с выступами.

5.6.2. Ромбическая рельефная поверхность с впадинами.

5.7. Критические режимы обтекания пластинки с рельефной поверхностью.

5.8. Экспериментальное исследование волновых сопротивлений цилиндрических насадков.

5.8.1. Описание моделей.

5.8.2. Проведение экспериментов.

5.8.3 Анализ экспериментальных данных.

5.9. Выводы по главе.

По мере развития и совершенствования ракетно-космической техники растут требования, предъявляемые к эффективности ракетного двигателя. Эффективный двигатель отвечает большому ряду требований, среди которых он должен, прежде всего, иметь максимальный удельный импульс при минимальных массе и габаритах. Среди большого числа факторов, от которых зависят удельный импульс, габариты и масса двигателя, важную роль играет реактивное сопло.

Как известно, при жестком, нерегулируемом сопле с оптимальной высотностью максимальный удельный импульс будет достигнут тогда, когда давление на срезе выбрано равным некоторому среднему по траектории атмосферному давлению. Однако и в этом случае потери, вызываемые атмосферным противодавлением, все же остаются еще значительными, та к как фактически сопло работает на нерасчетных режимах.

Наибольший или предельный средний по траектории удельный импульс будет иметь двигатель, снабженный соплом с идеально регулируемой высотностью. Однако создание такого сопла встречает большие конструктивные трудности, и его пока нет на практике.

Современные и перспективные двигатели мощных ракетоносителей, например, РН «Энергия» (двигатель РД-0120), РН «Space Shuttle» (двигатель SSME), РН «Ариан-5» (двигатель «Вулкан») начинают работать со старта на Земле и далее действуют в условиях переменного атмосферного давления. Сопла таких двигателей на малых высотах полета работают с перерасширением, а на больших - с недорасширением, так как рассчитаны на давление на срезе 0.02 МПа. Поэтому они на старте из-за перерасширения имеют заметные потери удельного импульса, которые могут достигать до 10 - 15%, а в вакууме - до 2 - 9 %.

Отсюда видно, что большие возможности в повышении удельного импульса двигателя имеют сопла с регулируемой степенью расширения. Высокие потери тяги из-за нерасчетности истечения интенсифицируют работы по модернизации существующих реактивных сопел с фиксированной степенью расширения. Такие работы ведутся в США - на фирме «Рокетдайн», во Франции - на фирме «СЕР», в Японии - на фирме «Мицубиси», а в России - в Центре им. Келдыша, НПО «Энергомаш», КБ Химавтоматики, МАИ и других фирмах.

Для устранения перерасширения газа внутри сопла предложены различные способы регулирования высотности сопла: например, сопло с удаляемой вставкой, сопло с изломом контура, сопло с выдвижным насадком, трехкомпонентный двигатель с двумя критическими сечениями и т.д. Однако все эти сопла имеют ряд недостатков.

Одним из перспективных решений регулирования высотности сопла является применение схемы щелевого сопла с большой степенью расширения, в котором организован специальный разрыв контура на сверхзвуковой части в виде узкой кольцевой щели. Причем, конструкция щелевого сопла не слишком усложняется. Такие сопла исследуются, начиная с 80-х годов, в Центре им. Келдыша и в МАИ.

Во время работы двигателя на старте ракеты вблизи Земли повышенное атмосферное давление воздействует через узкую кольцевую щель на поток в сопле, вызывая принудительный отрыв газа от его стенок. Благодаря отрыву потока газа, в сопле не происходит перерасширения газа, и сопло работает близко к расчетному режиму. Поэтому представляется целесообразным провести широкое исследование щелевого сопла с большой степенью расширения и получить достаточную информацию об их свойствах и возможности практического их использования в двигателях.

Для повышения в перспективе конкурентоспособности отечественных ракетоносителей (РН) на мировом рынке необходимо создать новое поколение двигательных установок (ДУ). Одним из направлений направлением совершенствования ракетных двигателей является разработка конструкций сопловых блоков, содержащих несколько обычных круглых сопел, расположенных в ряд и снабженных общим высотным насадком. Например, фирмой Lockheed Martin (США) разрабатывается ДУ для J1A Х-33, состоящего из двух рядов по десять камер сгорания в каждом и общего центрального плоского насадка. Преимуществом конструкций этих блоков является то, что подбором необходимого количества камер сгорания можно обеспечить требуемый уровень тяги двигательной установки. А также регулирование степени расширения газа в них. Отладку каждого двигателя можно проводить автономно. Экономичность модульной конструкции соплового блока очевидна при разработке ДУ большой тяги.

