Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна

Розглядається проблема низького питомого імпульсу ротаційного детонаційного ракетного двигуна, описаного у відкритій літературі. Ціллю роботи є виявлення факторів, що знижують характеристики установок такого типу. Висунуто припущення, що через структуру течії компонентів палива в зоні їхнього змішув...

Full description

Saved in:

Bibliographic Details
Date:	2017
Main Authors:	Василів, С.С., Грушко, В.О., П’ясецький, М.Ю.
Format:	Article
Language:	Ukrainian
Published:	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України 2017
Series:	Техническая механика
Online Access:	https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141240
Tags:	Add Tag No Tags, Be the first to tag this record!
Journal Title:	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
Cite this:	Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна / С.С. Василів, В.О. Грушко, М.Ю. П’ясецький // Техническая механика. — 2017. — № 1. — С. 47-56. — Бібліогр.: 9 назв. — рос.

Institution

Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine

id	nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-141240
record_format	dspace
spelling	nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-1412402025-02-09T11:33:28Z Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна Василів, С.С. Грушко, В.О. П’ясецький, М.Ю. Розглядається проблема низького питомого імпульсу ротаційного детонаційного ракетного двигуна, описаного у відкритій літературі. Ціллю роботи є виявлення факторів, що знижують характеристики установок такого типу. Висунуто припущення, що через структуру течії компонентів палива в зоні їхнього змішування детонує лише частина – решта реагує в режимі дефлаграції. Для підтвердження висунутого припущення проведено експериментальні дослідження. Наведено результати дослідів, отриманих на плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна. Описано експериментальну випробувальну установку та методику проведення експериментів. Наведено картини ізоліній статичного та повного тиску, а також картини течії. З цієї інформації можна зробити висновок, що потік надзвуковий, зі складними утвореннями вихорів і скачків ущільнення. Детонаційна хвиля, взаємодіючи з цими елементами потоку, хоча і розповсюджується, при цьому втрачає частину енергії, що і відображається на питомому імпульсі. Рассматривается проблема низкого удельного импульса ротационного детонационного ракетного двигателя, описанного в открытой литературе. Целью работы является выявление факторов, снижающих характеристики установок такого типа. Выдвинуто предположение, что из-за структуры течения компонентов топлива в зоне их смешивания детонирует только часть – остальное реагирует в режиме дефлаграции. Для подтверждения выдвинутого предположения проведены экспериментальные исследования. Приведены результаты опытов, полученных на плоской модели ротационного детонационного ракетного двигателя. Описана экспериментальная испытательная установка и методика проведения экспериментов. Приведены картины изолиний статического и полного давления, а также картины течения. По этой информации можно сделать вывод, что поток сверхзвуковой, со сложными образованиями вихрей и скачков уплотнения. Детонационная волна, взаимодействуя с этими элементами потока, хотя и распространяется, при этом теряет часть энергии, что и отражается на удельном импульсе. The problem of a low specific pulse of the rotary detonation rocket engine described in the related literature is examined. The research objective is to reveal the factors degrading the characteristics of the systems of this type. It is assumed that due to the structure of propellant components flow in the zone of their mixing only the portion detonates, and the rest reacts in the deflagration mode. To confirm the assumption under consideration, the experimental investigations have been conducted. The test results are obtained using a plane model of the rotary detonation rocket engine. The experimental test installation and the testing technique are described. The patterns of isolines for static and total pressures, as well as the flow patterns are presented. From this information, it can conclude that the flow is supersonic with complex vortices and shock waves. Although while interacting with these flow elements the detonation wave propagates, but in so doing loses a share of energy, affecting the specific pulse. 2017 Article Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна / С.С. Василів, В.О. Грушко, М.Ю. П’ясецький // Техническая механика. — 2017. — № 1. — С. 47-56. — Бібліогр.: 9 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141240 629.7.036.54 uk Техническая механика application/pdf Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
institution	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
collection	DSpace DC
language	Ukrainian
description	Розглядається проблема низького питомого імпульсу ротаційного детонаційного ракетного двигуна, описаного у відкритій літературі. Ціллю роботи є виявлення факторів, що знижують характеристики установок такого типу. Висунуто припущення, що через структуру течії компонентів палива в зоні їхнього змішування детонує лише частина – решта реагує в режимі дефлаграції. Для підтвердження висунутого припущення проведено експериментальні дослідження. Наведено результати дослідів, отриманих на плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна. Описано експериментальну випробувальну установку та методику проведення експериментів. Наведено картини ізоліній статичного та повного тиску, а також картини течії. З цієї інформації можна зробити висновок, що потік надзвуковий, зі складними утвореннями вихорів і скачків ущільнення. Детонаційна хвиля, взаємодіючи з цими елементами потоку, хоча і розповсюджується, при цьому втрачає частину енергії, що і відображається на питомому імпульсі.
