Дипломы, курсовые, рефераты, контрольные...
Срочная помощь в учёбе

Тяговые характеристики и газодинамика реактивных сопел ракетных двигателей, работающих в широком диапазоне изменения внешнего противодавления

Диссертация: Тяговые характеристики и газодинамика реактивных сопел ракетных двигателей, работающих в широком диапазоне изменения внешнего противодавления
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

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… Читать ещё >

Содержание

  • УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
  • 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

Тяговые характеристики и газодинамика реактивных сопел ракетных двигателей, работающих в широком диапазоне изменения внешнего противодавления (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

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.

Показать весь текст

Список литературы

  1. 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. 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. А.С. Оболочки в потоке жидкости и газа. В кн: Задачи аэроупругости. М. «Наука», 1976 г., с. 416.
  23. А.А. Закон плоских течений в аэродинмике больших сверхзвуковых скоростей. ПММ, том X, вып. 6,1956 г., с. 733−755.
  24. P.JT. и др. Аэроупругость. М. ИИЛ. 1958 г., с. 799.
  25. В.П., Сергиенко А. А. Обтекание волнистой колеблющейся пластинки потоком газа с плоскими волнами. НТО № 641, НИИТП, 1986 г.
  26. 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. Д.И. Акустика неоднородной движущейся среды. Издание второе. Москва, «Наука», 1981 г., с. 296.
  28. А.А. Колебания пологих оболочек в сверхзвуковом потоке идеального газа. Изв. Вузов «Авиационная техника», № 4,1990 г.
  29. В.В., Талалаев А.А. Исследование волновых потерь тяги на дифференциальной установке, журнал «Авиационная техника», 3,1993 г
  30. А. Теория панельного флаттера. Изв. вузов Авиационная техника, № 3, 1993 г.
  31. А.И. Механика сплошной среды. Том 1. Издание второе. Москва, изд-во «Наука», 2 РФМЛ, 1973 г.
  32. Г. Г. Газовая динамика. М., «Наука», 2 РФМЛ, 1988 г.
  33. М. Рорр G. Schmidt, Advanced thrust chambers. 5th International Symposium, Propulsion in Space transportation, Paris, France, 1996.
  34. Pekkari L.O. VOLVO Advanced nozzles. 5th International Symposium, Propulsion in Space transportation, Paris, France, 1996.
  35. Nguyen T. V Pieper J.L. Nozzle flow separation. 5th International Symposium, Propulsion in Space transportation, Paris, France, 1996.
  36. 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.
  37. P. и О. Бростен. Двигательные установки одноступенчатых транспортных систем. Перевод № 1972, ГОНТИ 8,1979 г.
  38. Solid Jul rockets. Патент Англии № 1 480 723,1977 г.
  39. Chow W.L., Jeh P. S. Characteristics of supersonic Ejector Systems with. Noncoustan Area Shroud AIAA. 1965 vol. 3, № 3.
  40. Fluid-dynamic shock ring for controlled flow separation in a rocket engine exhaust nozzle. Патент США № 3 925 982,1975 г.
  41. Improvements relating to control systems for rocket motors. Англия, патент № 13 008 914,1973 г.
  42. Rocket motor thrust nozzles. Патент США № 3 563 467,1969 г.
  43. Extendible / expendable nozzle for rocket engines and the like. Патент США № 4 125 224, 1978 г.
  44. Collapsible nozzle extension for rocket engines. Патент США № 35 226 365,1970 г.
  45. Thrust control means jog a solid propellant rocket motor. Патент США № 3 681 770,1972 г.
  46. Ю.Н. Теория сверхзвукового эжектора с цилиндрической камерой смешения. Сборник «Лопаточные машины и струйные аппараты», вып. 2. М., Машиностроение, 1967 г.