Кроме того, из-за габаритных ограничений ДУ может возникнуть необходимость существенного укорочения длины круглого сопла, используемого в сопловом блоке, даже ценою некоторого возрастания потерь удельного импульса. Широко используемые на практике более простые и удобные инженерные методики, как правило, основываются на модификации течения газа в некотором «базовом» сопле. Однако при уменьшении длины сопла эти методики не могут быть автоматически перенесены на построение контуров коротких круглых сопел. При переходе к коротким соплам картина течения качественно меняется, в поле течения появляется висячий скачок уплотнения. Поэтому разработка инженерной методики профилирования коротких круглых сопел является актуальной задачей.

С целью уменьшения массы двигателя при изготовлении сопла с большой степенью расширения стенки пологой части его оболочки выполняются тонкими. При работе такого сопла на режимах перерасширения возникают деформации и искажение его контура (например, на двигателе РД-0120), в результате чего на оболочке сопла возникает волнистая поверхность с рельефной структурой в виде выступов и впадин. При обтекании потоком рельефной поверхности со сложной структурой из-за волнового сопротивления могут возникнуть большие потери тяги.

Упорядоченная рельефная структура поверхности может возникнуть не только в реактивных соплах ЖРД и РДТТ, но и на головной части ракеты, в камерах сгорания ГПВРД и других элементах летательного аппарата. У нас, в стране обтекание ромбической рельефной структуры поверхности исследовали в Центре им. Келдыша Грязнов В.П. и Сергиенко А.А, которые обнаружили это явление при огневом стендовом испытании сопла с теплозащитным покрытием. За рубежом рельефную структуру на поверхности аблирующих конусов исследовали Вильяме, Свигарт, Ингер, Шток, Лаганелли, Тобак, Хаген, Кубота и другие.

В классических трудах (например, в книге академика Черного Г.Г. «Газовая динамика») с помощью метода разделения переменных решена двухмерная задача об обтекании потоком одноволновой рельефной поверхности. Однако задача об обтекании волнистой поверхности с трехмерной рельефной структурой не была решена. Поэтому необходимо было провести расчетно-теоретический анализ и экспериментальные исследования волнового сопротивления, возникающего при обтекании такой рельефной поверхности.

Для проведения экспериментальных исследований была модернизирована дифференциальная установка. Такие установки представляют собой принципиально новые методы исследования сопел ракетных двигателей и определения потерь тяги в них.

Высокая точность измерения потерь тяги достигается тем, что на установке производится непосредственное измерение малой разности больших величин - разности тяг двух сравниваемых сопел. Экспериментальное исследование на дифференциальной установке тяговых характеристик щелевого сопла требует повышения точности измерения разности тяг двух сравниваемых сопел, а также проведения испытаний высотных сопел в земных условиях. Поэтому модернизация дифференциальной установки является актуальной задачей.

В первой главе проведен обзор научно-технической информации по исследованию обтекания потоком волнистой поверхности со сложной рельефной структурой, по различным способам регулирования высотности сопел и по методам профилирования коротких круглых сопел.

Вторая глава посвящена модернизации дифференциальной установки, предназначенной для определения потерь тяги в реактивных соплах.

В третьей главе рассмотрены газодинамические способы регулирования высотности сопла с большой степенью расширения. Представлены результаты опытов, проведен их анализ и даны рекомендации по проектированию щелевых сопел.

Четвертая глава посвящена экспериментальному исследованию тяговых характеристик сопловых блоков, состоящих из круглых сопел, которые расположены в один или несколько рядов и снабжены высотным насадком.

В пятой главе представлены результаты расчетно-теоретического анализа и экспериментального исследования волнового сопротивления рельефной поверхности реактивного сопла, содержащей периодически повторяющиеся выступы и впадины.

5.9. Выводы по главе

В результате анализа возникновения волнистой поверхности на оболочке реактивных сопел некоторых ракетных двигателей были замечены упорядоченные рельефные структуры. Для изучения этого явления было рассмотрено обтекание сверхзвуковым потоком волнистой поверхности сопла с упорядоченной рельефной структурой в виде выступов и впадин. Для малых смещений поверхности впервые получено теоретическое решение задачи об обтекании потоком рельефной поверхности с помощью метода разделения переменных (метод Фурье) в линейном (акустическом) приближении с плоскими волнами в комплексной форме. Проведено расчетно-теоретическое исследование обтекания потоком рельефных структур смещения поверхности: с одноволновой (шиферной), с рядной (с выступами и впадинами), шахматной (с чередованием выступов и впадин) и ромбической (с выступами и впадинами). Найдены распределения возмущения давления и других параметров газа на этих рельефных поверхностях и в поле течения определены удельные волновые сопротивления и потери тяги в цилиндрических насадках с различными рельефными структурами поверхности. Показано, что наступление режима обтекания потоком газа рельефной поверхности, при котором увеличиваются волновые потери, зависит не только от скорости потока - числа Маха, но и от отношения длин волн периодов смещения Л{ / Л3.

