Влияние локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел

Выставкин, Николай Борисович

Влияние локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел тема автореферата и диссертации по физике, 01.04.14 ВАК РФ

Выставкин, Николай Борисович АВТОР

кандидата технических наук УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ

Москва МЕСТО ЗАЩИТЫ

2005 ГОД ЗАЩИТЫ

01.04.14 КОД ВАК РФ

Диссертация по физике на тему «Влияние локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел»

Автореферат диссертации на тему "Влияние локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел"

ВЫСТАВКИН Николай Борисович

ВЛИЯНИЕ ЛОКАЛЬНЫХ ЗОН ЭНЕРГОВЫДЕЛЕНИЯ НА ОБТЕКАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТЕЛ

01.04.14 - Теплофизика и теоретическая теплотехника

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2005

Работа выполнена в Институте высоких температур ОИВТ РАН

Научный руководитель: Консультант-

Официальные оппоненты:

Ведущая организация:

- доктор физико-математических наук Битюрин Валентин Анатольевич

- доктор физико-математических наук Климов Анатолий Иванович

- доктор физико-математических наук, профессор Шибков Валерий Михайлович

- доктор физико-математических наук Голуб Виктор Владимирович

Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), г.Жуковский, Моск. обл.

Защита состоится «/^»2005г. в часов на заседании Диссертационного совета Д.002.110.02 в Объединенном институте высоких температур РАН по адресу: 125412 Москва, ул. Ижорская 13/19. Экспозиционный зал.

Отзывы (в двух экземплярах, заверенных печатью) просим направлять по адресу: 125412 Москва, ул. Ижорская 13/19.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института высоких температур РАН.

Автореферат разослан ' С£#/4иг$/сц? 2005г.

Ученый секретарь Диссертационного совета Д.002.110 доктор физико-математических наук

Хомкин

тог?

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы

В настоящее время активно развивается новая область науки и техники: магнитоплазменная аэродинамика (МПА). Фундаментальные исследования в этой области проводятся как в России, так и за рубежом. Следует отметить, что это направление первоначально зародилось в России, и до сих пор лидирующие позиции в нем сохраняются за нашей страной. Интерес к исследованиям в области МПА продиктован развитием перспективной авиации, и в особой степени, развитием гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).

Вопросы обтекания тел с локальными зонами энерговыделения в набегающем потоке, управления внешним и внутренним горением в потоке газа теоретически были рассмотрены в работах Черного Г.Г., Левина В.А., Бартльме Ф , и др. Наличие таких зон может значительно изменять аэродинамические характеристики обтекаемых тел. Плазмогенераторы различных типов позволяют практически реализовать плазменные зоны энерговыделения перед летящими телами с требуемыми параметрами на определенном расстоянии от движущегося тела.

Ожидается, что плазменные технологии могут быть полезными для решения целого ряда задач внутренней и внешней аэродинамики, таких как:

• управление аэродинамическими характеристиками ЛА,

• управление тепловыми потоками на поверхности ГЛА при больших числах

Маха,

• управление поджигом и горением топливно-воздушных смесей в ГПВРД,

• уменьшение интенсивности звукового удара сверхзвукового ЛА и ГЛА,

• улучшение экологии воздушного пространства за ЛА и т.д.

В России и за рубежом по МПА регулярно проводятся международные научные конференции и совещания. Таким образом, новое направление является актуальным.

Данная диссертационная работа посвящена исследованию влияния локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел. Особое место в диссертационной работе уделено описанию и анализу результатов плазма-аэродинамических экспериментов полученных на аэродинамических трубах (АДТ). Такие экспериментальные исследования являются актуальными. Их результаты могут быть полезными в фундаментальных и прикладных областях аэродинамики, гиперзвуковой авиации, неравновесной газовой динамики, физики плазмы, физики горения.

Цель и задачи исследования

Основной целью данной диссертационной работы является изучение обтекания аэродинамических тел с локальными зонами энерговыделения в

высокоскоростном воздушном потоке Для достижения поставленной цели требуется решение целого ряда отдельных задач, таких как-

1 Создание экспериментальных установок и диагностического комплекса

2 Настройка и калибровка диагностической аппаратуры Защита этой аппаратуры от мощных электромагнитных наводок, создаваемых работающим плазмогенераторами.

3 Создание и изучение устойчивых режимов генерации локальных зон горения, стимулированных плазмой, в высокоскоростном воздушном потоке Изучение сверхзвукового обтекания аэродинамических тел с локальными зонами энерговыделения перед ними

5 Анализ полученных экспериментальных результатов и проведение численного моделирования экспериментов по сверхзвуковому обтеканию аэродинамических моделей с локальными зонами внешнего стимулированного горения

Методы исследования

В проведенных плазма- аэродинамических экспериментах при измерении параметров газового потока и плазменных образований использовались современные методы исследования и диагностическая аппаратура В работе для измерения параметров газового потока, плазмы и аэродинамических характеристик модели использовались различные независимые диагностические методы Это позволило увеличить надежность и достоверность полученных экспериментальных результатов

Для измерения распределения давления в потоке и на поверхности модели, силы сопротивления при наличии локальной зоны внешнего горения в ее головной части использовались различные датчики давления (Honeywell 143PC15D, ИКД27ДФ) и силы (Honeywell FSG15N1A).