  47. Ракетоплан Х-33, Журнал «Новости космонавтики». Изд-во РКА, г. Москва, №, 1999 г.
  48. Степанов Г. Ю, Гогиш Л. В. Квазиодномерная газодинамика сопел ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1973 г.
  49. Р. Линейный двигатель, Ракетные двигатели, 6,1977 г.
  50. Эффективность применения ДУ на трехкомпонентном топливе для транспортных КА класса Земля-Орбита. Журнал «Астронавтика и ракетодинамика», № 47,1987 г.
  51. . ДУ с использованием углеводородных топлив для транспортных КА, Астронавтика и ракетодинамика, 12, 1988 г.
  52. Д. Усовершенствованные двигательные установки для КА, Астронавтика и ракетодинамика, 11,1988 г.
  53. Sergienko A., Russia. Liquid rocket engines for large thrust: present and future. Congress of the International Astronautical federation. Canada, 1991.
  54. Мельников Д. А, Сергиенко А. А и др. Руководство для конструкторов НИИ-1,1964 г.
  55. А.А. Дифференциальная установка для сравнительных испытаний сопел. Труды НИИ-1, № 28,1959.
  56. Сергиенко А. А, Семенов В. В, Талалаев А. А и Ашаков А. Е. Тензометри-ческий стакан. Авт. свид. № 1 547 498,1989 г.
  57. Курпатенков В. Д, Семенов В. В, Сергиенко А. А. Дифференциальная установка для испытаний сопел, методическое пособие, МАИ, 1980 г.
  58. В.В. Диффузор для дифференциальной установки. Сб. трудов МАИ «Теория рабочих процессов в узлах и трактах ДУ», 1991 г.
  59. В.Д., Сергиенко А. А., Семенов В. В., Талалаев А. А. Дифференциальнная установка. Международная конференция. Пекинский аэрокосмический университет. Пекин, КНР, 1991 г.
  60. Шишков А. А, Силин Б. М. Высотные испытания реактивных двигателей, М., Наука, 1985 г.
  61. Вассерман A. J1., Казавчинский Н. В., Рабинович В. А. Теплофизи-ческие свойства воздуха и его компонентов. М., «Наука», 1966.
  62. Андреева J1.E. Упругие элементы приборов. М., Машгиз, 1962.
  63. А.Н. Измерения при испытаниях авиационных конструкций на прочность, М, Машиностроение, 1976 г.
  64. В.И. и др. Расчет упругих элементов в тензометрии М, Машиностроение, 1974 г.
  65. Под редакцией Пироговского Н. И. Методы и приборы тензометрии сб. трудов. М., ГОСИНТИ, 1964 г., выпуск 1−7
  66. Р.К. Методы математического моделирования ДЛА. Учебное пособие. М., Машиностроение, 1988 г.
  67. В.И. Сопротивление материалов М. Наука, 1979 г.
  68. Иров Ю. Д и др. Газодинамические функции. М, Маш-ние, 1965 г.
  69. А.Н. Ошибки измерений физических величин. М., «Наука», 1974 г., 399 с.
  70. Г. Н. Прикладная газовая динамика. М., Наука, 1976.
  71. Г. Н. Турбулентный пограничный слой. М, Наука, 1975
  72. Guderley K.G., Hants Н.Е. Beste Forman fur achensymmetriche Ubershallschubdusen. Z. Flugwiss, 1955, В. З, H.9, p.305−315.
  73. Ю.Д. Вариационные задачи газодинамики сверхзвуковых течений. Доклады АН СССР, 1957, т.113, № 3 с.520−522.
  74. Rao G.V. R. Exhaust nozzle contour for optimum thrust Jet Propulsion, 1958, v. 28, № 6, p. 377−382.
  75. Л.Е. О границе области существования безударных оптимальных сопел. Доклады АН СССР, 1961, т. 139, № 2, с.335−336.
  76. Ю.Д. Вариационные задачи для сверхзвуковых тел вращения и сопел. Прикладная математика и механика. 1962, т. 26, вып.1.
  77. Ю.Д. Некоторые вариационные задачи газовой динамики. Труды АН СССР, 1963.
  78. 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.
  79. А.А., Собачкин А. А. Профилирование коротких оптимальных сопел. Изв. Вузов. Журнал Авиационная техника, 1990, № 2.
  80. А.А., Собачкин А. А. К решению вариационной задачи об оптимальной форме сверхзвуковых сопел. Известия АН СССР, МЖГ, 1987, № 1, с.138−142.