Проведены экспериментальные исследования по определению волнового сопротивления волнистых поверхностей цилиндрических насадков с рядной, шахматной и ромбической рельефными структурами. Экспериментально подтверждено не только наличие режима обтекания потоком рельефной поверхности, при наступлении которого резко увеличиваются волновые потери, с расположением следа фронта волны возмущения давления на главной диагонали, но и обнаружены несколько таких же режимов обтекания рельефной поверхности с расположением следа плоского фронта на неглавных диагоналях, существование которых не вписывается в линейную теорию. На этих режимах обтекания потоком максимальные волновые потери имеют место при кризисе обтекания 0, который наступает каждый раз, когда угол наклона любой диагонали смещения стенки совпадает с кратным углом Маха ctgft = nctga;

На основании расчетно-теоретических исследований и обобщения экспериментальных данных обтекания рельефной поверхности и с учетом определения режимов её обтекания с резким увеличением волновых потерь тяги разработана методика расчета удельного волнового сопротивления и потери тяги в цилиндрических насадках с различными рельефными структурами поверхности.

Установлено, что при сверхзвуковом обтекании потоком газа рельефной поверхности волновое сопротивление возникает уже при наличии на ней двух рядов выступов и впадин. Сравнение расчетных данных с результатами опытов показало хорошее их согласование как по величине волнового сопротивления, так и по параметрам критических режимов.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Решена научно-техническая проблема проектирования щелевого сопла и сопловых блоков с регулируемой высотностью, предназначенных для работы в широком диапазоне изменения внешнего противодавления, что позволяет иметь на старте с Земли выигрыш тяги до 8% за счет уменьшения перерасширения, а в космосе - до 3 - 9% за счет увеличения степени расширения с 0.06 - 0.02 МПа до 0.005 МПа. По работе можно сделать следующие выводы:

1. Экспериментально исследованы на режимах перерасширения без учета влияния внешнего потока тяговые характеристики высотного щелевого сопла, в результате которого:

- показано, что использование в сверхзвуковой части кольцевой щели и двух поясов отверстий или смещение контура за щелью оказывает существенное влияние на прирост тяги и способствует организации направленного раннего отрыва потока в сопле. При этом выигрыш тяги составил 8 % в диапазоне изменения внешнего давления ра/р„ = 0.03.0.25;

- установлено, что использование в сверхзвуковой части двух кольцевых щелей заметно уменьшает перерасширение газа в сопле, в результате чего выигрыш тяги реализуется в значительно расширенном диапазоне изменения внешнего давления ра/рн= 0,03.0,5.

2. На основе проведенных экспериментальных исследований тяговых характеристик соплового блока, состоящего из 4-х круглых сопел, которые снабжены как круглым, так и плоским насадками, предложены:

- новые варианты схем соплового блока, предназначенного для двигательной установки большой тяги, а также методы их проектирования;

- эффективный способ устранения застойных зон на участке перехода от четырех круглых сопел к круглому насадку путем организации перепуска газа из насадка. При этом выигрыш тяги составил 6 %, который особенно заметен в интервале изменения отношения давлений ра/рп = 0.1.0.2, а потери на расчетном режиме составили всего 0.3 %;

- разворот тяговых стенок плоского насадка относительно шарниров, расположенных на расстоянии 0.5. 1L (где L - длина насадка) от срезов круглых сопел, благодаря которому при старте ракеты с Земли полностью устраняется перерасширение газа внутри плоского насадка и сопловой блок работает на режиме близком к расчетному.

3. Впервые решена задача обтекания потоком волнистой поверхности со сложной трехмерной рельефной структурой в линейном приближении с плоскими волнами. Расчетно-теоретический анализ обтекания потоком рельефной поверхности с одноволновым, рядным, шахматным и ромбическим расположением выступов и впадин показал, что наступление режима обтекания рельефной поверхности при условии М2-{-(А^/А^)2 =0, в результате которого резко увеличиваются волновые потери, зависит не только от скорости потока - числа Маха, но и от отношения длин волн смещения стенки по двум осям Лх / Л3.

4. Экспериментально подтверждено не только наличие режима обтекания потоком рельефной поверхности, при наступлении которого резко увеличиваются волновые потери, с расположением следа фронта волны возмущения давления на главной диагонали, но и обнаружены несколько таких же режимов обтекания с расположением следа плоского фронта на неглавных диагоналях. На этих режимах обтекания максимальные волновые потери имеют место при кризисе обтекания, то есть при М2 -1 -(m^/njQ2 = n/m) ctg а - ctg р = 0, который наступает каждый раз, когда угол наклона любой диагонали совпадает с кратным углом Маха ctgfi =

На основании расчетно - теоретических исследований и обобщения экспериментальных данных обтекания рельефной поверхности и с учетом определения режимов её обтекания с резким увеличением волновых потерь разработана методика расчета удельного волнового сопротивления и потери тяги в цилиндрических насадках с различными рельефными структурами поверхности.