Для измерения массового расхода углеводородного топлива, транспортируемого в область горения использовался датчик расхода газа Honeywell AWM720P1.

Измерения температуры газа и поверхности модели производились с помощью термопар различного типа В экспериментах по стимулированному внешнему горению также использовался метод оптической пирометрии. При этом газовая температура определялась по нагретым сажевым частицам в зоне стимулированного горения (пирометр "Кристалл С-500.7").

Для измерения энерговклада в плазму электрического разряда использовались калиброванные безиндуктивные делители напряжения и токовые шунты.

Параметры плазмы и горения измерялись с помощью методов оптической и ИК- спектроскопии. В эксперименте регистрировались оптические спектры плазмы с помощью спектрографов AvaSpec2048, MS-257M, Buck5000. При обработке

полученных оптических спектров использовался метод подгонки расчетного

синтетического спектра к экспериментальному спектру (по отдельным оптическим линиям) Условия наилучшего совпадения экспериментального и синтетического спектров служили основанием для определения колебательной и вращательной температуры плазмы.

Для изучения сверхзвукового обтекания аэродинамических моделей использовался теневой метод В качестве источника света использовались импульсный лазер ОГМ-20 и эксимерный лазер КгГ-лазер

Анализ продуктов сгорания углеводородного топлива осуществлялся методами ИК- спектрометрии и хроматографии.

Научная новизна работы

В диссертации получены следующие новые научные результаты 1 Определены и исследованы устойчивые режимы электрического разряда и формирования локальных зон внешнего стимулированного горения углеводородного топлива вблизи аэродинамической модели в высокоскоростном воздушном потоке.

2. Обнаружено снижение сопротивления аэродинамической модели до 30% при создании зоны локального внешнего стимулированного горения в сверхзвуковом воздушном потоке перед ней (М~2, рст<105Па). 3 Впервые получен устойчивый комбинированный электрический разряд, управляемый электронным пучком, в сверхзвуковом воздушном потоке (М<1,5; Роп<Ю4Па).

4. Обнаружено значительное изменение сверхзвукового обтекания сферической аэродинамической модели при наличии плазменного образования перед ней, созданного комбинированным разрядом, в том числе'

• снижение ее аэродинамического сопротивления на 80%,

• зависимость силы сопротивления модели от величины и направления электрического тока,

• смещение точки отрыва пограничного слоя на поверхности модели в донную область при создании прикатодной плазмы на ее поверхности

Достоверность полученных результатов

методами, что повышало надежность полученных экспериментальных результатов Кроме того, достоверность полученных результатов обеспечивается сравнением полученных автором экспериментальных результатов с экспериментальными данными опубликованными другими исследователями (МФТИ, МГУ, ИВТАН, ЦНИИМаш).

Таким образом, достоверность экспериментальных результатов, полученных во время плазма- аэродинамического эксперимента на АДТ является высокой.

Практическая значимость

Результаты экспериментальных исследований сверхзвукового обтекания аэродинамической модели с локальными зонами энерговыделения (или локальной зоны внешнего стимулированного горения) могут быть использованы для решения следующих актуальных практических задач:

• уменьшение аэродинамического сопротивления ЛА,

• увеличение подъемной силы крыла ЛА,

• управление отрывом потока,

• увеличением аэродинамического качества ЛА,

• уменьшение тепловых нагрузок на поверхности ЛА,

• управление поджигом, горением и смешиванием воздушно-топливных смесей гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД),

• уменьшение звукового удара.

Результаты исследований могут быть использованы в следующих организациях: ФТИ им А.Ф.Иоффе, ВИКА им. Можайского, МГУ, Московский РадиоТехнический Институт РАН, ИВТ РАН, Холдинговая компания «Ленинец» (С -Петербург), ЦАГИ, ЦНИИМаш, ФГУП РСК "МиГ, ОАО АХК "Сухой" др.

Апробация работы

Основные экспериментальные результаты были доложены и обсуждены на 10 Международных конференциях, в том числе: AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 2001-2005, Reno, NV; Совещания no матитной и плазменной аэродинамике в аэрокосмических приложениях, Москва, 2001-2003, 2005, ИВТАН; Workshop on

Fuel Reforming and Plasma Technologies in Aviation, St-Petersburg, 2003, 2004, Holding Company "Leninetz".

Публикации

По материалам диссертации было опубликовано 17 работ. Список основных публикаций приведен в конце работы.

Личный вклад автора

Вклад соискателя в работы, вошедшие в диссертацию, является определяющим Автор принимал активное участие в постановке научных задач. Им проведены выбор и обоснование методики исследований, используемых в диссертационной работе При его непосредственном участии создавались экспериментальные установки и плазмогенераторы различного типа, осваивались новые диагностические методы, проводилась калибровка измерительных приборов и датчиков, проведены экспериментальные исследования, анализ и обработка полученных экспериментальных результатов На основании выполненных исследований и анализа полученных экспериментальных результатов автором сформулированы и обоснованы выводы и заключения, вошедшие в диссертацию. Автор принимал активное участие в реализации Программы международного сотрудничества в области МПА.

