Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей
Целью данной статьи является сравнение результатов расчётов импульсных характеристик детонационных ракетных двигателей твёрдого топлива (ДРДТТ) с результатами испытаний. Метою цієї статті є порівняння результатів розрахунків імпульсних характеристик детонаційних ракетних двигунів твердого палива (ДР...
Saved in:
| Published in: | Технічна механіка |
|---|---|
| Date: | 2019 |
| Main Author: | |
| Format: | Article |
| Language: | Russian |
| Published: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2019
|
| Online Access: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/174084 |
| 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: | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей / В.С. Козин // Технічна механіка.— 2019.— № 4.— С. 73- 80.— Бібліогр.: 8 назв.— рос. |
Institution
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| _version_ | 1860193508394008576 |
|---|---|
| author | Козин, В.С. |
| author_facet | Козин, В.С. |
| citation_txt | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей / В.С. Козин // Технічна механіка.— 2019.— № 4.— С. 73- 80.— Бібліогр.: 8 назв.— рос. |
| collection | DSpace DC |
| container_title | Технічна механіка |
| description | Целью данной статьи является сравнение результатов расчётов импульсных характеристик детонационных ракетных двигателей твёрдого топлива (ДРДТТ) с результатами испытаний.
Метою цієї статті є порівняння результатів розрахунків імпульсних характеристик детонаційних ракетних двигунів твердого палива (ДРДТП) з результатами випробувань.
The aim of this paper is to compare calculated impulse characteristics of solid-propellant detonation rocket engines with test results.
|
| first_indexed | 2025-12-07T18:07:39Z |
| format | Article |
| fulltext |
73
УДК 629.7.018.3 https://doi.org/10.15407/itm2019.04.073
В. С. КОЗИН
ОЦЕНКА ИМПУЛЬСНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДЕТОНАЦИОННЫХ
РАКЕТНЫХ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Институт технической механики Национальной академии наук Украины и
Государственного космического агентства Украины,
ул. Лешко-Попеля, 15, 49005, Днепр, Украина; e-mail: vako@email.ua
Метою цієї статті є порівняння результатів розрахунків імпульсних характеристик детонаційних ра-
кетних двигунів твердого палива (ДРДТП) з результатами випробувань. Описано принцип дії і устрій
імпульсних ракетних двигунів, що використовують в якості твердого палива вибухову речовину. Прове-
дено розрахункову оцінку імпульсних характеристик ДРДТП з шнуровим зарядом вибухівки. Розглянуто
параметри перетворювання енергії в камері згоряння ДРДТП стосовно умов можливого використання.
Розраховано показник ізоентропи розширення продуктів згоряння для ударних процесів. Наведено резуль-
тати розрахунків швидкостей витікання продуктів згоряння різних вибухових речовин і відносних пито-
мих імпульсів. Розрахунки проводились для широкого кола вибухових речовин. Усі результати розрахун-
ків одержані вперше. Випробування ДРДТП проводились на стендах, спеціально розроблених, виготовле-
них і установлених в земляній обвалові. Детонаційні двигуни були виготовлені різних розмірів, з різно-
манітним укладенням детонаційного шнура в різні камери згоряння, з соплами різних розмірів і форми.
Двигуни були оснащені детонуючими шнурами різних марок різної довжини. Проводилися випробування
системи відділення і уведення моделі головного обтічника з детонаційним твердопаливним двигуном.
Описані методи випробувань ДРДТП. Результати розрахунків співпали з результатами вогневих стендових
випробувань цих двигунів на полігоні Інституту технічної механіки Національної академії наук України і
Державного космічного агентства України. Розраховані і підтверджені експериментально енергетичні
характеристики ДРДТП можуть бути використані при проектуванні систем відокремлення і уведення
обтічників ракет в щільних шарах атмосфери, для розрахунків конструкцій силових збуджувачів – піро-
штовхачів, що застосовуються для тих же цілей і використовують такі ж вибухові речовини.
Ключові слова: шнуровий заряд, камера згоряння, питомий імпульс, температура, вибухова речовина.