5. На основе модернизации дифференциальной установки разработаны практические рекомендации по проектированию основных её узлов. Для повышения точности измерения величины разности тяг сравниваемых сопел предложено оснастить тензостакан дополнительными упругими элементами, в результате чего заметно повышена разрешающая способность прибора, примерно, в 10 раз.

1. Свигарт Р. Дж. Критический обзор исследований рельефной поверхностной структуры. Ракетная техника и космонавтика 1974, № 10

2. Lipfert, F, and Genovese, J., An Experimental Study of the Boundary Layers on Low-Temperature Subliming Ablators. A1AA Journal, № 7, 1971

3. Вильяме. Экспериментальное исследование структуры аблирующей поверхности и моментов по крену, возникающих при абляции. Журнал Ракетная техника и космонавтика, 1971 г, том 9, № 7.

4. Canning, Т. N., Wilkins, М. Е., and Tauber, М. Е., "Boundary-Layer Phenomena Observed on the Ablated Surfaces of Cones Recovered after Flight at Speeds up to 7 km/sec," AGARD Proceedings No. 19, May 1967,

5. Canning, T. N., Wilkins, M. E ., and Tauber, M. E., "Ablation Patterns on Cones having Laminar and Turbulent Flows." AIAA Journal, Vol. 6, No. 1, Jan. 1968, pp. 174-177.

6. Larson. H. K. and Mateer, G. G., "Cross Hatching -A Coupling of Gas Dynamics with the Ablation Process," AIAA Journal Paper 68-670, Los Angeles. Calif., 1968.

7. Лаганелли и Нестлер Рельефные узоры на поверхности аблирующих теплозащитных материалов.Ракетная техника и космонавтика, 1969,№ 7.

8. Laganelli, A. L. and Zempel, R. Е., "Observation of Surface Ablation Patterns in Subliming Materials," AIAA Journal Vol. 8 No. 9, Sept. 1970.

9. Тобак M. Гипотеза о происхождении рельефной поверхностной структуры Ракетная техника и космонавтика, 1970, № 2.

10. Шток и Жину Результаты экспериментальных исследований ромбовидных рельефных узоров теплозащитных материалов. Ракетная техника и космонавтика 1971, том 9 № 5.

11. Lew, II. and Li, H., "The Analysis of the Transmission of Pressure Disturbances in the Formation of Surface Patterns," Sec. 7, RV'I 0 Roll Phenomenology Final Report. Document 6RSD809. July 1968, General Electric Co., Philadelphia, Pa.

12. Lees, L. Kubota, Т., and Ко, D. R.-S., "Stability Theory for Cross Hatching, Part 1, Linear Stability Theory," SAMSO TR 72-34, Vol. 1, Feb. 1972, California Institute of Technology. Pasadena, Calif.

13. Нахтсгейм Рельефная поверхностная структура при абляции тефлона журнал «Ракетная техника и космонавтика», 1971, № 8.

14. Голд и Пробстин Неупругая деформация и рельефная поверхностная структура Ракетная техника и космонавтика. 1971, № 10

15. Вильяме и Ингер Рельефная ромбовидная структура на поверхности аблирующих конусов в гиперзвуковом потоке. Ракетная техника и космонавтика, 1971, № 10.

16. Нахстгейм и Хаген Наблюдения сетки волн в жидких пленках. Ракетная техника и космонавтика 1972, № 12

17. Голд и Пробстин Рельефные узоры -явление, связанное с деформацией материала. Ракетная техника и космонавтика, 1970, № 2.

18. Ингер Трехмерные возмущения высокоскоростных потоков при тепло-и массообмене, Ракетная техника и космонавтика, 1972, № 12

19. Ингер, Разрывное сверхзвуковое течение около разрушающейся волнистой стенки, журнал «Ракетная техника и космонавтика», 1969, № 4.

20. Шток Влияние неупругости аблирующего материала на ромбовидную штриховку. Ракетная техника и космонавтика 1972, № 7.

21. Шток. Структура поверхности сублимирующих и плавящихся аблирующих материалов. Ракетная техника и космонавтика, 1975, № 9

22. Вольмер А.С. Оболочки в потоке жидкости и газа. В кн: Задачи аэроупругости. М. «Наука», 1976 г., с. 416.

23. Ильюшин А.А. Закон плоских течений в аэродинмике больших сверхзвуковых скоростей. ПММ, том X, вып. 6,1956 г., с. 733-755.

24. Бисилингофф P.JT. и др. Аэроупругость. М. ИИЛ. 1958 г., с.799.

25. Грязнов В.П., Сергиенко А.А. Обтекание волнистой колеблющейся пластинки потоком газа с плоскими волнами. НТО № 641, НИИТП, 1986 г.