Объем и структура работы

Основное содержание диссертации изложена на 120 страницах машинописного текста. Работа состоит из введения, четырех глав, основных выводов и заключения, библиографии из 88 названий, содержит 62 рисунка и 2 таблицы.

На защиту выносятся следующие положения диссертационной работы и экспериментальные результаты:

1. Результаты измерения характеристик аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке при создании локальной зоны энергоподвода (или локальной зоны внешнего стимулированного горения), в том числе: силы сопротивления, распределения поверхностного давления, температуры нагрева модели.

2 Результаты измерения параметров и характеристик электрического разряда, плазмы и локальной зоны внешнего стимулированного горения вблизи аэродинамической модели в высокоскоростном воздушном потоке.

3 Результаты исследования устойчивых режимов внешнего стимулированного горения в высокоскоростном воздушном потоке в зависимости от параметров электрического разряда и величины расхода углеводородного топлива

4 Методика создания плазмы комбинированного разряда в сверхзвуковом воздушном потоке и измерения параметров плазмы такого разряда.

5. Зависимость сопротивления аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке от величины, направления электрического тока и электрической мощности, вложенной в комбинированный разряд, в Влияние параметров комбинированного разряда и полярности модели на отрыв пограничного слоя от поверхности сферы.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении содержится обоснование актуальности темы и практической значимости диссертационной работы, сформулирована ее цель, научная новизна, перечислены положения, выносимые на защиту.

В первой главе проведены критический обзор литературы и анализ опубликованных работ, посвященных изучению влияния внешнего энергоподвода на аэродинамическое сопротивление тел, обтекаемых сверхзвуковым потоком, рассмотрены их результаты.

Рассмотрены и проанализированы работы, посвященные уменьшению сопротивления тел в высокоскоростном воздушном потоке с помощью плазменных образований В этих работах показано, что неравновесные разряды и плазменные струи могут значительно изменить характер обтекания тел и, в частности, уменьшить их сопротивление и тепловые нагрузки на них (особенно при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях потока).

В этой главе автором особое место уделено критическому анализу недостатков в опубликованных плазма- аэродинамических экспериментах. Подчеркнута важность надежного измерения параметров плазмы и газодинамических возмущений несколькими независимыми методами для выяснения тепловых и плазменных механизмов, ответственных за особенности обтекания тел в слабоионизированной неравновесной плазме Сформулированы постановки новых нерешенных задач и возможные способы их решений.

Во второй главе описаны экспериментальные установки, диагностические методики и аэродинамические модели, используемые для экспериментов по изучению влияния локальных зон энерговыделения на аэродинамическое обтекание тел.

Эксперименты проводились на трех экспериментальных установках: АДТ-1 -большая аэродинамическая труба с открытой рабочей секцией (ВИКА им.Можайского, г. С.-Петербург) АДТ-2 - малая аэродинамическая труба (расположенная в ИВТАНе). АДТ-3 - стенд в МФТИ, для исследования влияния комбинированного разряда (электронный пучок + разряд постоянного тока) на обтекание аэродинамических моделей.

На установке АДТ-1 изучались следующие задачи:

1. Получение устойчивых плазменных образований (локальных зон энергоподвода) перед аэродинамическими моделями в высокоскоростном воздушном потоке

2. Измерение параметров плазменных образований и газового потока.

3. Изучение сверхзвукового обтекания аэродинамической модели с локальными зонами энергоподвода.

Условия эксперимента на АДТ-1:

• число Маха М~2,

• статическое давление - 105Па,

• температура торможения

• диаметр модели

• длина модели

• расход пропана на модели

~ 300 К, 40 мм,

-120 мм, <3 г/с.

Схема одного из вариантов экспериментальной установки АДТ-1 показана на рис.1 (слева). В плазма- аэродинамических экспериментах использовалась цилиндрическая аэродинамическая модель с высоковольтным электродом-иглой в ее головной части и заземленными электродами, расположенными на ее переднем торце На поверхности этой модели также располагались отверстия для измерения давления.

Рис. 1. Схема экспериментальной установки АДТ-1 (слева), и фото аэродинамической модели с четырьмя внутренними электродами (справа)

В ряде экспериментов использовался тонкий внешний электрод, расположенный вблизи среза сопла. Пропан мог инжектироваться как через малое сопло во внешнем электроде, так и через иглу модели (реализовывался поперечный веерный выдув топлива).

На экспериментальной установке АДТ-1 в сверхзвуковом воздушном потоке создавался устойчивый продольный электрический разряд со следующими характеристиками:

• тип электрического разряда комбинированный

(разряд постоянного тока + импульсно-периодический разряд),

• средний ток разряда

• продолжительность поджигающего импульса

2-10 А, -10 мкс,

• частота повторения импульсов 100-5000Гц,

• амплитуда импульсов напряжения до 30 кВ,

• амплитуда импульсов тока до 10 А. Комбинированный электрический разряд использовался для создания

локальных плазменных зон, стимулирования воспламенения и горения пропана в сверхзвуковом воздушном потоке Мощный разряд постоянного тока (до 10 кВт) являлся основным разрядом Он создал плазменные образования вблизи аэродинамических моделей Импульсно-периодический разряд использовался для инициирования и стабилизации электрического разряда вблизи модели

Экспериментальная установка АДТ-2 (рис 2) - малая аэродинамическая труба (расположенная в ИВТАНе) - использовалась для:

1 Измерения интегральной силы сопротивления аэродинамической модели при создании локальной зоны внешнего горения в ее головной части.