Целью данной статьи является сравнение результатов расчётов импульсных характеристик детона-
ционных ракетных двигателей твёрдого топлива (ДРДТТ) с результатами испытаний. Описаны принцип
работы и устройство импульсных ракетных двигателей, использующих в качестве твёрдого топлива
взрывчатое вещество. Проведена расчётная оценка импульсных характеристик ДРДТТ со шнуровым заря-
дом взрывчатки. Рассмотрены параметры преобразования энергии в камерах сгорания ДРДТТ примени-
тельно к условиям их возможного использования. Вычислен показатель изоэнтропы расширения продук-
тов сгорания для ударных процессов. Приведены результаты расчётов скоростей истечения продуктов
сгорания различных взрывчатых веществ и относительных удельных импульсов. Расчёты проводились для
широкого круга взрывчатых веществ. Все результаты расчётов получены впервые. Испытания ДРДТТ
проводились на стендах, специально разработанных, изготовленных и установленных в земляной обва-
ловке. Детонационные двигатели для испытаний были изготовлены различных размеров, с различной
укладкой детонационного шнура в различных камерах сгорания, с соплами различной формы и размеров.
Двигатели оснащались различными марками детонационного шнура, различных размеров. Проводились
испытания системы отделения и увода модели головного обтекателя с детонационным твердотопливным
двигателем. Описаны методы испытаний ДРДТТ. Результаты расчётов совпали с результатами огневых
стендовых испытаний этих двигателей на полигоне Института технической механики Национальной ака-
демии наук Украины и Государственного космического агентства Украины. Рассчитанные и подтвер-
ждённые экспериментально энергетические характеристики ДРДТТ могут быть использованы при проек-
тировании систем отделения и увода обтекателей ракет в плотных слоях атмосферы, для расчётов кон-
струкций силовых возбудителей – пиротолкателей, применяемых для тех же целей и использующих также
взрывчатые вещества.
Ключевые слова: шнуровой заряд, камера сгорания, удельный импульс, температура, взрывчатое
вещество.
The aim of this paper is to compare calculated impulse characteristics of solid-propellant detonation rocket
engines with test results. The paper describes the principle of operation and the design of impulse rocket engines
that use an explosive as solid propellant. Calculated estimates of the impulse characteristics of solid-propellant
detonation rocket engines (SPDREs) with a cord explosive charge are presented. Parameters of energy conversion
in the combustion chambers of SPDREs in conditions of their possible use are considered. The isoentropic expo-
nent of combustion product expansion is calculated for shock processes. Calculated combustion product exhaust
velocities and relative specific impulses for various explosives are presented. The calculations were made for a
wide variety of explosives. All the calculated results are original. SPDREs were tested on specially made earth-
banked benches. The test engines differed in dimensions, detonating cord placement in different combustion
chambers, and nozzle shape and dimensions. The engines had detonating cords of different types and dimensions.
В. С. Козин, 2019
Техн. механіка. – 2019. – № 4.
74
A model nose cone separation and removal system with a solid-propellant detonation engine was tested. The
SPDRE test methods are described. The calculated results agree with the firing test results obtained on the testing
ground of the Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State
Space Agency of Ukraine. The SPDRE energy characteristics calculated and verified by experiment may be used
in the design of systems for rocket nose cone separation and removal in the dense atmosphere and in the design of
explosive pushers, which are employed for the same purposes and use the same explosives.
Keywords: cord explosive charge, combustion chamber, specific impulse, temperature, explosive.
Введение. Существенной проблемой последнего времени является отде-
ление и увод головного обтекателя одноступенчатой твердотопливной раке-
ты в приземных плотных слоях атмосферы. Кроме сверхзвукового набегаю-
щего потока воздуха, возможны запуски одноступенчатой твердотопливной
ракеты с такой головной частью в условиях пустыни, где частицы пыли и
песка поднимаются на высоту от 4,5 км до 5,0 км. При аэродинамических
расчётах необходимо учитывать сопротивление двухфазного потока сбросу
головного обтекателя. Всё это предъявляет высокие требования к быстродей-
ствию системы увода обтекателя с траектории ракеты и к определению воз-
можных удельных импульсов используемых для этой цели двигателей.