format	Article
author	Василів, С.С. Грушко, В.О. П’ясецький, М.Ю.
spellingShingle	Василів, С.С. Грушко, В.О. П’ясецький, М.Ю. Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна Техническая механика
author_facet	Василів, С.С. Грушко, В.О. П’ясецький, М.Ю.
author_sort	Василів, С.С.
title	Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна
title_short	Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна
title_full	Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна
title_fullStr	Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна
title_full_unstemmed	Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна
title_sort	експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна
publisher	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
publishDate	2017
url	https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141240
citation_txt	Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна / С.С. Василів, В.О. Грушко, М.Ю. П’ясецький // Техническая механика. — 2017. — № 1. — С. 47-56. — Бібліогр.: 9 назв. — рос.
series	Техническая механика
work_keys_str_mv	AT vasilívss eksperimentalʹnídoslídžennâtečíígazuvploskíjmodelírotacíjnogodetonacíjnogoraketnogodviguna AT gruškovo eksperimentalʹnídoslídžennâtečíígazuvploskíjmodelírotacíjnogodetonacíjnogoraketnogodviguna AT pâsecʹkijmû eksperimentalʹnídoslídžennâtečíígazuvploskíjmodelírotacíjnogodetonacíjnogoraketnogodviguna
first_indexed	2025-11-25T22:03:08Z
last_indexed	2025-11-25T22:03:08Z
_version_	1849801510437781504
fulltext	47 УДК 629.7.036.54 С. С. ВАСИЛІВ, В. О. ГРУШКО, М. Ю. П’ЯСЕЦЬКИЙ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНІ ДОСЛІДЖЕННЯ ТЕЧІЇ ГАЗУ В ПЛОСКІЙ МОДЕЛІ РОТАЦІЙНОГО ДЕТОНАЦІЙНОГО РАКЕТНОГО ДВИГУНА Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України, вул. Ляшко-Попеля, 15, 49005, Дніпро, Україна; e-mail: gl_konstruktor@ukr.net Розглядається проблема низького питомого імпульсу ротаційного детонаційного ракетного двигуна, описаного у відкритій літературі. Ціллю роботи є виявлення факторів, що знижують характеристики уста- новок такого типу. Висунуто припущення, що через структуру течії компонентів палива в зоні їхнього змішування детонує лише частина – решта реагує в режимі дефлаграції. Для підтвердження висунутого припущення проведено експериментальні дослідження. Наведено результати дослідів, отриманих на плос- кій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна. Описано експериментальну випробувальну установку та методику проведення експериментів. Наведено картини ізоліній статичного та повного тиску, а також картини течії. З цієї інформації можна зробити висновок, що потік надзвуковий, зі складними утвореннями вихорів і скачків ущільнення. Детонаційна хвиля, взаємодіючи з цими елементами потоку, хоча і розповсюджується, при цьому втрачає частину енергії, що і відображається на питомому імпульсі. Рассматривается проблема низкого удельного импульса ротационного детонационного ракетного двигателя, описанного в открытой литературе. Целью работы является выявление факторов, снижающих характеристики установок такого типа. Выдвинуто предположение, что из-за структуры течения компоне- нтов топлива в зоне их смешивания детонирует только часть – остальное реагирует в режиме дефлагра- ции. Для подтверждения выдвинутого предположения проведены экспериментальные исследования. При- ведены результаты опытов, полученных на плоской модели ротационного детонационного ракетного дви- гателя. Описана экспериментальная испытательная установка и методика проведения экспериментов. Приведены картины изолиний статического и полного давления, а также картины течения. По этой ин- формации можно сделать вывод, что поток сверхзвуковой, со сложными образованиями вихрей и скачков уплотнения. Детонационная волна, взаимодействуя с этими элементами потока, хотя и распространяется, при этом теряет часть