2 Изучения параметров разряда.

3 Исследование полноты сгорания углеводородного топлива.

Рис. 2. Схема экспериментальной установки АДТ-2' 1 - вакуумная камера, 2 - оптические окна, 3 - аэродинамическая модель, 4 - электроды, 5 -державка, 6 - пилон, 7 - герморазъемы, 8 - измерители давления, 9 - сопло, 10 -электромагнитный клапан, 11 - манометр, 12 - вакуумный кран, 13 - вакуумный насос

Условия эксперимента на АДТ-2'

• число Маха М<2,

• статическое давление <1,Зх104Па,

• характерный размер модели 12-20 мм,

• массовый расход пропана на модели <0,8 г/с.

Один из вариантов аэродинамической модели, испытанной на АДТ-2 представлял собой клин шириной 20 мм, длиной 25 мм и углом раствора - 20, рис 6.

Пропан инжектировался навстречу воздушному потоку через три отверстия диаметром 1,5 мм, расположенные на передней кромке клина.

На экспериментальной установке АДТ-2 в сверхзвуковом воздушном потоке создавался устойчивый продольный комбинированный разряд, с параметрами близкими к разряду на установке АДТ-1.

Вольтамперные характеристики этого разряда записывались на осциллограф Tektronix TDS3012 с помощью делителя сопротивления и токового шунта

В плазма- аэродинамическом эксперименте с помощью диагностической аппаратуры измерялись следующие характеристики и параметры:

• сила аэродинамического сопротивления,

• давление на поверхности модели (в лобовой точке и донной области),

• газовая температура Тг,

• статическое и полное давления до и после области энерговыделения рст, р0,

• массовый расход воздуха те,

• массовый расход пропана т„,

• химический состав финальных продуктов стимулированного горения,

• электрическая мощность, вложенная в электрический разряд Np.

В состав диагностической аппаратуры экспериментальных установок АДТ-1 и АДТ-2 входили следующие приборы и измерительные датчики:

• датчики давления (Honeywell 143PC15D, ИКД27ДФ) для измерения распределения давления в потоке и на поверхности модели,

• датчик силы (Honeywell FSG15N1A) для измерения силы сопротивления аэродинамической модели при наличии локальной зоны внешнего горения в ее головной части,

• датчик расхода пропана (Honeywell AWM720P1),

• теневая оптическая система,

• ФЭУ с оптическими фильтрами (в зеленой и ультрафиолетовой частях видимого спектра),

• фото и видеокамеры, набор оптических фильтров,

• спектрографы AvaSpec2048, MS-257M, Buck5000,

• цифровой осциллограф Tektronix TDS-3012, запоминающий осциллограф С8-17,

• безиндуктивные делители напряжения и токовые шунты.

При настройке и калибровке диагностической аппаратуры возникали некоторые технические трудности. Основная сложность функционирования диагностической аппаратуры была связана с необходимостью уменьшения электромагнитных наводок от работающего плазмогенератора. Поэтому особое внимание уделялось экранировке длинных сигнальных кабелей и увеличению отношения сигнал/шум, оптимальной прокладки кабелей в экранированном коробе экспериментального помещения. Вторая техническая сложность была связана с

функционированием видеокамеры в условиях сильных вибраций, создаваемых работающей аэродинамической трубой с открытой рабочей секцией. Был разработан и изготовлен шумопоглощающий корпус, который надежно защищал камеру от вибраций. Во время эксперимента имелись нежелательные электрические пробои внутри металлической модели, которые повреедапи дренажные трубки для измерения поверхностного давления. Эта трудность преодолевалась с помощью надежной изоляции этих трубок от разряда внутри металлической модели.

В ходе подготовительных настроечных экспериментов была успешно решена задача оптического сопряжения видеокамеры с теневым прибором.

Для определения вращательной и колебательной температур в неравновесной плазме электрического разряда использовались известные методы оптической спектроскопии (см. выше). В эксперименте регистрировались молекулярные оптические спектры с помощью спектрографов Ауаврес2048, Мв-257М. В анализе спектров использовались следующие переходы второй положительной системы возбужденной молекулы азота: 0-0, 0-1, 1-0, 0-2, 1-1, 0-3 и т.д. Точность определения температуры была не хуже, чем 15%. При обработке полученных спектров использовался метод подгонки синтетического спектра к экспериментальному спектру, разработанный Ю. Колесниченко и Д. Хмарой. Условия наилучшего совпадения этих двух спектров позволяло определить колебательную и вращательную температуру плазмы.