Расчёт динамических характеристик детонационных ракетных дви-
гателей твёрдого топлива (ДРДТТ). ДРДТТ состоит из шнурового заряда
определенной массы детонирующего топлива, помещенного в камеру сгора-
ния, снабженную соплом (типа сопла Лаваля или каким-то другим). Рабочий
процесс в таком двигателе описывается теорией мгновенной (взрывной) га-
зификации топлива массой ВТm и заполнения объема камеры сгорания
продуктами взрыва. В ДРДТТ с многослойным детонационным зарядом топ-
лива процесс его газификации растянут по времени; в нем устанавливается
кратковременный участок режима m const с подпиткой камеры сгорания
массоподводом от горящего топлива как от газогенератора. Длительность
этого периода равна времени детонации шнура.
Уложенное в камере сгорания (КС) спиралью взрывчатое вещество (ВВ)
детонирующего шнура (ДШ) в слоев, соединенных между собой и разде-
ленных демпфирующим материалом, газифицируется в режиме бегущей де-
тонационной волны, без передачи детонации на соседние слои, одновремен-
но с ним газифицируется демпфирующий материал. После детонации перво-
го слоя ВВ к выходному сечению камеры двигателя движется ударная волна,
вслед за ней движется с некоторой скоростью спутный поток газа. При сра-
батывании следующего слоя ВВ, область спутного потока «поджимается» и
подталкивается второй ударной волной, за которой движется второй спутный
поток, второй поджимается третьей ударной волной и так далее. Таким обра-
зом, устанавливается некоторая квазистационарная волновая структура тече-
ния продуктов газификации топлива по объёму камеры двигателя. Продукты
детонации ВВ, инициированного на периферии, движутся от области взрыва
вначале в разные стороны, а затем переотражаются от стенок камеры, фор-
мируется общий поток к центру в сторону выходного сечения. Помимо волн
сжатия, возможно образование и волн разрежения. В реальных условиях они
возникают, например, в сжатом неподвижном газе после разрушения заклю-
чающей их оболочки либо при интенсивном охлаждении одного из концов
трубы, содержащей нагретый газ [1]. При проводившихся в Институте тех-
нической механики Национальной академии наук Украины и Государствен-
ного космического агентства Украины (ИТМ НАНУ и ГКАУ) экспериментах
с детонирующими шнурами из ВВ ТЭН-Б такое явление не возникало. Тех-
нические характеристики шнуров указанного взрывчатого вещества приведе-
ны в табл.1. Детонирующий шнур содержит мощное легкодетонирующее с
75
высокой скоростью взрывчатое вещество (обычно ТЭН, в термостойких ДШ
– гексоген, октоген и др.), способное создавать необходимый инициирующий
импульс. В ДШ нормальной мощности сердцевина содержит взрывчатых ве-
ществ от 12 г/м до 14 г/м. Наружный диаметр ДШ нормальной мощности от
5 мм до 7 мм.
Таблица 1 – Основные физико-химические и взрывчатые
характеристики детонирующих шнуров
Характеристики Норма
ДШ-А ДШ-Б ДШ-В ДШЭ-6 ДШЭ-12
Диаметр шнура, мм 5,8 5,8 6,1 4,2 0,5 5,0 0,5
Длина шнура в бухте, м 50 0,5; 100 1,0
Скорость детонации, м/с, не
менее 6500 6200
Масса сердцевины, г/м 12,5 0,5 14 0,5 6,0 0,5 12 5,0
0,1
Материал сердцевины ТЭН-Б
Температурный диапазон
применения, ºС -28…+50 -35…+60 -50…+65
Как видно из таблицы 1, детонирующие шнуры ДШ-В и ДШЭ-12Г напол-
нены взрывчаткой ТЭН-Б. Характеристики взрывчатых превращений некото-
рых взрывчатых веществ, в том числе и ТЭН-Б, приведены в табл. 2 [2]. Во
второй колонке табл. 2 приведены молекулярные массы взрывчатых веществ.
