Метод расчета течения в соплах с газовой завесой в сверхзвуковой части и определения энергетических и тепловых характеристик сопел ЖРД

ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

Актуальность работы заключается в потребности создания универсального программного и методического обеспечения (ПМО) для определения основных газодинамических, тепловых и энергетических характеристик, необходимых на этапах проектирования, стендовых огневых испытаний камер, в том числе имеющих тангенциальный вдув газа в сверхзвуковую часть сопла, и ЖРД в целом. Представленная работа является… Читать ещё >

Содержание

Список условных обозначений
Глава 1. Постановка задачи
- 1. 1. Особенности физических процессов в соплах ЖРД с газовой завесой в сверхзвуковой части
- 1. 2. Обзор литературы по методам расчёта турбулентных течений
Глава 2. Метод расчёта течения в соплах с газовой завесой в сверхзвуковой части
- 2. 1. Метод расчёта турбулентного пристенного течения
  - 2. 1. 1. Основные уравнения и краевые условия
  - 2. 1. 2. Модель турбулентности
  - 2. 1. 3. Метод численного решения
- 2. 2. Расчёт составляющих потерь удельного импульса сопла ЖРД при наличии газовой завесы
- 2. 3. Способ профилирования сверхзвуковой части сопла после узла вдува
Глава 3. Сравнение расчётов с экспериментальными данными и их анализ
- 3. 1. Течения без вдува
  - 3. 1. 1. Трение на пластине
  - 3. 1. 2. Течения в модельных соплах
  - 3. 1. 3. Течения в соплах двигателей
- 3. 2. Течения с тангенциальным вдувом газа
  - 3. 2. 1. Модельные эксперименты
  - 3. 2. 2. Течения в модельных соплах
  - 3. 2. 3. Течения в соплах двигателей
Глава 4. Анализ газодинамических характеристик сопел ЖРД открытой схемы с тангенциальным вдувом газа в сверхзвуковую часть
- 4. 1. Расчётное исследование влияния параметров газовой завесы в сверхзвуковой части сопла ЖРД на энергетические характеристики и тепловое состояние стенки сопла
  - 4. 1. 1. Исходные данные для расчётов
  - 4. 1. 2. Результаты расчётов
  - 4. 1. 3. Анализ результатов расчётов
- 4. 2. Отрывные характеристики сопел с тангенциальным вдувом газа
- 4. 3. Термодинамические потери удельного импульса тяги ЖРД открытой схемы
Выводы

Метод расчета течения в соплах с газовой завесой в сверхзвуковой части и определения энергетических и тепловых характеристик сопел ЖРД (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Перспективы развития современных ракетно-космических ЖРД, в том числе многоразовых, определяются улучшением их энергомассовых характеристик, высокой надёжностью на протяжении всего срока эксплуатации, экологической чистотой компонентов топлива, минимальной стоимостью затрат по разработке, производству и обслуживанию двигателей. К числу основных параметров, задаваемых при проектировании ЖРД, относятся тяга и геометрическая степень расширения сопла камеры. Более высокие давления в камере сгорания дают возможность увеличивать тягу двигателя без чрезмерного увеличения его габаритных размеров. Отечественные ЖРД большой тяги выполнены по замкнутой схеме, в которой генераторный газ после привода турбин турбонасосного агрегата (ТНА) дожигается в камере сгорания. Замкнутая схема позволяет получать максимальные энергетические характеристики двигателя вследствие полного использования химической энергии топлива при оптимальном для двигателя соотношении его компонентов. Тем не менее такая схема имеет ряд особенностей, связанных с необходимостью достижения предельных режимов работы газогенератора и турбин за счёт интенсификации рабочих процессов и значительного повышения давления в агрегатах системы подачи топлива. Использование современных конструкционных материалов и технологий препятствует дальнейшему повышению давления в проточных трактах ЖРД в первую очередь из соображений надёжности. Поэтому в последнее время в нашей стране и за рубежом при проектировании и создании новых мощных ЖРД обращаются к открытой схеме [1.7]. При проектировании ЖРД открытой схемы необходимо максимально приблизить его энергетическую эффективность к двигателю замкнутой схемы.