Экспериментальная установка АДТ-3 (стенд в МФТИ, рис. 3) использовалась для изучения следующих задач:

1. Получение плазмы, созданной электронным пучком в сверхзвуковом воздушном потоке (М<1,5, Ряп<1,Зх104Па) и измерение ее параметров.

2. Получение плазмы комбинированного разряда (электронный пучок + разряд постоянного тока) в сверхзвуковом воздушном потоке и измерение ее параметров.

3. Изучение сверхзвукового обтекания аэродинамических моделей с плазменными образованьями, созданными комбинированным разрядом.

Условия эксперимента на АДТ-3:

• число Маха

• статическое давление

• диаметр сферической модели

• массовый расход пропана на модели

• режим работы

М-1,5 <1,Зх104Па 10-18 мм <0,4 г/с непрерывный

Рис. 3. Схема экспериментальной установки АДТ-3: 1 - сопло, 2 - выводное устройство для электронного пучка; 3 - модель, 4 - державка, 5 -датчик силы; 6 - резистивный делитель; 7 - оптическое окно, 8 - секция низкого давления, 9 - эжектор

Сферическая модель была оборудована двумя датчиками давления и термопарой. Давление торможения и донное давление измерялись с помощью датчиков ИКД27Дф. Температура поверхности модели измерялась с помощью термопары, зачеканенной на ее поверхности Комбинированный электрический разряд создавался между соплом и моделью.

На экспериментальной установке АДТ-3 в сверхзвуковом воздушном потоке создавался устойчивый продольный комбинированный разряд со следующими параметрами:

• ток электронного пучка 1в<20 мА,

• энергия электронного пучка Е<30 кэВ,

• ток разряда /ос*500 мА,

• напряжение разряда и<7 кВ.

В состав диагностической аппаратуры установки АДТ-3 входили приборы для контроля параметров работы ускорителя и параметров работы вакуумной системы. Скорость газового потока измерялась с помощью трубки Пито, соединенной с датчиком давления Регистрация формы и размеров светящейся части потока плазмы электронного пучка осуществлялась посредством видеокамеры Рапабопю-М-МЗОООЕМ и фотоаппарата Ргакйса-1ЛТ_.

Измерение силовых и электрических параметров выполнялось с помощью:

• осциллографа TetronixTDS 3012,

• датчиков давления Honeywell и ИКД,

• датчиков силы Honeywell FSG15N1A,

• делителей напряжения и шунтов тока,

• термопар,

• оптического пирометра.

В ходе пуска газодинамической части установки АДТ-3 были проведены измерения полного р0 и статического давлений рст. По измеренным значениям давлений были восстановлены локальные значения чисел Маха в струе Полученные экспериментальные значения чисел Маха в потоке незначительно отличались от расчетных значений.

Для измерения аэродинамического сопротивления модели использовался датчик силы Honeywell FSG15N1A При этих измерениях имелись определенные технические сложности функционирования датчика, связанные с возникновением электрических пробоев, электромагнитных наводок, нагрева датчика. Решением этих проблем стала надежная электрическая экранировка датчика от непосредственного действия электрического разряда. Демпфирование колебаний происходило с помощью оптимального размещения и согласования держателя модели и коромысла, передающего усилие на датчик силы

Калибровка весов происходила с помощью известной процедуры навешивания грузиков известной массы на модель. В экспериментах также учитывалось газодинамическое возмущение, производимое воздушным потоком на коромысло весов и держателя модели. Для этого проводились контрольные эксперименты с весами без модели. Вклад сопротивления конструкции весов учитывался при измерении силы сопротивления модели. Точность измерения силы сопротивления -5%, время реакции датчика -1,0 мс.

Для измерения массового расхода углеводородного топлива, транспортируемого в область горения использовался датчик расхода газа Honeywell AWM720P1. Условия эксплуатации были аналогичными датчику давления. Точность измерения - 0,5%.

Измерения температуры модели и области внешнего горения производились с помощью термопар различного типа и методом оптической пирометрии (пирометр марки "Кристалл С-500.7). В методе оптической пирометрии использовались материалы эрозии вольфрамового электрода и углеродные кластеры (сажевые частицы), присутствующие в потоке в качестве естественной примеси Отметим, что размеры этих частиц не превышали 1 мкм. Поэтому, термодинамическое равновесие между температурой поверхности этих кластерных частиц и температурой окружающего газа устанавливалось достаточно быстро При обработке полученных сигналов использовались табличные данные коэффициента серости исследуемого вещества.

В третьей главе представлены результаты экспериментальных исследований влияния зон энерговыделения на аэродинамическое обтекание тел.

Основные дренажные аэродинамические измерения на поверхности модели (распределение поверхностного давления, донное давление) проводились на установке АДТ-1. Измерение полной силы сопротивления той же самой модели проводилось на установке АДТ-2 Поэтому экспериментальные результаты, полученные на этих двух установках являются взаимно дополняемыми друг друга.

Основные экспериментальные результаты, полученные в этих плазма-аэродинамических экспериментах-

1 Разработаны, изготовлены и испытаны шесть различных модификаций аэродинамической модели и четыре типа бортовых плазмогенераторов (в т.ч. плазмогенераторы разряда постоянного тока, импульсно-периодического и комбинированного разрядов) Исследованы устойчивые режимы внешнего горения в сверхзвуковом потоке вблизи аэродинамической модели. Устойчивое внешнее стимулированное горение вблизи аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке (М~2) создавалось только при больших токах /ос>1 А.