Таблица 2 – Характеристика взрывчатых превращений некоторых ВВ [2]
ВВ
Молеку-
лярная
масса
Реакция взрывчатого разложения
Теплота
взрыва
кДж/кг
Объем
газов
взрыва,
л/кг
Нитроглицерин 227 4СзН3 — (ОN2)з =
= 12СО2 + 10Н2 О + 6N2 + 02
6535 715
Динитрогликоль 152 С2Н4(ОNO2)2 =
= 2СО2 + 2Н2 О + N2
7120 738
Тротил 227 2СбН2(NO2)3СН3 =
= 5Н2О + 7СО + 7С + 3N2
3455 750
Аммиачная
селитра 80 2NН4NОз = 4Н2 О + 2N2 + О2 1425 980
Динитронафталин 218 С10Н6 (NО2)2 = СО + ЗН2О + ЗN2 + 9С 2500 750
Коллодионный
хлопок 1053 С22,5Н28,8О36,1N8,,7 =
=14,4Н2О + 21.7СО + 0.8С+ +4.35N2
3395 936
Гексоген 222 С3 Н6N6О6 = ЗН2О + 3CO+ 3N2 5700 890
ТЭН 316 С5Н8(О NО2)4 =
= 4Н2 О + ЗСО2 + 2СО+ 2N2
5950 790
Тетрил 287 2С6Н6 (NО2)4СН3 N =
= 5Н2О + 6СО + 8С + 5N2
4870 740
Тетранитро-
метан 196 С(NO2)4=СО2 + 2NО2 + 2NO – –
При взрыве образуется двухслойная структура детонационной волны, со-
стоящей из первого слоя, представляющего собой адиабатическую ударную
волну, и второго слоя, в котором протекает горение [3].
В том случае, если ВВ инициируется в центре уложенного спиралью
плоского заряда напротив его сопла и детонация распространяется от центра
76
к периферии, происходит истечение газов в полость КС с последующим ис-
течением газов через сопло. В камере давление газа увеличивается и, соот-
ветственно, повышается температура. Поэтому все изменения полной энер-
гии будут сопровождаться увеличением количества теплоты:
Q = ST , (1)
где T – удельная температура газа в КС; S – энтропия газа.
Величины теплоты взрыва различных ВВ приведены в табл. 2.
Считая, что работа ДРДТТ будет происходить на высоте, где скорость звука
равна 295 м/с, принимаем давление на срезе сопла аP = 295/330=0,89 атм.
Значение ка PP / известно из работы [4] и равно 0,0822, где кP – давление в
камере сгорания. Тогда внутрикамерное давление кP 82,10 атм.
Так как указанное отношение давлений связано со средним показателем
изоэнтропы n через термодинамический к.п.д., который можно рассматри-
вать как термодинамический к.п.д. взрыва t , равный 0,7 – 0,8 [5], то получа-
ем n 2 . Такие большие величины n характерны для ударных процессов
(1t ка PP / ) n
n 1
. (2)
Предположим, что вся масса взрывчатки детонационного шнура преоб-
разуется в такую же массу газов – продуктов сгорания. В этом случае удель-
ная масса газа в камере сгорания (отнесённая к одному килограмму газов
продуктов сгорания) [4]
m г 0,6im , (3)
где im – молекулярная масса продуктов сгорания і-того вещества.
Удельная температура газа в камере сгорания будет равна
T 8,69 (градкмоль)/ кг.
Зная теплоту взрыва и массу газа продуктов сгорания, можно определить
их скорость истечения и удельный импульс
гm Q = E – кинетическая энергия газа в КС;
E2 = а – удельный импульс, м/с;
а /g = удI – величина удельного импульса (с), в технической системе
единиц;
где g – ускорение свободного падения.
Результаты расчётов скоростей истечения продуктов сгорания и относи-
тельных удельных импульсов приведены в табл. 3. Результирующая темпера-
тура газа в камере сгорания будет определяться результирующим молекуляр-
ным весом продуктов сгорания, по примеру работы [4], где физическая при-
рода конкретного газа не учитывалась.