26. Диткин В.В., Орлов Б.А., Пшеничников Г.И., Сергиенко А.А. «о флаттере конических оболочек», в кн. Численные методы в механике твердого деформируемого тела. ВЦ АН СССР, Москва, 1987 г.

27. Блохинцев Д.И. Акустика неоднородной движущейся среды. Издание второе. Москва, «Наука», 1981 г., с. 296.

28. Сергиенко А.А. Колебания пологих оболочек в сверхзвуковом потоке идеального газа. Изв. Вузов «Авиационная техника», № 4,1990 г.

29. Семенов В.В., Талалаев А.А. Исследование волновых потерь тяги на дифференциальной установке, журнал «Авиационная техника», 3,1993 г

30. Сергиенко А. Теория панельного флаттера. Изв. вузов Авиационная техника, № 3, 1993 г.

31. Морс Ф.Н., Фешбах Г. Методы теоретической физики. М., Изд-во Иностранная литература, 1960 г., т. 1,2.

32. Седов А.И. Механика сплошной среды. Том 1. Издание второе. Москва, изд-во «Наука», 2 РФМЛ, 1973 г.

33. Черный Г.Г. Газовая динамика. М., «Наука», 2 РФМЛ, 1988 г.

34. М. Рорр G. Schmidt, Advanced thrust chambers. 5th International Symposium, Propulsion in Space transportation, Paris, France, 1996.

35. Pekkari L.O. VOLVO Advanced nozzles. 5th International Symposium, Propulsion in Space transportation, Paris, France, 1996.

36. Nguyen T.V Pieper J.L. Nozzle flow separation. 5th International Symposium, Propulsion in Space transportation, Paris, France, 1996.

37. Горохов В., Орлов B.A., Рубинский В.Р. и др. Эффективность высотного сопла жидкостного ракетного двигателя в земных условиях. 5th International Symposium. Propulsion in Space transportation, Paris, France, 1996.

38. Бейчел P. и О. Бростен . Двигательные установки одноступенчатых транспортных систем. Перевод № 1972, ГОНТИ 8,1979 г.

39. Solid Jul rockets. Патент Англии № 1480723,1977 г.

40. Chow W.L., Jeh P.S. Characteristics of supersonic Ejector Systems with. Noncoustan Area Shroud AIAA. 1965 vol. 3, № 3.

41. Fluid-dynamic shock ring for controlled flow separation in a rocket engine exhaust nozzle. Патент США № 3925982,1975 г.

42. Improvements relating to control systems for rocket motors. Англия, патент № 13008914,1973 г.

43. Rocket motor thrust nozzles. Патент США № 3563467,1969 г.

44. Extendible / expendable nozzle for rocket engines and the like. Патент США №4125224, 1978 г.

45. Collapsible nozzle extension for rocket engines. Патент США № 35226365,1970 г.

46. Thrust control means jog a solid propellant rocket motor. Патент США №3681770,1972 г.

47. Васильев Ю.Н. Теория сверхзвукового эжектора с цилиндрической камерой смешения. Сборник «Лопаточные машины и струйные аппараты», вып. 2. М., Машиностроение, 1967 г.

48. Ракетоплан Х-33, Журнал «Новости космонавтики». Изд-во РКА, г. Москва, № ,1999 г.

49. Степанов Г.Ю, Гогиш Л.В. Квазиодномерная газодинамика сопел ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1973 г.

50. Хиллей Р. Линейный двигатель, Ракетные двигатели, 6,1977 г.

51. Эффективность применения ДУ на трехкомпонентном топливе для транспортных КА класса Земля-Орбита. Журнал «Астронавтика и ракетодинамика», № 47,1987 г.

52. Мартин Ж. ДУ с использованием углеводородных топлив для транспортных КА, Астронавтика и ракетодинамика, 12, 1988 г.

53. Георг Д. Усовершенствованные двигательные установки для КА, Астронавтика и ракетодинамика, 11,1988 г.

54. Sergienko A., Russia. Liquid rocket engines for large thrust: present and future. Congress of the International Astronautical federation. Canada, 1991.

55. Мельников Д.А, Сергиенко А.А и др. Руководство для конструкторов НИИ-1,1964г.

56. Сергиенко А.А. Дифференциальная установка для сравнительных испытаний сопел. Труды НИИ-1, № 28,1959.

57. Сергиенко А.А, Семенов В.В, Талалаев А.А и Ашаков А.Е. Тензометри-ческий стакан. Авт. свид. № 1547498,1989 г.

58. Курпатенков В.Д, Семенов В.В, Сергиенко А.А. Дифференциальная установка для испытаний сопел, методическое пособие, МАИ, 1980 г.

59. Семенов В.В. Диффузор для дифференциальной установки. Сб. трудов МАИ «Теория рабочих процессов в узлах и трактах ДУ», 1991 г.

60. Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В., Талалаев А.А. Дифференциальнная установка. Международная конференция. Пекинский аэрокосмический университет. Пекин, КНР, 1991 г.

61. Шишков А.А, Силин Б.М. Высотные испытания реактивных двигателей, М., Наука, 1985 г.

62. Вассерман A.J1., Казавчинский Н.В., Рабинович В.А. Теплофизи-ческие свойства воздуха и его компонентов. М., "Наука", 1966.

63. Андреева J1.E. Упругие элементы приборов. М., Машгиз, 1962.

64. Серьезное А.Н. Измерения при испытаниях авиационных конструкций на прочность, М, Машиностроение, 1976 г.

65. Маликов В.И. и др. Расчет упругих элементов в тензометрии М, Машиностроение, 1974 г.

66. Под редакцией Пироговского Н.И. Методы и приборы тензометрии сб. трудов. М., ГОСИНТИ, 1964 г., выпуск 1-7

67. Чуян Р.К. Методы математического моделирования ДЛА. Учебное пособие. М., Машиностроение, 1988 г.

68. Феодосьев В.И. Сопротивление материалов М. Наука, 1979 г.

69. Иров Ю.Д и др. Газодинамические функции. М, Маш-ние, 1965 г.

70. Зайдель А.Н. Ошибки измерений физических величин. М., «Наука», 1974 г., 399 с.

71. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М., Наука, 1976.

72. Абрамович Г.Н. Турбулентный пограничный слой. М, Наука,1975

73. Guderley K.G., Hants Н.Е. Beste Forman fur achensymmetriche Ubershallschubdusen. Z.Flugwiss, 1955, В.З, H.9, p.305-315.

74. Шмыглевский Ю.Д. Вариационные задачи газодинамики сверхзвуковых течений. Доклады АН СССР, 1957, т.113, № 3 с.520-522.

75. Rao G.V. R. Exhaust nozzle contour for optimum thrust Jet Propulsion, 1958, v. 28, №6, p. 377-382.

76. Стернин Л.Е. О границе области существования безударных оптимальных сопел. Доклады АН СССР, 1961, т. 139, № 2, с.335-336.

77. Шмыглевский Ю.Д. Вариационные задачи для сверхзвуковых тел вращения и сопел. Прикладная математика и механика. 1962, т. 26, вып.1.

78. Шмыглевский Ю.Д. Некоторые вариационные задачи газовой динамики. Труды АН СССР, 1963.

79. Крайко А.Н., Наумова И.Н., Шмыглевский Ю.Д. К построению тел оптимальной формы в сверхзвуковом потоке. Прикладная математика и механика, 1964, т. 28, вып. 1, с. 178-182.

80. Сергиенко А.А., Собачкин А.А. Профилирование коротких оптимальных сопел. Изв. Вузов. Журнал Авиационная техника, 1990, № 2.

81. Сергиенко А.А., Собачкин А.А. К решению вариационной задачи об оптимальной форме сверхзвуковых сопел. Известия АН СССР, МЖГ, 1987, № 1, с.138-142.

82. Курпатенков В.Д., Семенов В.В., Саблуков А.А., Собачкин А.А. Теоретическое и экспериментальное исследования коротких сопел с ударным течением. Техотчет МАИ, 1991 г.

83. Крайко А.Н. Вариационные задачи газовой динамики. Наука, 1979.

84. Дритов Г.В., Тишин А.П. О профилировании сопел, работающих на газе с частицами конденсата. Известия АН СССР, МЖГ, 1971, № 1.

85. Рычков А.Д. Применение прямых оптимизационных методов для оптимизации осесимметричных сопел Лаваля в случае равновесных и неравновесных двухфазных течений. Изв. АН СССР. МЖГ. 1982, № 1.

86. Пономарев Н.Б. Прямая оптимизация сопел ракетных двигателей. В сб.: Ракетно-космическая техника, вып. 2 (135), НИИТП 1992, с.9-20.

87. Гогиш Л.В. Исследования коротких сверхзвуковых сопел. Изв. АН СССР. МЖГ. 1966, № 2, с.175-180.

88. Hoffman J.D. Design of Compressed Perfect Nozzles. J. of Propulsion and Power, 1987, v.3, n.2, p.150-157

89. Курпатенков В.Д. Расчет профиля сопла с изломом образующей. Учебное пособие. МАИ, 1975 г.

90. Курпатенков В.Д, Семенов В.В, Сергиенко А.А., Саблуков А.А. и др. Укороченное сверхзвуковое осесимметричное сопло. Авторское свидетельство № 1695727 от 1991 г.

91. Курпатенков В.Д., Семенов В.В., Собачкин А.А. Короткие сопла для ракетных двигателей. журнал «Авиационная техника», 1995, № 1

92. Курпатенков В.Д., Семенов В.В. Способ профилирования укороченных сопел Лаваля. Сб. трудов МАИ «Процессы в элементах и агрегатах двигателей Л А», МАИ, 1991 г.