энергии, что и отражается на удельном импульсе. The problem of a low specific pulse of the rotary detonation rocket engine described in the related literature is examined. The research objective is to reveal the factors degrading the characteristics of the systems of this type. It is assumed that due to the structure of propellant components flow in the zone of their mixing only the portion detonates, and the rest reacts in the deflagration mode. To confirm the assumption under consideration, the experimental investigations have been conducted. The test results are obtained using a plane model of the rotary detonation rocket engine. The experimental test installation and the testing technique are described. The patterns of isolines for static and total pressures, as well as the flow patterns are presented. From this information, it can conclude that the flow is supersonic with complex vortices and shock waves. Although while interacting with these flow elements the detonation wave propagates, but in so doing loses a share of energy, affecting the specific pulse. Ключові слова: ротаційний детонаційний ракетний двигун, детонаційна хвиля, картина течії, форсуночна головка, повний і статичний тиск, візуалі- зація, сажо-масляне покриття. Вступ. Останні двадцять п’ять років розвиток ракетного двигунобуду- вання акцентований на підвищення енергетичних характеристик двигуна при одночасному спрощенні конструкції. Однак ресурси модернізації таких уста- новок шляхом підвищення тиску в камері згоряння привели до необхідності заміни матеріалів або самого процесу горіння. У першому випадку, хоча ро- боти ведуться безперервно, суттєвих змін в міцності і жаростійкості на сьо- годні складно добитись. Окрім того, вартість таких матеріалів дуже висока. У другому випадку процес горіння при постійному тиску можна замінити на більш ефективний – на детонацію. Особливістю цього процесу є великий пе- репад тиску до детонаційної хвилі і в зоні індукції, де здійснюється реакція. Як наслідок, подачу компонентів палива можна здійснювати при менших ти-  С. С. Василів, В. О. Грушко, М. Ю. П’ясецький, 2017 Техн. механика. – 2017. – № 1. 48 сках, ніж в рідкопаливних ракетних двигунах. Відсутність турбонасосного агрегату зменшує масу двигунної установки приблизно на 20 %. Наприклад, для ракети-носія «Зеніт-2» турбонасосний агрегат двигуна першого ступеню складає 17,5 % маси, а другого ступеню – 22 % [1]. Проведені експериментальні дослідження в середині минулого століття підтвердили можливість отримання детонаційного горіння. Однак через від- сутність потужних обчислювальних комплексів, засобів вимірювання і мате- ріалів, дослідження так і залишилися в початковому етапі. Новий сплеск ін- тересу був спричинений розсекреченням багатьох проектів, а також розвит- ком комп’ютерної техніки. В 2000-х роках американські вчені повторили експерименти, зроблені в 60-х роках спеціалістами Сибірського відділення Академії наук Радянського Союзу (сьогодні Новосибірського інституту гід- родинаміки ім. М. О. Лаврентьєва) [2, 3]. Паралельно проводилося моделю- вання структури детонаційного фронту в кільцевій камері детонаційного ра- кетного двигуна. Однак при експериментах отримано низькі значення пито- мого імпульсу [4 – 6]. Ціллю даної роботи є виявлення факторів, пов’язаних з течією компонентів палива у зоні змішування до їх реакції, що можуть впли- вати на процес детонації і на характеристики двигуна в цілому. 