77
Таблица 3 – Энергетические характеристики продуктов сгорания
ВВ
Молекулярная
масса продуктов
сгорания im
Температура газа
в камере,
0С
Удельный
импульс
удI , с
Удельный
импульс
а , м/с
Нитроглицерин 116 1281,19 201,8 1980,0
Динитрогликоль 84 1003,11 210,68 2066,8
Тротил 74 916,21 146,76 1439,79
Аммиачная селит-
ра 78 950,97 94,25 924,66
Динитронафталин 74 916,21 124,84 1224,7
Коллодионный
хлопок 74 916,21 145,48 1427,23
Гексоген 68 864,07 188,51 1849,32
ТЭН 106 1194,29 192,6 1889,44
Тетрил 74 916,21 174,24 1709,3
Тетранитрометан 114 1263,81
В то же время, чем больше молекулярный вес продуктов сгорания дето-
национного твердого топлива, тем выше температура газа в камере сгорания
и тем выше удельный импульс ДРДТТ. Это положение соответствует про-
порциям калориметрии. Ударная волна распространяется по продуктам дето-
нации, доходит до границы с воздухом и возвращается обратно в камеру. И
так – многократно. Последовательно в ударной волне происходит адиабати-
ческое сжатие и появление пламени. Следовательно, чем длиннее ДШ, тем
большее количество раз ударные волны вызывают сжатие и нагрев продук-
тов взрыва в процессе конвективного теплообмена, и это приводит к увели-
чению удельного импульса ДРДТТ. Таким образом, изменяя длину детони-
рующего шнура, можно изменять удельный импульс двигателя.
Молекулярные массы продуктов сгорания ВВ и соответствующие им
температуры газа в такой камере, вычисленные с учетом температурного ко-
эффициента 8,69 (градкмоль)/ кг, приведены в табл. 3.
Как видно из приведенных расчетов, тротил, динитронафталин, коллоди-
онный хлопок и тетрил имеют одинаковую молекулярную массу продуктов
сгорания. Примерно одинаковую молекулярную массу имеют продукты сго-
рания нитроглицерина и жидкого тетранитрометана. Но эти последние два
вещества очень неустойчивы к воздействию изменений температуры.
Наибольшую температуру газа в камере сгорания можно получить при сго-
рании вещества ТЭН, что подтверждается проведенными в ИТМ НАНУ и
ГКАУ экспериментами. Реальная температура газа в камере будет несколько
меньше из-за тепловых потерь.
На основе полученных значений температуры газа можно вычислить
удельный импульс по известной формуле [6]
а ])/([ n
n
как PPRT
n
n 1
1
1
2
, ( 4 )
78
где кT – температура газообразных продуктов в камере сгорания;
31032,8 R Дж/(кмольград.) – газовая постоянная.
Результаты расчёта удI приведены в табл. 3.
Если полученную величину удельного импульса для ВВ ТЭН умножить
на термодинамический к.п.д. взрыва, то tудI . = 8,06,192 =154,08 с – вели-
чина удельного импульса, полученного при испытаниях на полигоне ИТМ
НАНУ и ГКАУ с погрешностью 4 с. В случае использования детонирующего
шнура ДШ-В или ДШЭ-12Г длиной 100 м масса ВВ удваивается и удельный
импульс умножается на 2 . Тогда удI = 208,154 =218 с, что также под-
тверждается результатами испытаний на полигоне [7]. Описание оборудова-
ния полигонной измерительной базы института приведено ниже.
Для испытания двигателей были разработаны, изготовлены и сданы в
эксплуатацию четыре типа стендов, установленных на автономных площад-
ках в специальной изолиро-
ванной обваловке (~ 2 м вы-
соты):
1. Большой маятнико-
вый стенд (рис. 1) с шар-
нирной подвеской груза до
500 кг, длина маятника ~
3500 мм, имеет две системы
измерения импульса тяги,
предназначен для испыта-
ния одноимпульсных и с
продолжительной работой
РДТТ.
2. Малый маятниковый
стенд в бронебоксе предна-
значен для испытания им-
пульсных РДТТ и ДРДТТ с
непрерывной продолжитель-
ной работой автономных камер сгорания, устройств их запуска, средств изме-
рений.