3 Были измерены параметры плазмы и электрического разряда в сверхзвуковом воздушном потоке Обнаружено, что в воздушном потоке имеется модуляция параметров электрического разряда с характерной частотой 200 кГц и амплитудами напряжения до 2 кВ, тока - 2 А. 4. Получены оценки проводимости и электронной концентрации в разряде на основе обработки вольт- амперной характеристики разряда в потоке и анализа его фотографий. Электронная концентрация в продольном электрическом разряде с током /ос~2 А достигала Ые~ 1014 см'3.

5 Измеренная вращательная температура в электрическом разряде составляла Т,=1200-2000К Колебательная температура возбужденного азота в разряде достигала Т>4000-5000К (М~2, рст-1,Зх104Па, /0с~1 А).

6 В эксперименте были получены оптические спектры внешнего стимулированного горения в сверхзвуковом воздушном потоке. Было обнаружено, что газовая температура в зоне стимулированного горения достигала 2000-2500К (М-2, Рш~ 1,Зх104Па, /ос~ 1 А;.

7. Обнаружена значительная модификация структуры, формы головной УВ и ее деструкция при создании локальной зоны стимулированного горения перед аэродинамической моделью, рис. 4. В свою очередь, такая трансформация фронта головной УВ перед моделью вызывала значительное изменение распределения давления на ее поверхности. При этом уменьшение давления в лобовой точке модели достигало 20-30% при токе разряда /ос~5А, рис. 4 (справа) В эксперименте было показано, что такое изменение давления было вызвано именно внешним горением, а не горением электрического разряда

Рис. 4. Теневое фото сверхзвукового обтекания аэродинамической модели с внешним горением, стимулированным плазменным образованием (М~2, рш~10?Па). Сигнал давления на поверхности модели: 1 - запуск АДТ-2, 2 - начало сверхзвукового режима, 3 -режим внешнего стимулированного горения

8. Было обнаружено уменьшение силы сопротивления на 20-30% для аэродинамической модели при создании локальной зоны стимулированного и внешнего горения перед ней в сверхзвуковом воздушном потоке (М-2, рот~10^Па). При этом мощность, вложенная в электрический разряд, не превышала 3 кВт и была значительно меньше, чем химическая мощность топлива -46 кВт, соответствующая расходу пропана в эксперименте тпр~ 1 г/с. (Для сравнения: мощность сопротивления, связанная с силой сопротивления модели, достигала 70 кВт), рис. 5. Следует заметить, что измеренное уменьшение силы сопротивления модели при инжекции пропана без разряда и горения в эксперименте не превышало 2% (газодинамический эффект выдува струи пропана).

-г . ,, , , . ;

4 } * м

Рис. 5. Зависимости изменения силы сопротивления аэродинамической модели при создании разряда постоянного тока (справа) и внешнего стимулированного горения (слева) от времени Я=70 г/дел; /=0,4 с/дел, толстая горизонтальная линия - начальный уровень силы сопротивления модели

9. Были получены предварительные экспериментальные результаты на АДТ-2 по полноте внешнего стимулированного горения пропана 17 вблизи аэродинамической модели (клин) в сверхзвуковом воздушном потоке (М~2,

Рст~1,Зх104Па, То=300К), рис. 6. Обнаружено, что полнота сгорания в этих экспериментах не превышала 20% и зависела от расстояния между областью горения и поверхностью горения Максимальная полнота сгорания была в слое, расположенном на расстоянии 5 мм от поверхности клина, рис. 6.

* Химический зонд

Пропан ^

Рис. 6. Схема проведения плазма- аэродинамического эксперимента с аэродинамической моделью N«6 1-«горячий» электрод, 2-модель, 3-заземленный электрод, 4-УВ, 5-зона стимулированного горения

Основные экспериментальные результаты по сверхзвуковому обтеканию аэродинамической модели с плазменным образованием, созданным комбинированным разрядом (электронный пучок + разряд постоянного тока), полученные на установке АДТ-3, были следующими:

1 Впервые в сверхзвуковом воздушном потоке создан и изучен устойчивый комбинированный разряд (электронный пучок + разряд постоянного тока) при М<1,5, рст<1,Зх104Па, /е<20тА, /ос<500тА. Обнаружено, что плазма комбинированного разряда стабилизируется в высокоскоростном потоке.

2 Были измерены основные параметры электрического разряда и плазмы в сверхзвуковом воздушном потоке (М<1,5, рСш<1,Зх104Па):

- вольт- амперные характеристики разрядов,

- средняя плотность тока разряда составляла у^О,1-0,3 А/см3,

- характерная величина напряженности электрического поля в разряде достигала Е~700В/см,

- удельная электрическая мощность, вложенная в разряд не превышала д<300 Вт/см3,

- параметр Е/р изменялся в диапазоне 30-50 В/смхТорр,

- максимальная температура в центре разряда (оценка) не превышала 7"В<1200К,

На основании измеренных ВАХ получены оценки для <т и Н„ для электронно-пучковой плазмы (режим малых токов разряда /а </ос< 10 мА): о= 9 10'5- 7 10ч см"1, М,= 5 Ю10- 510" см"3. При высоком токе электрического разряда (/00=100-500 мА) получены следующие оценки для <ги Л/„:

а= 2 10"3- 4 10"3 см'1, Л/„= 1012- 2,5 1012 см"3.