1 Постановка задачі. У відомих експериментах, проведених американ- ськими вченими, отримано графіки зміни напруги сигналу датчика тиску в процесі роботи моделі ротаційного детонаційного двигуна (рис. 1) [4 – 6]. Піки на графіках спостерігаються при проходженні детонаційної хвилі біля датчика. Також можна побачити, що амплітуда тиску має значні девіації. В публікаціях не висвітлено пояснення цього явища. З огляду на особливості схеми змішування компонентів палива, це можна пояснити як вібраціями са- мої камери згоряння, так і нестаціонарною роботою систем подачі. Питомий імпульс в цих дослідах був суттєво меншим, ніж у рідкопаливного двигуна, що працював би при тих же умовах. Рис. 1 Незважаючи на широкий спектр наукових робіт в галузі детонаційних ракетних двигунів, публікацій, зорієнтованих на вивчення течії компонентів 49 палива в камері згоряння до їх детонації, немає: описані лише схеми подачі. Однак цей процес може суттєво впливати на якість перемішування. З метою виявлення факторів, які могли б впливати на сумішоутворення і, відповідно, на детонацію в камері згоряння, доцільно провести продувки мо- делі ротаційного детонаційного ракетного двигуна, геометричні параметри якого відповідають демонстратору, описаному в [4, 5]. Цікавою є структура потоку, яка отримується при різних тисках у даній схемі форсуночної голов- ки. 2 Вибір об’єкту досліджень. За основу було взято публікації американ- ських вчених, описані в [4, 5]. На рис. 2 проілюстровано схему форсуночної головки, опубліковану у вищезазначеній літературі. 80 струменевих форсу- нок пального і 1 щілинна окислювача утворюють форсуночну головку. Рис. 2 У випадку ідеального виготовлення деталей двигуна структура потоку буде симетричною відносно радіальної площини, що перетинає канал і вісь струменевої форсунки, і відповідно, буде повторюватись на кожній із фор- сунок. Тому для отримання картин течії в такому вузлі можна використати плоску модель, що має одну струменеву форсунку і частину щілинної та імі- тує 1/80 частину двигуна-демонстратора. Випробування проводилися в два етапи. Перший передбачав отримання картин течії за допомогою сажо-масляного покриття на пластинках, розмі- щених паралельно потоку в детонаційному каналі. Другий етап полягав у за- мірі розподілу статичного і повного тиску по всьому об’єму каналу камери згоряння. Модель виготовлена із оргскла з геометричними параметрами, як показано на рис. 3, а) і рис. 3, б). Ширина каналу (тобто товщина пластини моделі) 6 мм, що забезпечує відповідність 1/80 частині струменевої форсунки аналога. Для підводу робочого тіла в моделі виготовлені отвори, куди вклею- валися трубки. Також для заміру тиску в порожнинах було приєднано трубки для манометрів (на рис. 3, а) і рис. 3, б) не показані). Модель герметизувалася за допомогою прокладок і алюмінієвих пластин, скріплених болтами. 50 а) б) Рис.3 Для здійснення продувок на плоскій моделі форсуночної головки було виготовлено випробувальну установку (рис. 4). Стенд розміщений в боксі № 17 на випробувальній станції Інституту технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України. Він скла- дається зі стола, на якому закріплена модель, а також відсічний клапан ВК1, пульта управління з елементами пневмогідросхеми, манометричних щитків, блока живлення і трубопроводів підводу повітря від ресивера і балону висо- кого тиску (рис. 4). Випробувальна установка працює таким чином (рис. 5): на початку робо- ти відкривається вентиль ВН2 і подається повітря високого тиску до елект- ропневмоклапанів ЕПК1, ЕПК2, вмикається нормально закритий електропне- вмоклапан (ЕПК1), який закриває відсічний клапан ВК1; відкривається вен- тиль ВН1, який подає повітря низького тиску (до 8 кгс/см2) до відсічного клапана ВК1. За допомогою вентиля ВН3 і редуктора РТ2, при ввімкненому під час продувки електропневмоклапані ЕПК3, подається повітря в порожнину паль- ного моделі. Тиск на вході в модель контролюється за допомогою манометрів МН1 і МН4, а в порожнинах пального і окислювача – МН2 і МН3 відповідно. 51 Рис. 4 При ввімкненні ЕПК2 і ЕПК3 повітря поступає в модель, де, перемішу- ючись в форсуночній головці, проходить каналом і виходить в атмосферу. Рис. 5 При цьому на пластинці, розміщеній вздовж каналу з нанесеним сажо- масляним покриттям, отримується картина течії [7]. 