В существующих ЖРД открытой схемы (например, С5.92 (Россия), РД-861 (Украина), Vulcain (Франция) (см. рис.1)) генераторный газ после привода турбин ТНА без дожигания в камере сгорания истекает из выхлопных сопел, создавая дополнительную тягу. Особенностью данной схемы является относительная независимость параметров камеры и газогенератора, что позволяет проводить автономную отработку агрегатов системы подачи до огневых испытаний двигателя. Вследствие совершения работы по приводу турбин энергетические параметры генераторного газа значительно уменьшаются. Величина расхода низконапорного и низкоэнтальпийного генераторного газа составляет несколько процентов от полного расхода продуктов сгорания, истекающих из сопел двигательной установки. Открытая схема ЖРД имеет пониженный удельный импульс тяги (УИТ), но конструктивно существенно проще и экономически более выгодна в отношении затрат по доводке двигателя до высокого уровня надёжности по сравнению с замкнутой схемой ЖРД.

С5.92 РД-861 Vulcain.

Рис. 1. ЖРД открытой схемы с соплами сброса генераторного газа.

Результаты расчётно-теоретических и экспериментальных исследований, проведённых в Центре Келдыша и КБ отрасли, позволили сделать вывод о том, что наиболее целесообразной схемой маршевого ЖРД для оснащения российских средств выведения нового поколения является открытая схема с восстановительным газогенератором. В качестве топливной пары предлагается использовать кислород и сжиженный природный газ, состоящий на 98% из метана. Для увеличения УИТ ЖРД открытой схемы следует подавать отработанный генераторный газ в сверхзвуковую часть сопла тангенциально основному потоку продуктов сгорания [1,2]. Этот способ позволяет использовать энергетически слабый генераторный газ не только для повышения тяговой эффективности двигателя, но и для внутреннего завесного охлаждения стенки сверхзвуковой части сопла. Тангенциальный вдув генераторного газа в сверхзвуковую часть основного сопла ЖРД позволяет также уменьшить массу двигателя как за счёт убираемой массы выхлопных сопел и газоводов к ним, так и за счёт снижения массы сопла ниже по потоку от места вдува заменой охлаждаемой (регенеративно или автономно) стенки сопла на относительно более лёгкий тонкостенный насадок радиационного охлаждения (НРО).

Следует отметить, что в настоящее время исследования течений в соплах с газовой завесой в сверхзвуковой части являются актуальными также для ЖРД замкнутой схемы. Разрабатываемая модификация кислородно-водородного ЖРД КВД-1 (Россия), работающего по замкнутой схеме, предполагает тангенциальный вдув водорода после системы регенеративного охлаждения в сверхзвуковую часть сопла с целью дополнительного завесного охлаждения НРО [8].

Целью работы является:

— создание расчётного метода, позволяющего с высокой точностью определять потери удельного импульса тяги, связанные с пограничным слоем, в обычных соплах ЖРД без вдува, потери удельного импульса тяги из-за вязкости в соплах ЖРД при тангенциальном вдуве одного или нескольких различных газов в сверхзвуковую часть сопла, рассчитывать температуру стенки сопла ЖРД, не имеющей системы наружного проточного охлаждения и охлаждаемой за счёт внутреннего завесного охлаждения и/или излучения;

— разработка способа профилирования сверхзвуковой части сопла ниже по потоку от места тангенциального вдува газа с целью проведения сравнительного анализа энергетических характеристик сопел;

— расчётное исследование влияния определяющих параметров газовой завесы на энергетические характеристики и тепловое состояние стенки сверхзвуковой части сопла ЖРД;

— выработка рекомендаций по оптимальному выбору местоположения тангенциального вдува генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла и параметров вдуваемого генераторного газа для ЖРД открытой схемы.

Научная новизна работы.

1. Разработано универсальное программное и методическое обеспечение для расчёта газодинамических и тепловых характеристик, потерь удельного импульса тяги в соплах ЖРД и профилирования сверхзвуковой части сопла при наличии тангенциального многощелевого вдува различных газов.

2. Для течений в сверхзвуковых соплах при тангенциальном вдуве одного или нескольких различных газов дана математическая формулировка задачи и разработана алгебраическая модель турбулентной вязкости, основанная на решении уравнений концентрации примеси.

3. Получено аналитическое решение задачи определения потерь удельного импульса тяги из-за вязкости при наличии тангенциального многощелевого вдува в сопло различных газов.

4. На основании анализа экспериментальных исследований процессов в соплах натурных ЖРД, модельных установках и прямыми расчётами установлено, что потери удельного импульса тяги из-за вязкости в соплах с тангенциальным вдувом газа меньше, чем в исходных соплах без вдува.