  81. В.Д., Семенов В. В., Саблуков А. А., Собачкин А. А. Теоретическое и экспериментальное исследования коротких сопел с ударным течением. Техотчет МАИ, 1991 г.
  82. А.Н. Вариационные задачи газовой динамики. Наука, 1979.
  83. Г. В., Тишин А. П. О профилировании сопел, работающих на газе с частицами конденсата. Известия АН СССР, МЖГ, 1971, № 1.
  84. А.Д. Применение прямых оптимизационных методов для оптимизации осесимметричных сопел Лаваля в случае равновесных и неравновесных двухфазных течений. Изв. АН СССР. МЖГ. 1982, № 1.
  85. Н.Б. Прямая оптимизация сопел ракетных двигателей. В сб.: Ракетно-космическая техника, вып. 2 (135), НИИТП 1992, с.9−20.
  86. Л.В. Исследования коротких сверхзвуковых сопел. Изв. АН СССР. МЖГ. 1966, № 2, с.175−180.
  87. Hoffman J.D. Design of Compressed Perfect Nozzles. J. of Propulsion and Power, 1987, v.3, n.2, p.150−157
  88. В.Д. Расчет профиля сопла с изломом образующей. Учебное пособие. МАИ, 1975 г.
  89. Курпатенков В. Д, Семенов В. В, Сергиенко А. А., Саблуков А. А. и др. Укороченное сверхзвуковое осесимметричное сопло. Авторское свидетельство № 1 695 727 от 1991 г.
  90. В.Д., Семенов В. В., Собачкин А. А. Короткие сопла для ракетных двигателей. журнал «Авиационная техника», 1995, № 1
  91. В.Д., Семенов В. В. Способ профилирования укороченных сопел Лаваля. Сб. трудов МАИ «Процессы в элементах и агрегатах двигателей Л А», МАИ, 1991 г.
  92. Под редакцией Струминского В.В. М. Аэромеханика и газовая динамика. «Наука», 1976 г., 296 с.
  93. Д.А., Пирумов У. Г., Сергиенко А. А. Сопла реактивных двигателей. В кн.: Аэромеханика и газовая динамика, М., 1976 г.
  94. У.Г., Росляков Г. С. Течения газа в соплах. М. МГУ. 1978 г.
  95. В.Д., Семенов В. В. Расчет потерь на трение в соплах Лаваля. Известия Вузов, журнал «Авиационная техника», 1990 г., № 1.
  96. 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.
  97. М.Ф., Жимолохин В. А. Ракетные двигатели твердого топлива для космических систем. М.: машиностроение, 1982 г.
  98. А.А. Газодинамический импульс потока в осесимме-тричных каналах. Проблемы механики и теплообмена в космической технике. Машиностроение, 1982 г.
  99. 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.
  100. В.В. Газодинамический способ регулирования высотности сопла. Кандидатская диссертация, МАИ, 1982 г.
  101. В.Д., Семенов В. В. и др. Лабораторные работы по курсу «Теория ДЛА». Методическое пособие. МАИ. 1982 г.
  102. 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.
  103. 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.
  104. В.Д., Сергиенко А. А., Семенов В. В. Газодинамический способ регулирования высотности сопла. Сб. трудов МАИ «Рабочие процессы в элементах ЖРД», 1983 г.
  105. 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.
  106. 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.
  107. В.Д., Сергиенко А. А., Семенов В. В., Талалаев А. А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 1, 2, 3. Техотчет. Инв. № 144 237, 1986 г.
  108. 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.
  109. В.Д., Сергиенко А. А., Семенов В. В., Талалаев А. А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 4, 5, 6. Техотчет. Инв. № 146 739,1987 г.
  110. Семенов В. В, Талалаев А. А. Особенности проектирования чувствительного элемента ГДУ, сб. трудов МАИ. «Рабочие процессы в узлах и трактах ДЛА», 1988 г.
  111. В.Д., Сергиенко А. А., Семенов В. В., Талалаев А. А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 7, 8, 9, Техотчет. Инв. № 150 144,1988 г.
  112. 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.