Воздушный поток_

3. Была измерена сила сопротивления сферической аэродинамической модели диаметром 10 мм в сверхзвуковом воздушном потоке (М-1,5, рст<2,6х103Па) при наличии плазменного образования, созданного комбинированным разрядом перед ней (/в~16тА, 1оск 120тА^ Обнаружено, что сила сопротивления значительно уменьшается при создании комбинированного разряда и зависит от направления тока разряда При отрицательном потенциале на модели (катод) сила сопротивления уменьшается до 80 %. При положительном потенциале на модели (анод), сила сопротивления уменьшается до 30 % по сравнению с значением сопротивления модели в сверхзвуковом потоке при /ос= 0, рис 7

Currant, mA

Рис. 7. Зависимость силы сопротивления модели Fd от тока loe Ток электронного пучка 1е~ 16 мА, модель сфера, М=1.5, рот=2,1х103Па

4 Обнаружено, что точка отрыва потока на поверхности модели значительно смещается вниз по потоку, в донную область модели при создании на ней плазмы прикатодного слоя (модель - катод), рис. 8. В результате в 2-3 раза

Рис. 8. Отрыв потока на поверхности сферической аэродинамической модели при создании на ней плазмы прикатодного слоя

уменьшалась разность давлений в головной и донных областях модели (происходило выравнивание давлений на поверхности модели)

Предварительный анализ полученных результатов показал, что в этом плазма-аэродинамическом эксперименте эффективное управление параметрами обтекания может быть обусловлено дополнительным переносом тангенциального импульса, инициированного потоком ионов к стенке.

В четвертой главе приведен сравнительный анализ экспериментальных результатов обтекания аэродинамической модели с локальной зоной энергоподвода и результатов численного моделирования.

Использованная в анализе теоретическая модель внешнего стимулированного горения углеводородного топлива в сверхзвуковом потоке при условиях близких к условиям эксперимента на АДТ-2 была разработана Е.А. Филимоновой и А.Н. Бочаровым [18] В этой теоретической модели электрический разряд рассматривался как источник нагрева газа и генерации радикалов. Оба этих фактора обеспечивали стимулированный поджиг и горение топлива в высокоскоростном воздушном потоке Одномерный расчет смешения и стимулированного горения топлива показал, что в каждый момент времени и каждой точке зоны горения определяется, прежде всего, многокомпонентной диффузией топлива. Радикалы, создающиеся в горячей зоне разряда, играют важную роль в процессах последующего повышения температуры газового потока, инициирования и стимулирования горения. Было проведено двухмерное численное моделирование стимулированного горения. Получено хорошее качественное совпадение эксперимента и расчета.

Сравнивая результаты этого численного моделирования с полученными экспериментальными результатами можно отметить.

• температура в области внешнего стимулированного горения в расчете и в эксперименте оказались близкими ТЯтвор~Тдзксп~2000К,

• зона неоднородного горения вблизи иглы на аэродинамические модели модели располагается в некотором тонком слое смешения топлива с набегающим воздушным потоком на расстоянии ~5 мм, как и в эксперименте, рис. 9.

Рис. 9. Поле распределения температуры вблизи иглы на АД модели при СГ на АДТ-2

В этой главе проведено также сравнение экспериментальных результатов по измерению параметров и динамики электрического разряда и плазмы, создаваемых

в экспериментах на установках АДТ-1 и АДТ-2, с результатами численного моделирования, выполненного Н А Поповым В его теоретической модели использовались кинетика плазмохимических реакций и газодинамика в зоне электрического разряда Получено хорошее согласие эксперимента и численного расчета.

Проведен сравнительный анализ экспериментальных результатов и теоретических оценок по воздействию потока ионов на параметры пограничного слоя вблизи сферической модели при условиях типичных для установки АДТ-3 Теоретические оценки были получены в работе В А. Битюрина и А.И Климова [19]. Показано, что в этом эксперименте воздействие потока ионов плазмы на пограничный слой аналогично хорошо известному эффекту отсоса пограничного слоя Таким образом, на сферической модели реализуется управление параметрами погранслоя, положением точки отрыва потока с помощью заряженной плазмы в сильном электрическом поле Полученные теоретические оценки качественно правильно описывают экспериментальные результаты

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1 В плазма- аэродинамическом эксперименте были измерены параметры и характеристики электрического разряда и плазмы Было обнаружено, что электрический разряд в высокоскоростном потоке является модулированным и неоднородным Максимальная концентрация электронов в шнуровом разряде с /ос~1-2А достигала Л/в~ 1014 см"3.