5. Определена область автомодельности и показано, что уменьшение потерь удельного импульса тяги из-за вязкости и максимальная температура теплоизолированной стенки сопла ниже по потоку от места подачи газовой завесы практически не зависят от числа Рейнольдса, определённого по параметрам в критическом сечении основного сопла, в диапазоне 2,33-Ю6.2,33-Ю7.

Практическая ценность работы.

Разработанное программное и методическое обеспечение используется при анализе результатов стендовых огневых испытаний камер и ЖРД в целом, при выборе профилей насадков радиационного охлаждения сопел существующих ЖРД верхних ступеней, в модификациях существующих и проектных разработках перспективных ЖРД открытой схемы.

Достоверность результатов, полученных расчётно-теоретическим путём, подтверждается экспериментальными данными в широком диапазоне изменения определяющих параметров, характерных для сопел ЖРД, включая данные, полученные на модельных установках и натурных двигателях.

Апробация работы.

Основные результаты работы докладывались на межотраслевых семинарах НИИТП (Центр Келдыша) с 1988 г. по 1995 г., на конференциях «Propulsive Flows in Space Transportation Systems» (Bordeaux, Франция) в 1995 г., «32nd.

AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit" (Lake Buena Vista, США) в 1996 г., «33rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit» (Seattle, США) в 1997 г., «Актуальные вопросы планетных экспедиций» (Москва, Россия) в 2006 г.

Публикации.

Работа содержит результаты, полученные в период с 1988 г. по 2006 г. и опубликованные в 6 статьях и 18 научно-технических отчётах.

Объём работы.

Диссертация состоит из списка условных обозначений, введения, четырёх глав, выводов, списка использованных источников из 94 наименований и приложения, изложенных на 152 страницах, 48 иллюстраций, 15 таблиц.

Выводы.

1. Разработан метод расчёта газодинамических и тепловых характеристик, потерь удельного импульса тяги из-за вязкости в соплах ЖРД и профилирования сверхзвуковой части сопла при наличии тангенциального многощелевого вдува различных газов.

3. Разработан оригинальный алгоритм численного решения системы дифференциальных уравнений в частных производных, описывающей турбулентное движение многокомпонентной смеси газов в приближении пограничного слоя, основанный на использовании неявной конечно-разностной схемы и адаптивной расчётной сетки, построенной по градиентам полей продольной скорости и концентраций.

4. Получено аналитическое решение задачи определения потерь удельного импульса тяги из-за вязкости при наличии тангенциального многощелевого вдува в сопло различных газов.

5. Создано программное обеспечение для:

— расчёта течения и потерь удельного импульса тяги в обычных соплах ЖРД без вдува с заданным контуром;

— расчёта течения и потерь удельного импульса тяги в сопле ЖРД, имеющем несколько узлов завесного охлаждения сверхзвуковой части;

— совместного расчёта течения, потерь удельного импульса тяги и профилирования контура сверхзвуковой части сопла ЖРД ниже по потоку от места подачи газовых завес;

— расчёта температуры стенки сопла ЖРД, не имеющей системы наружного проточного охлаждения и охлаждаемой за счёт внутреннего завесного охлаждения и/или излучения.

6. На основании анализа экспериментальных исследований процессов в соплах натурных ЖРД, модельных установках и прямыми расчётами были установлены следующие эффекты:

— потери удельного импульса тяги из-за вязкости в соплах ЖРД с тангенциальным вдувом газа меньше, чем в исходных соплах без вдува, на величину до 1% удельного импульса тяги;

— уменьшение потерь удельного импульса тяги из-за вязкости заметно возрастает при уменьшении отношения молекулярных масс вдуваемого газа и основного потока, увеличении относительного расхода газа, подаваемого на завесу, и слабо зависит от фактора теплообмена;

— уменьшение молекулярной массы вдуваемого газа и увеличение его относительного расхода уменьшают температуру теплоизолированной стенки сопла ниже по потоку от места подачи завесы;

— оптимальными параметрами газовой завесы, обеспечивающими значительное уменьшение потерь удельного импульса тяги из-за вязкости и приемлемый температурный режим стенки сопла, являются наиболее близкое к единице число Маха сопла вдува и пониженные полные величины давления и температуры вдуваемого газа;

— уменьшение потерь удельного импульса тяги из-за вязкости и максимальная температура теплоизолированной стенки сопла ниже по потоку от места подачи газовой завесы практически не зависят от числа Рейнольдса, определённого по параметрам в критическом сечении.