3 Результати досліджень. Співвідношення тисків компонентів палива вибиралося з огляду на відомі експерименти [4 – 6]. В порожнині пального тиск був від 1,125 до 5 кгс/см2, а в порожнині окислювача – від 1,25 до 6,8 кгс/см2. Від взаємодії потоку і покриття на пластинці отримувалися кар- тини течії. Схему розміщення пластини і характерний малюнок показано на рис. 6. Картини течії отримувалися при співвідношенні тисків на вході в мо- дель 1:1 (в порожнинах 1:1,4 – 1,5), кроком 0,1 кгс/см2 на пластині, розміще- ній на краю каналу, а також по осі струменевої форсунки. 52 Рис. 6 Нижче, на рис. 7, проілюстровано деякі з них, а значення тиску на вході і в порожнинах моделі наведено в таблиці 1. а) б) в) г) ґ) д) е) є) ж) з) Рис. 7 На ілюстраціях (рис. 7) видно складну структуру потоку. На всіх картинах при різних тисках можна розрізнити вихрову зону, як продемонстровано на рис. 6. Оскільки вона з’являється біля щілинної форсунки окислювача, а стумінь пального дещо зміщений вверх, то зрозуміло, що в такій застійній зоні буде знаходитись тільки один компонент. Відомо, що діапазон концентрацій спалахування ширший за діапазон концентрацій детонації сумішей газів. Вийняток становлять тільки ті, що можуть екзотермічно розкладатись (наприклад, ацетилен), тобто горіти і детонувати без доступу окислювача [8]. 53 Таблиця1 № рисунка Тиск в порожнині окислювача кгс/см2 Тиск в порожнині пального кгс/см2 Тиск в магістралі окислювача кгс/см2 Тиск в магістралі пального кгс/см2 Рис. 7, а) 5,76 3,9 6,9 6,9 Рис. 7, б) 5,44 3,65 6,4 6,4 Рис. 7, в) 4,74 3,27 5,5 5,5 Рис. 7, г) 4,29 3 5,0 5,0 Рис. 7, ґ) 3,78 2,62 4,3 4,3 Рис. 7, д) 3,1 2,1 3,5 3,5 Рис. 7, е) 1,92 1,22 2,4 2,4 Рис. 7, є) 1,4 0,9 1,8 1,8 Рис. 7, ж) 0,83 0,45 1,1 1,1 Рис. 7, з) 0,256 0,128 0,5 0,5 Тому навіть якщо у вихрову зону потраплятиме пальне, то концентрація його буде меншою, ніж в інших областях, і в кращому разі буде відбуватись дефлаграційне горіння, а не детонація. Для більш глибшого розуміння було проведено також заміри тиску по об’єму. Випробування проводились на тій же моделі, з використанням двох гребінок – однієї для заміру статичного тиску, іншої – повного (рис. 8). Рис. 8 Табличні значення опрацьовувались і будувались картини ізоліній тиску по об’єму детонаційного каналу. Заміри проведено для 40 точок в одній картині, для чотирьох різних перетинів і при 8 значеннях вхідного тиску (всього1280 замірів). Окремі картини ізоліній повного і статичного тиску, 54 отримані при співвдношенні тисків в порожнинах 9 кгс/см2 і 5,3 кгс/см2, проілюстровано на рис. 9 та рис. 10. Рис. 9 Рис. 10 Картину течії, що також відповідає цим вихідним параметрам, отримано при візуалізації за допомогою сажо-масляного покриття і проілюстровано на рис. 6 вище. Оскільки трубки Піто–Прандтля мають конструкцію, що не дозволяє проводити вимірювання одночасно статичного і динамічного тиску в одній точці [9], окрім того розміри каналу доволі малі, то експерименти проводи- лися роздільно, але з невеликою різницею в часі. Це дозволило отримати зна- чення в конкретних точках. Знаючи співвідношення повного і статичного тиску можна визначити приведену швидкість λ [10]: 1 2 0 1 1 1           k k k k Р Р  , (1) де k – показник адіабати, Р0 і Р – відповідно повний тиск (тиск гальмування) і статичний тиск; звідки: 1 1 1 1 0              k k Р Р k k  . (2) 55 Оскільки крa V  , (3) де V – швидкість потоку, aкр – критична швидкість; 1 2 0    k TRk aкр , (4) де Т0 – температура гальмування, то швидкість потоку визначиться за форму- лою: 1 12 1 0 0           k Р Р TRk V k k . (5) Обчислені за формулою (5) ізолінії швидкості потоку по осьовому пере- тину каналу проілюстровано на рис. 11. Тиск в порожнині пального в цьому експерименті становив 9 кгс/см2, окислювача – 5,3 кгс/см2. Максимальне значення швидкості складає ~ 420 м/с. Рис. 11 Знаючи λ, можна визначити