Определение удельного импульса в экспериментах на маятниковых стен-
дах производилось по измеренному углу отклонения подвеса с детонацион-
ным двигателем от нейтрального положения.
Результаты разработки и исследований экспериментальных образ-
цов ДРДТТ со шнуровым зарядом топлива. Разработано и проведено бо-
лее 200 огневых испытаний нескольких модификаций камер сгорания и экс-
периментальных ДРДТТ, заряды которых выполнены с укладкой детонацион-
ного шнура спиральными, цилиндрическими или конусообразными слоями,
разделенными газифицирующимся материалом, демпфирующим детонаци-
онную волну, бегущую по шнуру. Основные разработки и испытания прове-
дены по ДРДТТ с цилиндрической камерой сгорания и с торцевым зарядом
сформированным детонационными шнурами круглой формы в бумажно-
тканевой оплетке, уложенными плоскими спиральными слоями.
Рис. 1 – Большой маятниковый стенд для
испытаний ДРДТТ
79
Наибольший импульс тяги был получен при испытании двигателя с рас-
ширяющимся раструбом, а наименьший – в бессопловом ДРДТТ. На началь-
ном этапе экспериментальных исследований моделей ДРД для изготовления
заряда использовались стандартные серийно выпускаемые детонационные
шнуры марки ДШ-В (ГОСТ 6196-78), ДШТ-200 (ТУ 84-711-83), ДШЭ-12Г
(ГОСТ 6196-78), используемые в гранитном карьере. Наружный диаметр по-
перечного сечения шнура шd 5,5 мм, толщина бумажно-матерчатой обо-
лочки ср 0,6 мм, скорость детонационной волны 6200(Д )6500 м/с.
Шнур укладывался плоскими спиралями и скреплялся жидким клеем (сили-
катным и поливинилхлоридным), клей заполнял также пазы между спираля-
ми шнура и между слоями. Такое демпфирование детонационной волны бы-
ло достаточно для сохранения структуры заряда и последовательной гази-
фикации шнура.
Двигатели для отделения и увода головного обтекателя ракеты были раз-
работаны в бессопловом варианте со шнуровым зарядом с кольцевой и с
плоской камерой сгорания. ИТМ НАНУ и ГКАУ совместно с Государствен-
ным конструкторским бюро «Южное» предложены модификации головного
обтекателя с упомянутыми детонационными РДТТ [8], изготовлена умень-
шенная (1:5) модель обтекателя (рис. 2) и проведены огневые испытания на
большом маятниковом стенде. Модель была изготовлена из металла, что поз-
волило укладывать в неё детонирующие шнуры без какого-либо корпуса дви-
гателя, и подвешивалась горизонтально параллельно земле. При этом, стави-
лась задача оценить принципиальную возможность поступательного движе-
ния и увода в радиальном направлении головного обтекателя под действием
энергии взрыва. Методика
определения пройденного
подвешенным обтекателем
пути давала высокую по-
грешность определения
удельного импульса. Коль-
цевой двигатель (рис. 2) был
установлен у основания мо-
дели обтекателя; для коль-
цевого торцевого заряда
был использован детонаци-
онный шнур марки ДШ-В
(ГОСТ 6196-78). Двигатель
с плоской камерой был рас-
положен на внутренней
стенке оболочки модели
обтекателя; в камере было
три слоя спирально уложен-
ного детонационного шну-
ра. Упомянутые двигатели
прошли автономные испы-
тания с измерением импульса тяги, и проведено было три испытания двига-
теля с моделью головного обтекателя, подтвердившие возможность управле-
ния движением отделившегося объекта. Удельный импульс по ориентиро-
А и Б – направления качания маятника;
а) направление отстрела головного обтекателя;
б) конструктивная схема модели головного обтекателя;
в) вид стенда с направлениями качания маятника;
І и ІІ схемы размещения шнуровых зарядов в модели.