I' п основного сопла, в диапазоне 2,33−10 .2,33−10. 7. Идеальные термодинамические потери удельного импульса тяги ЖРД открытой схемы почти компенсируются уменьшением потерь удельного импульса тяги из-за вязкости в соплах с тангенциальным вдувом газа ЖРД открытой схемы по сравнению с соплами без вдува ЖРД замкнутой схемы.

Показать весь текст

Список литературы

Коротеев А.С., Самойлов Л. П. Выбор пути развития маршевых жидкостных ракетных двигателей для перспективных российских средств выведения. Космонавтика и ракетостроение, 1999, № 15.
Думнов Г. Е., Никулин Г. З., Пономарёв Н. Б. Исследование перспективных сопел ракетных двигателей. В сб.: Ракетно-космические двигатели и энергетические установки. Вып. 4 (142). — НИИТП, 1993.
Кислородно-метановый ЖРД тягой 1800 кН (полуоткрытая схема). Инженерная записка / Центр Келдыша. Инв. № 2539, 1996.
Исследование возможных энергомассовых характеристик маршевых ЖРД различных схем с использованием сжиженного природного газа (метана) в широком диапазоне тяг для перспективных средств выведения. Отчёт / НПО Энергомаш. № 769−177−92, 1992.
Маршевые ЖРД разработки НПО Энергомаш для многоразовой ракеты-носителя типа «Ангара» на топливе «кислород метан». Инженерная записка/ НПО Энергомаш. — № 769−82−94 (инв. № 34 193 в Центре Келдыша), 1994.
Обоснование основных схемных и энергомассовых характеристик ЖРД на 02 и СН4. Инженерная записка / КБ химавтоматики (инв. № 33 907 в Центре Келдыша). Воронеж, 1994.
Bonniot С. The Vulcain МКИ Engine for Arian 5 Performance Improvement. AIAA Paper 92−3454.
Руководство для конструкторов по проектированию сверхзвуковых осесимметричных круглых сопел реактивных двигателей / ОНТИ- исполн.
Д.А. Мельников, У. Г. Пирумов, В. М. Семичастнов, А. А. Сергиенко и др. Инв. № 7630,1964.
Кэри мл., Хефнер. Эффективность плёночного охлаждения и поверхностное трение в гиперзвуковом турбулентном потоке. Ракетная техника и космонавтика, 1972, т. 10, № 9.
Расчётно-экспериментальное исследование тяговых характеристик и параметров течения сопел со вдувом газа в сверхзвуковую часть сопла. Отчёт / НИИТП- исполн. В. И. Зюзин, A. J1. Воинов, Д. А. Мельников. -Инв. № 1692,1993.
Расчётно-экспериментальное исследование влияния параметров газовой завесы в сверхзвуковом сопле на энергетические характеристики и тепловое состояние стенки сопла. Отчёт / НИИТП- исполн. A.JI. Воинов,
B.И. Зюзин, Д. А. Мельников. Инв. № 2201, 1995.
Мельников Д.А. Оценка тяги реактивного двигателя при наличии слоя газа с пониженной температурой вблизи стенки сопла. Труды № 82 (инв. № 35 737 в Центре Келдыша). — ОНТИ, 1966.
Метод расчёта турбулентного пристеночного слоя в соплах с газовой завесой в сверхзвуковой части и анализ газодинамических характеристик сопел ЖРД закрытых и открытых схем. Отчёт/ НИИТП- исполн. A.JI. Воинов, Д. А. Мельников. Инв. № 2158, 1995.
Стернин JI.E. К расчёту регенеративного эффекта увеличения удельного импульса ЖРД. Труды НПО Энергомаш № 21. — М., 2003.
Кузьмина Л.Ф., Мельников Д. А., Никулин Г. З. Потери удельного импульса тяги из-за трения в соплах. В сб.: Ракетно-космическая техника. Вып. 2 (135). — НИИТП, 1992.
Экспериментальное исследование отрыва потока при кольцевом вдуве газа параллельно стенке в сверхзвуковую часть сопла. Отчёт / НИИТП- исполн. В. И. Зюзин, Т. Е. Думнов. Инв. № 33 586, 1994.
Репухов В.М. Тепловая защита стенки вдувом газа. Киев: «Наук, думка», 1977.21.3авесное охлаждение. Газовая завеса. Обзор/ ГОНТИ-8- исполн.