число Маха за такою формулою: 2 2 1 1 1 1 2          k kk М . (6) Максимальне значення числа Маха становить у цьому експерименті М=1,205. Очевидно, що при комбінації дозвукового і надзвукового потоку будуть виникати скачки ущільнення. Вони сильно ускладнюватимуть карти- ну течії в такій схемі форсуночної головки. Відомо також, що на скачках 56 ущільнення відбувається втрата енергії. Цим самим можна пояснити низький питомий імпульс, отриманий на двигуні-демонстраторі, що описаний в [4 – 6]. Висновки. Розроблено методику досліджень течії компонентів палива в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна. Отримані під час продувок картини течії показали, що структура потоку біля форсуночної головки при умовах, описаних у відомих експериментах [4 – 6], дуже склад- на. Це підтверджується також і наявністю в даних умовах і дозвукового, і надзвукового потоку газу. При взаємодії течії зі стінками камери у ротацій- ному детонаційному ракетному двигуні буде утворюватись складна об’ємна структура скачків ущільнення. Під час проходження, детонаційний фронт може взаємодіяти з цією структурою, що викликатиме додаткові втрати на скачках і також впливатиме на саму конструкцію двигуна. Окрім того, експериментально виявлено вихрову зону, всередині якої може бути присутній тільки один компонент або суміш в концентраційних межах, далеких від детонаційних. Відповідно, детонація в таких зонах в реа- льному ротаційному детонаційному ракетному двигуні відбуватись не може. Тому фронт огинатиме їх і, таким чином, буде взаємодіяти зі стінками, що викликатиме їх коливання. Цим можна пояснити девіації тиску на графіках відомих експериментів. Неповне згорання палива також зменшує питомий імпульс двигуна. 1 Иванов В. К., Кашкаров A. M., Ромасенко Е. Н., Толстиков Л. А. Турбонасосные агрегаты ЖРД конс- трукции НПО Энергомаш. Конверсия в машиностроении. 2006. № 1. С.1 – 6. 2 Быковский Ф. А., Ждан С. А. Непрерывная спиновая детонация. Новосибирск: Изд-во СО РАН. 2013. 423 с. 3 Импульсные детонационные двигатели. Под ред. д.ф.-м.н. С. М. Фролова. М.: ТОРУС ПРЕСС. 2006. 592 с. 4. Shank Jason C. Development and testing of a rotating detonation engine run on hydrogen and air: thesis, pre- sented to the Faculty Department of Aeronautics and Astronautics Graduate School of Engineering and Man- agement Air Force Institute of Technology Air University Air Education and Training Command In Partial Ful- fillment of the Requirements for the Degree of Master of Science in Aeronautical Engineering. USAF. 2012. 70 р. 5 Russo Rachel M. Operational Characteristics of a Rotating Detonation Engine using Hydrogen and Air: thesis, presented to the Faculty Department of Aeronautics and Astronautics Graduate School of Engineering and Management Air Force Institute of Technology Air University Air Education and Training Command In Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree of Master of Science in Aeronautical Engineering. USAF. 2011. 90 р. 6 James A. Suchocki Operational Space and Characterization of a Rotating Detonation Engine Using Hydrogen and Air: Thesis Presented in Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree Master of Science in the Graduate School of The Ohio State University. The Ohio State University. 2012. 116 р. 7 Чаплиц А. Д., Астапов А. И. Визуализация газових потоков во внутренних каналах. Днепропетровск : ИТМ НАН и НКА Украины. 2003. 412 с. 8 Нетлетон М. Детонация в газах. Перевод с английского под редакцией Л. Г. Гвоздевой. М: Мир. 1989. 280 с. 9 Петунин А. Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. М.: «Машиностроение». 1972. 332 с. 10 Дейч М. Е. Техническая газодинамика. Изд. 2-е, переработанное. М.: «Госэнергоиздат». 1961. 671 с. Отримано 08.02.2017, в остаточному варіанті 15.03.2017

Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна

Institution

Similar Items