Рис. 2 – Модель головного обтекателя ракеты с
ДРДТТ отделения и увода
80
вочным оценкам составил удI = (120 – 150) с, при этом отмечалась в выхлоп-
ном факеле большая доля негазифицированной бумажно-тканевой оплетки
детонационного шнура [8].
Выводы. Верификация корректности проведенных экспериментов осу-
ществлена сделанными расчётными оценками импульсных характеристик
детонационных ракетных твердотопливных двигателей, что позволяет оце-
нить возможность применения ДРДТТ для увода обтекателя.
1. Розловский А. И. Научные основы техники взрывобезопасности при работе с горючими газами и пара-
ми. М. : Химия, 1972. 364 с.
2. Кутузов Б. Н. Взрывные работы. М.: Недра, 1980. 392 с.
3. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. 3-е издание, перераб. и доп. М.: изд. Физ.-мат. литера-
туры, 1969. 824 с.
4. Гулий Н. А., Коваленко Н. Д., Тынына С. В. Газореактивная двигательная установка с импульсной под-
питкой ресивера. Техническая механика. № 2. 2002. С. 64–70.
5. Ефремов Э. И., Вовк А. А. Справочник по взрывным работам. Киев: Наукова думка. 1983. С. 59.
6. Тимнат И. Ракетные двигатели на химическом топливе: пер. с англ. М.: Мир, 1990. 292 с.
7. Коваленко Н. Д., Кукушкин В. И., Игнатьев А. Д., Кириченко А. О. Научно-техническая база для созда-
ния детонационных ракетных двигателей твёрдого топлива. Космическая техника. Ракетное вооруже-
ние. 2016. № 1. С. 34–45.
8. А. с. 27354 СССР. Способ и стенд для огневых испытаний РДТТ / А. Б. Войтенко, А. Г. Головач,
Н. С. Голубенко, Н. Д. Коваленко, А. Т. Онищенко (СССР); № 3143488/40-23; 15.05.1986.
Получено 06.06.2019,
в окончательном варианте 22.11.2019
|
| id | nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-174084 |
| institution | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| issn | 1561-9184 |
| language | Russian |
| last_indexed | 2025-12-07T18:07:39Z |
| publishDate | 2019 |
| publisher | Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| record_format | dspace |
| spelling | Козин, В.С. 2021-01-01T20:10:02Z 2021-01-01T20:10:02Z 2019 Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей / В.С. Козин // Технічна механіка.— 2019.— № 4.— С. 73- 80.— Бібліогр.: 8 назв.— рос. 1561-9184 DOI: doi.org/10.15407/itm2019.04.073 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/174084 629.7.018.3 Целью данной статьи является сравнение результатов расчётов импульсных характеристик детонационных ракетных двигателей твёрдого топлива (ДРДТТ) с результатами испытаний. Метою цієї статті є порівняння результатів розрахунків імпульсних характеристик детонаційних ракетних двигунів твердого палива (ДРДТП) з результатами випробувань. The aim of this paper is to compare calculated impulse characteristics of solid-propellant detonation rocket engines with test results. ru Інститут технічної механіки НАН України і НКА України Технічна механіка Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей Оцінка імпульсних характеристик детонаційних ракетних твердопаливних двигунів Assessment of the impulse characteristics of solid-propellant detonation rocket engines Article published earlier |
| spellingShingle | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей Козин, В.С. |
| title | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей |
| title_alt | Оцінка імпульсних характеристик детонаційних ракетних твердопаливних двигунів Assessment of the impulse characteristics of solid-propellant detonation rocket engines |
| title_full | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей |
| title_fullStr | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей |
| title_full_unstemmed | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей |
| title_short | Оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей |
| title_sort | оценка импульсных характеристик детонационных ракетных твердотопливных двигателей |
| url | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/174084 |
| work_keys_str_mv | AT kozinvs ocenkaimpulʹsnyhharakteristikdetonacionnyhraketnyhtverdotoplivnyhdvigatelei AT kozinvs ocínkaímpulʹsnihharakteristikdetonacíinihraketnihtverdopalivnihdvigunív AT kozinvs assessmentoftheimpulsecharacteristicsofsolidpropellantdetonationrocketengines |