C.А. Веялис, А. П. Серпионова, С. П. Линенко. Cep. IV, № 41 (64), 1979.
Руководство по расчёту охлаждения ЖРД (вторая редакция) / НИИТП- исполн. Л. Ф. Фролов, А. П. Серпионова, И. И. Каверзнева, Т. И. Ярощук и др. Инв. № 857,1971.
Абрамович Г. Н., Гиршович Т. А., Крашенинников С. Ю., Секундов А. Н., Смирнова И. П. Теория турбулентных струй. Изд. 2-е, перераб. и доп. / Под ред. Г. Н. Абрамовича. М.: «Наука», 1984.
Гиневский А.С., Иоселевич В. А., Колесников А. В., Лапин Ю. В. и др. Методы расчёта турбулентного пограничного слоя. В кн.: Механика жидкости и газа (Итоги науки и техники). — ВИНИТИ, 1978, тЛ 1.
Волчков Э.П. Пристенные газовые завесы. Новосибирск: «Наука», 1983.
Степанов Г. Ю., Гогиш Л. В. Квазиодномерная газодинамика сопел ракетных двигателей.-М.: «Машиностроение», 1973.
Авдуевский B.C. Метод расчёта пространственного турбулентного пограничного слоя в сжимаемом газе. Изв. АН СССР. Механика и машиностроение, 1962, № 4.
DuFort Е.С., Frankel S.P. Stability Conditions in the Numerical Treatment of Parabolic Differential Equations. Mathematical Tables and Other Aids to Computation, Vol. 7,1953.
Плетчер. О конечно-разностном решении уравнений турбулентного пограничного слоя при течении жидкости с постоянными свойствами. -Ракетная техника и космонавтика, 1969, т.7, № 2.
Crank J., Nicolson P. A Practical Method for Numerical Evaluation of Solutions of Partial Differential Equations of the Heat-Conduction Type. -Proc. Cambridge Philos. Soc., Vol. 43, 1947.
Keller H.B. A New Difference Scheme for Parabolic Problems. Numerical Solutions of Partial Differential Equations, Vol. 2. — Academic Press, New York, 1970.
Cebeci Т., Smith A.M.O. Analysis of Turbulent Boundary Layers. Academic Press, New York, 1974.
Блоттнер Ф.Дж. Разностная схема с неравномерной сеткой для расчёта турбулентных пограничных слоёв. В кн.: Численное решение задач гидромеханики. — М.: «Мир», 1977.
Патанкар С.В., Сполдинг Д. Б. Тепло- и массообмен в пограничных слоях. М.: «Мир», 1971.
Дуайер Х.А. Адаптация сеток для задач гидродинамики. -Аэрокосмическая техника, 198 5, № 8.
Роди В. Примеры моделей турбулентности для течений несжимаемой жидкости. Аэрокосмическая техника, 1983, № 2.
Лакшминараяна Б. Модели турбулентности для сложных сдвиговых течений. Аэрокосмическая техника, 1987, № 5.
Лущик В.Г., Павельев А. А., Якубенко А. Е. Турбулентные течения. Модели и численные исследования (обзор). Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 1994, № 4.
Boussinesq J. Theorie de l’ecoulement tourbillant. Memoires Presentes par Divers Savants Sciences Mathematique at Physiques, Academie des Sciences, Paris, Vol. 23, 1877.
Prandtl L. Uber die ausgebildete Turbulenz. ZAMM, Vol. 5,1925.
Глушко Г. С. Турбулентный пограничный слой на плоской пластине в несжимаемой жидкости. Изв. АН СССР. Механика, 1965, № 4.
Секундов А.Н. Применение дифференциального уравнения для турбулентной вязкости к анализу плоских неавтомодельных течений. -Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, 1971, № 5.
Launder В.Е., SharmaB.I. Application of the Energy-Dissipation Model of Turbulence to the Calculation of Flow near a Spinning Disk. Letters in Heat and Mass Transfer, Vol. 1, No.2, 1974.
Чжэн К.-Ю. Расчёт течений в каналах и пограничных слоях на основе модели турбулентности, применимой при низких числах Рейнольдса. -Ракетная техника и космонавтика, 1982, т.20, № 2.
Уилкокс Д.К. Уточнение уравнения для масштаба турбулентности в перспективных моделях турбулентности. Аэрокосмическая техника, 1989, № 11.