93. Под редакцией Струминского В.В. М. Аэромеханика и газовая динамика. "Наука", 1976 г., 296 с.

94. Мельников Д.А., Пирумов У.Г., Сергиенко А.А. Сопла реактивных двигателей. В кн.: Аэромеханика и газовая динамика, М., 1976 г.

95. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Течения газа в соплах. М. МГУ. 1978 г.

96. Курпатенков В.Д., Семенов В.В. Расчет потерь на трение в соплах Лаваля. Известия Вузов, журнал «Авиационная техника», 1990 г., № 1.

97. Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Курпатенков В.Д., Поляев В.М. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М.: Высшая школа, 1993 г., т. 1-2, 383с.

98. Дюнзе М.Ф., Жимолохин В.А. Ракетные двигатели твердого топлива для космических систем. М.: машиностроение, 1982 г.

99. Сергиенко А.А. Газодинамический импульс потока в осесимме-тричных каналах. Проблемы механики и теплообмена в космической технике. Машиностроение, 1982 г.

100. Крайко А.Н., Тилляева Н.И. Об учете неравномерности потока в минимальном сечении при оптимальном профилировании расширяющейся части сопла. Изв. АН СССР. МЖГ. 1982 г., № 1.

101. Семенов В.В. Газодинамический способ регулирования высотности сопла. Кандидатская диссертация, МАИ, 1982 г.

102. Курпатенков В.Д., Семенов В.В. и др. Лабораторные работы по курсу «Теория ДЛА». Методическое пособие. МАИ. 1982 г.

103. Купцов В.М., Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В. Повышение среднего по траектории полета удельного импульса РД. Сб. МАИ «Рабочие процессы в элементах ЖРД», 1982 г.

104. Курпатенков В.Д., Кесаев Х.В., Семенов В.В., Носатов В.В. Исследование течения и теплообмена в камере сгорания и сопле ЖРД, Техотчет МАИ, этапы №№ 7, 8, 9,1983 г.

105. Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В. Газодинамический способ регулирования высотности сопла. Сб. трудов МАИ «Рабочие процессы в элементах ЖРД», 1983 г.

106. Курпатенков В.Д., Кесаев Х.В., Семенов В.В., Носатов В.В. Исследование течения и теплообмена в камере сгорания и сопле ЖРД, Техотчет МАИ, этапы №№ 10,11,12,1984 г.

107. Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В. О работе сопла Лаваля на режимах глубокого перерасширения. Сб. трудов МАИ «Теория рабочих процессов в ДЛА», 1984 г.

108. Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В., Талалаев А.А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 1, 2, 3. Техотчет. Инв. № 144237, 1986 г.

109. Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В. Повышение эффективности работы сопла двигателя 1 ступени. Сб. трудов МАИ «Рабочие процессы в узлах и трактах ДЛА», 1987 г.

110. Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В., Талалаев А.А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 4, 5, 6. Техотчет. Инв. № 146739,1987 г.

111. Семенов В.В, Талалаев А.А. Особенности проектирования чувствительного элемента ГДУ, сб. трудов МАИ. "Рабочие процессы в узлах и трактах ДЛА", 1988 г.

112. Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В., Талалаев А.А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 7, 8, 9, Техотчет. Инв. № 150144,1988 г.

113. Купцов В.М., Курпатенков В.Д., Сергиенко А.А., Семенов В.В. Оценка эффективности сопла с изменяемой высотностью. Сб, МАИ «Рабочие процессы в узлах и трактах ДЛА», 1989 г.

114. Курпатенков В.Д., Семенов В.В., Сергиенко А.А., Талалаев А.А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 10, 11, 12, Техотчет. Инв. № 152487,1989 г.

115. Семенов В.В, Талалаев А.А. Результаты исследования сопел нетрадиционных форм. Труды постоянно действующего научно-технического семинара. Вып. 21, изд-во СВВКиУ, г. Саратов, 1989 г.

116. Семенов В.В, Талалаев А.А. Методика расчета конструкции ГДУ и обработки экспериментальных данных, книга «Гагаринские чтения по космонавтике и авиации». М., Наука, 1989 г.

117. Курпатенков В.Д, Семенов В.В, Талалаев А.А. Испытание высотных сопел с использованием диффузоров. Отраслевая конференция «Наземные испытания и процессы в стендах», г. Фаустово, М.О., 1990 г.

118. Курпатенков В.Д., Семенов В.В. Лабораторные работы по курсу «Теория ДЛА». Методическое пособие, МАИ, 1991 г.

119. Прандтль Л. Гидромеханика. М., Иностр. литература, 1951 г.

120. Абугов Д.И. Бобылев В.М. Теория и расчет РДТТ. М., Машиностроение, 1987 г.