  113. В.Д., Семенов В. В., Сергиенко А. А., Талалаев А. А. Исследование рабочих процессов в элементах ЖРД. Этапы № 10, 11, 12, Техотчет. Инв. № 152 487,1989 г.
  114. 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.
  115. 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.
  116. 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.
  117. В.Д., Семенов В. В. Лабораторные работы по курсу «Теория ДЛА». Методическое пособие, МАИ, 1991 г.
  118. Д. И. Бобылев В.М. Теория и расчет РДТТ. М., Машиностроение, 1987 г.
  119. В.М. Ракетный двигатель твердого топлива как средство управления движением ракет. М., Машиностроение, 1992 г.
  120. Алемасов В. Е, Дрегалин А. Ф, Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. М. Машиностроение, 1989.
  121. В.П. Путь в ракетную технику. М, Наука, 1979 г.
  122. Л. Г. Механика жидкости и газа. М Наука, 1970.
  123. Мелькумов Т. М и др. Ракетные двигатели. М, Маш-ние, 1976 г.
  124. П. Чжен. Отрывные течения, т. 1−3, М., Мир 1973 г.
  125. М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М, Машиностроение, 1968 г.
  126. В.Д., Семенов В. В. Расчет потерь на трение в соплах Лаваля. Известия Вузов, журнал «Авиационная техника», 1990 г., № 1.
  127. 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.
  128. 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.
  129. 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.
  130. В.Д., Семенов В. В. Анализ эффективности принятых технических решений по одноступенчатой многоразовой транспортной космической системе. Техотчет МАИ, 1996 г.
  131. .И., Клепиков И. А., Стернин J1.E. Штыревые сопла для тяжелых носителей. Тезисы докладов. Научно-техническая конференция «Ракетно-космические двигательные установки». Москва, 1998 г.
  132. Стернин J1.E. О применимости некоторых упрощающих допущений при профилировании оптимальных ракетных сопел. Известия РАН «Механика жидкости и газа», 1999 г., № 2.
  133. Стернин J1.E. Основы газовой динамики. МАИ, 1995 г.
  134. А.А. Оптимальное профилирование реактивных сопел. Учебное пособие, МАИ, 1991 г.
  135. 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.
  136. Dumnov G., Ponomariov N, Keldysh Research Center, Russia Thrust Nozzle Profiling. Fourth International Simposium on Liquid Space Propulsion. Germany, march, 2000.
  137. 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.
  138. A.A., Семенов В. В. Двигательная установка летательного аппарата. Заявка на патент № 98 112 102, 1998 г. Пол. реш. от 16.06.2000г
  139. JI.E. Исследование тяговых характеристик реактивных сопел, спрофилированных разными методами. Известия РАН «Механика жидкости и газа», 2000 г., № 1.
  140. А.А., Семенов В. В., Талалаев А. А. Сопловой блок ракетного двигателя. Патент на изобретение № 2 145 671,2000 г.
  141. В.В., Сергиенко А. А. Тяговое усилие поверхности сверхзвукового сопла с шахматной рельефной структурой. Журнал «Вестник МАИ», т. 7, № 2, 2000 г.
  142. 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).
  143. В.В. Регулирование высотности реактивного сопла с большой степенью расширения. Электронный журнал «Труды МАИ», № 1, 2000 г. (http./www.mai.ru).
  144. В.В. Волновое сопротивление обтекаемых волнистых поверхностей реактивного сопла и летательного аппарата. Журнал «Авиационная техника», № 4, 2000 г.
  145. В.В. Характеристики реактивного сопла ракетного двигателя с регулируемой степенью расширения. Журнал «Авиационная техника», 2000 г. (находится в печати).
  146. В.В., Сергиенко А. А. Исследование волнового сопротивления ромбической рельефной поверхности стенки реактивного сопла. Журнал «Авиационная техника», 2001 г. Jfi. -v
Заполнить форму текущей работой

Заказал и сдал!