Лущик В.Г., Павельев А. А., Якубенко А. Е. Трёхпараметрическая модель сдвиговой турбулентности. Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, 1978, № 3.
Лущик В.Г., Павельев А. А., Якубенко А. Е. Трёхпараметрическая модель турбулентности: расчет теплообмена. Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, 1986, № 2.
Кэри мл., Бушнелл, Хефнер. Расчёт влияния вдува через тангенциальную щель на турбулентный пограничный слой в широком диапазоне скоростей. Теплопередача, 1979, т. 101, № 4.
Escudier М.Р. The Distribution of the Mixing Length in Turbulent Flows near Walls. Rep. TWF/TN/1, Imperial Colledge, Mech. Eng. Dept., London, 1965.
Себиси Т., Брэдшоу П. Конвективный теплообмен. М.: «Мир», 1987.
Абрамович Т.Н., Кузьмич В. Б., Секундов А. Н., Смирнова И. П. Экспериментальное и расчётное исследование сверхзвуковой пристеночной струи в спутном сверхзвуковом потоке. Изв. АН СССР. Механика жидкости и газа, 1972, № 4.
Михеев О.В. Численное моделирование завесного охлаждения теплонапряжённых поверхностей камер ЖРД (диссертация канд. физ.-мат. наук). Долгопрудный, 1988.
Лущик В.Г., Якубенко А. Е. Пограничный слой в соплах ЖРД (обзор). -Труды НПО Энергомаш № 18. -М., 2000.
Лущик В.Г., Сизов В. И., Стернин Л. Е., Якубенко А. Е. Потери удельного импульса из-за трения и рассеяния в сопле ЖРД с завесным охлаждением. Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 1993, № 4.
Лущик В.Г., Якубенко А. Е. Сравнительный анализ моделей турбулентности для расчёта пристенного пограничного слоя. Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 1998, № 1.
Лущик В.Г., Якубенко А. Е. Пристенная щелевая завеса в сопле. Сравнение расчёта с экспериментом. Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 2000, № 6.
Лебедев В.П., Леманов В. В., Мисюра С. Я., Терехов В. И. Влияние интенсивности турбулентности на эффективность газовой завесы в сопле Лаваля. Теплофизика высоких температур, 1995, т. ЗЗ, № 4.
Лущик В.Г., Якубенко А. Е. Пристенная щелевая завеса на пластине в сверхзвуковом потоке. Сравнение расчёта с экспериментом. Изв. РАН. Механика жидкости и газа, 2001, № 6.
Пономарёв Н.Б. Программный комплекс для расчёта двумерного поля течения идеального газа в соплах PEG AS. Описание программы/ ГосФАП. — Инв. № S00053, 1985.
Пирумов У.Г., Росляков Г. С. Газовая динамика сопел. М.: «Наука», 1990.
Дрегалин А.Ф., НазыроваР.Р. Пакет прикладных программ термодинамического расчёта. КАИ им. А. Н. Туполева. Казань, 1990.
Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах АСТРА-4/рс. МГТУ им. Н. Э. Баумана. М., 1991.
Волков В.А., Гидаспов В. Ю. Программа расчёта потерь удельного импульса реактивного двигателя за счёт неравновесного протекания химических реакций. МАИ им. С. Орджоникидзе. М., 1994.
Лапин Ю.В., Стрелец М. Х. Внутренние течения газовых смесей. М.: «Наука», 1989.
Рид Р., ПраусницДж., Шервуд Т. Свойства газов и жидкостей.- Д.: «Химия», 1982.
Разработка дифференциального метода расчёта турбулентного пограничного слоя в соплах ЖРД. Отчёт / НИИТП- исполн. А. Л. Воинов. Инв. № 1415, 1991.
Van Driest Е. R. On Turbulent Flow Near a Wall. J. Aeronaut Sci., 1956, Vol.23, № 10.
Клаузер Ф. Турбулентный пограничный слой. В кн.: Проблемы механики. Вып.2. -М., 1956.
Bass R., Hardin L., Rodgers R., Ernst R. Supersonic Film Cooling. -AIAA Paper № 90−5239.
Thrust, Wall Pressure and Heat Tests of Nozzle Models on the Nozzle Differential Facility. Final Report on Block 2, Contract № 6600−93−1099, Keldysh Scientific-Reseach Institute of Thermal Processes, 1994.