121. Бобылев В.М. Ракетный двигатель твердого топлива как средство управления движением ракет. М., Машиностроение, 1992 г.

122. Алемасов В.Е, Дрегалин А.Ф, Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. М. Машиностроение, 1989.

123. Глушко В.П. Путь в ракетную технику. М, Наука, 1979 г.

124. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа. М Наука, 1970.

125. Мелькумов Т.М и др. Ракетные двигатели. М, Маш-ние, 1976 г.

126. П. Чжен. Отрывные течения, т. 1-3, М., Мир 1973 г.

127. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М, Машиностроение, 1968 г.

128. Курпатенков В.Д., Семенов В.В. Расчет потерь на трение в соплах Лаваля. Известия Вузов, журнал «Авиационная техника», 1990 г., № 1.

129. Курпатенков В.Д., Семенов В.В., Овсянников Б.В., Овсянников В.А. Выбор и расчет схем КДУ МТКС, разработка математических моделей турбонасосного агрегата, газогенератора, камеры сгорания с реактивным соплом для ЖВРД. Техотчет МАИ, 1993 г.

130. Курпатенков В.Д., Семенов В.В., Овсянников Б.В., Овсянников В.А. Анализ возможностей использования эжекторно-компрессорного агрегата для повышения эффективности ЖВРД. Техотчет МАИ, 1994 г.

131. Odintsov E., Sobachkin A. (Russia) and Hagerman G., Schley C. (Germany) Nozzle flowfield analysis with particular regard to 30-plug-cluster configurations. J. AIAA, Joint Propulsion Conference, July, 1996.

132. Курпатенков В.Д., Семенов В.В. Анализ эффективности принятых технических решений по одноступенчатой многоразовой транспортной космической системе. Техотчет МАИ, 1996 г.

133. Каторгин Б.И., Клепиков И.А., Стернин J1.E. Штыревые сопла для тяжелых носителей. Тезисы докладов. Научно-техническая конференция «Ракетно-космические двигательные установки». Москва, 1998 г.

134. Стернин J1.E. О применимости некоторых упрощающих допущений при профилировании оптимальных ракетных сопел. Известия РАН «Механика жидкости и газа», 1999 г., № 2.

135. Стернин J1.E. Основы газовой динамики. МАИ, 1995 г.

136. Собачкин А.А. Оптимальное профилирование реактивных сопел. Учебное пособие, МАИ, 1991 г.

137. Базаров В.Г., Сергиенко А.А., Семенов В.В., Жданов В.И. Выбор и оптимизация элементов ракетного двигателя с глубоким регулированием тяги. Техотчет МАИ. 1999 г.

138. Dumnov G., Ponomariov N, Keldysh Research Center, Russia Thrust Nozzle Profiling. Fourth International Simposium on Liquid Space Propulsion. Germany, march, 2000.

139. Dumnov G and Nikulin G, Keldysh Research Center, Russia. High Accuracy Experimental investigations of Different Nozzle Characteristics on Nozzle differential Facility. Fourth International Simposium on Liquid Space Propulsion. Germany, march, 2000.

140. Сергиенко A.A., Семенов В.В. Двигательная установка летательного аппарата. Заявка на патент № 98112102, 1998 г. Пол. реш. от 16.06.2000г

141. Стернин JI.E. Исследование тяговых характеристик реактивных сопел, спрофилированных разными методами. Известия РАН «Механика жидкости и газа», 2000 г., № 1.

142. Сергиенко А.А., Семенов В.В., Талалаев А.А. Сопловой блок ракетного двигателя. Патент на изобретение № 2145671,2000 г.

143. Семенов В.В., Сергиенко А.А. Тяговое усилие поверхности сверхзвукового сопла с шахматной рельефной структурой. Журнал «Вестник МАИ», т. 7, № 2, 2000 г.

144. Семенов В.В, Сергиенко А.А. Волновое сопротивление рельефной поверхности головной части летательного аппарата. Электронный журнал «Труды МАИ», № 1,2000 г. (http:/www.mai.ru).

145. Семенов В.В. Регулирование высотности реактивного сопла с большой степенью расширения. Электронный журнал «Труды МАИ», № 1, 2000 г. (http./www.mai.ru).

146. Семенов В.В. Волновое сопротивление обтекаемых волнистых поверхностей реактивного сопла и летательного аппарата. Журнал «Авиационная техника», № 4, 2000 г.

147. Семенов В.В. Характеристики реактивного сопла ракетного двигателя с регулируемой степенью расширения. Журнал «Авиационная техника», 2000 г. (находится в печати).

148. Семенов В.В., Сергиенко А.А. Исследование волнового сопротивления ромбической рельефной поверхности стенки реактивного сопла. Журнал «Авиационная техника», 2001 г. Jfi . -v