Дородницын А.А. Пограничный слой в сжимаемом газе. Прикладная математика и механика, 1942, № 6.
Лиз Л. Конвективный теплообмен при наличии подвода вещества и химических реакций. М.: ИЛ, 1962.
Томпсон, Мастин. Порядок аппроксимации разностных выражений в криволинейных координатах. Теоретические основы инженерных расчётов, 1985, № 2.
В.В. Сычёв, А. И. Рубан, Вик.В. Сычёв, Г. Л. Королев. Асимптотическая теория отрывных течений М.: «Наука», 1987.
Kline S.J., Morkovin M.V., Sovran G., CockrellD.S. (eds.). Computation of Turbulent Boundary Layers- 1968. AFOSR-IFP-Stanford Conference, Vol.2. Stanford Univ. Press, Stanford, California.
Анализ методов расчёта составляющих потерь удельного импульса тяги в камере ЖРД. Отчёт / Центр Келдыша- исполн. Т. Е. Думнов, И.Г. Лозино-Лозинская, Н. Б. Пономарёв, А. Л. Воинов, Д. В. Исаков, В. Я. Переверзев. -Инв. № 3463, 2001.
Профилирование и расчёт энергетических и тепловых характеристик радиационно-охлаждаемого насадка для камеры С5.98. Техническая справка / Центр Келдыша- исполн. Н. Б. Пономарёв, А. Л. Воинов. -Исх. № 9−07/18 от 04.08.2000.
Пономарёв Н.Б. Прямая оптимизация профилей сопел ракетных двигателей. В сб.: Ракетные двигатели и энергетические установки. Вып. 2 (135). — НИИТО, 1992.
Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М.: «Наука», 1974.
Гопкинс, Кинер, Полек и др. Трение на поверхности и профили скорости в гиперзвуковом турбулентном пограничном слое на нетеплоизолированных плоских пластинах. Ракетная техника и космонавтика, 1972, т. 10, № 1.
Van Driest Е. R. Problem of Aerodynamic Heating. Aeronaut. Eng. Review, 1956, Vol.15, № 10.
Козлов Л.В. Экспериментальное исследование поверхностного трения на плоской пластине в сверхзвуковом потоке при наличии теплообмена. -Изв. АН СССР. Механика и машиностроение, 1963, № 2.
Исследование потерь удельного импульса из-за трения в соплах с полированной и технически гладкой поверхностью. Отчёт/НИИТП-исполн. Г. З. Никулин, В. М. Жиравов, Е. Н. Петров и др. Инв. № 584, 1977.
Экспериментальное исследование потерь удельного импульса из-за трения в соплах с полированной и технически гладкой поверхностью при малых значениях полного давления перед соплами. Техническая справка /НИИТП- исполн. Е. Н. Петров. Инв. № 611, 1978.
Экспериментальное исследование радиационно охлаждаемого насадка сопла камеры 14ДЗ0.0100−0 и расчётное определение энергетических характеристик. Отчёт / КБХМ- исполн. Г. Н. Кличановский, В. Н. Осоко, А. Ю. Карманов и др. Инв. № 14ДЗО.ОЮО-О.ОТЧ-1, 2001.
Experimental Investigations of Film Cooling Efficiency with Injection Nozzles of Different Configurations. Report, Contract DASA-KeRC, 1999.
Экспериментальное исследование по вдуву газа в сверхзвуковую часть сопла кислородно-водородного ЖРД. Отчёт / НИИТП- исполн. Н. И. Филатов, С. В. Кузнецов, В. В. Малинин и др. Инв. № 29 886, 1988.
Расчётное исследование влияния завесного охлаждения камеры сгорания ЖРД на тепловое состояние радиационно охлаждаемого насадка. Отчёт / Центр Келдыша- исполн. Г. Е. Думнов, A.JI. Воинов. Инв. № 2841, 1998.
Н. Grosdemange, J. Haggander, Т. Mattstedt. Advanced Nozzle Extension Demonstration for Vulcain Markll Application. — AIAA Paper 95−2537.
P. Vuillermoz, C. Weiland, B. Aupoix, H. Grosdemange, M. Bigert. Advanced Nozzle Technology for Cryogenic Engines. 2nd International Symposium on Liquid Rocket Propulsion, Chatillon, June 1995.

Заполнить форму текущей работой