2 Были определены и изучены устойчивые режимы локального внешнего стимулированного горения в сверхзвуковом воздушном потоке (М£2, рст5105Па) вблизи аэродинамической модели с выдувом углеводородного топлива в ее головной части Устойчивое стимулированное горение реализовывалось при токе разряда 1ос> 1А и газовой температуре Гг~Тя~1200-2000К.

3 В эксперименте изучено сверхзвуковое обтекание аэродинамической модели с локальной зоной внешнего горения, стимулированного плазменными образованиями, в ее головной части. При этом были отмечены значительная модификация структуры и формы головной ударной волны перед аэродинамической моделью, изменение течения в донной области модели, образование протяженного высокотемпературного турбулентного энтропийного слоя вблизи ее поверхности.

4. Зарегистрировано уменьшение поверхностного давления на 20-30 % на головной части аэродинамической модели при создании локальной зоны стимулированного горения перед ней (М~2, рст~105Па, тпр- 1г/с).

вложенная в электрический разряд, была малой по сравнению с мощностью аэродинамического сопротивления и составляла 4%

6 Впервые в сверхзвуковом воздушном потоке (М~ 1,5, рот< 1,ЗхЮ4Па.) создан и изучен устойчивый комбинированный разряд (электронный пучок + разряд постоянного тока, 1В<20 тА, 10С<500 тА, N¿<300 Вт/см3). Обнаружено, что плазма

■» комбинированного разряда стабилизируется и фокусируется в

высокоскоростном потоке с помощью электронного пучка.

7 Измерены параметры комбинированного электрического разряда и плазменного

5 образования в сверхзвуковом воздушном потоке. Электронная концентрация в

комбинированном разряде изменялась в диапазоне Л/е= 101О-1012 см"3, параметр Е/р изменялся в диапазоне 30-50 В/смхТорр, удельный энерговклад находился в диапазоне д<300 Вт/см3.

8 Измерена сила сопротивления сферической аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке (М~1,5, рот<1,Зх104Па, /а<20 тА, 1ос<500 тА) при наличии плазменного образования, созданного комбинированным разрядом перед ней. Было обнаружено, что сила сопротивления значительно уменьшается при создании комбинированного разряда (электронный пучок + разряд постоянного тока) и зависит от направления тока разряда При отрицательном потенциале на модели (катод) сила сопротивления уменьшается до 80 %, в то же самое время, при положительном потенциале на модели (анод), сила сопротивления уменьшается до 30 % по сравнению с значением сопротивления модели в сверхзвуковом потоке при /ос= 0, и 'О,

9 Было обнаружено, что точка отрыва потока на поверхности модели значительно смещается вниз по потоку, в донную область модели при создании на ней плазмы прикатодного слоя (модель - катод) В результате этого в 2-3 раза уменьшалась разность давлений в головной и донных областях модели (происходило выравнивание давлений на поверхности модели).

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИЗЛОЖЕНЫ В СЛЕДУЮЩИХ РАБОТАХ

1 Klimov A., Bityurin V, Brovkin V, Vystavkin N, Van Wie D.M, Optimization of Plasma Generators for Plasma Assisted Combustion, AIAA Paper 2001-2874, Proc 32nd AIAA Plasma dynamics and Lasers Conference, 11-14 June 2001, Anaheim, CA, P 10

2 Klimov A, Bityurin V, Yuriev A., Vystavkin N, Van Wie D.M, Study of Subsonic Flow around Model with Onboard Plasma-Combustion Generator, AIAA Paper 2001-6240, Proc 39th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 11-14 January 2001, Reno, NV, P.10

3 Klimov A, Bityurin V, Brovkin V., Kuznetsov A, Sukovatkin N., Vystavkin N, VanWie D, Plasma Assisted Combustion, Proc.3"1 Workshop on MPA, Moscow 24-26 April, 2001, IVTAN, P.33

4 Klimov A., Bityurin V., Nedospasov A, Vystavkin N., VanWie D, Plasma-Assisted Combustion. AIAA Paper 2002-0493, Ргос.40т AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 14-17 January 2002, Reno, NV, P.9

5. Klimov A., Bityurin V, Fokeev V., Vystavkin N. at.al., Shock Wave Propagation through Non-Equilibrium Cluster Plasma, AIAA Paper 2002-0639, Proc.40m AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 14-17 January 2002, Reno, NV, P.9

6. Klimov A., Bityurin V., Kuznetsov A., Sukovatkin N., Vystavkin N, Van Wie D.M., Optimization of Plasma Assisted Combustion, AIAA Paper 2002-2250, 33rd AIAA Plasma dynamics and Lasers Conference, 20-23 May 2002, Maui, Hawaii, P. 10

7. Bityurin V, Klimov A., Kuznetsov F., Nedospasov A., Vystavkin N, VanWie D., Plasma Assisted Combustion, Proc.4th Workshop on MPA, Moscow 9-11 April, 2002, IVTAN, P. 192

8 Klimov A , Bityurin V., Kuznetsov A., Tolkunov В, Vystavkin N, Sukovatkin N, Serov Yu, Savischenko N, Yuriev A., External and Internal Plasma- Assisted Combustion AIAA Paper 2003-0698. Proc. 41" AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 6-9 January 2003, Reno, NV, P.9.

9 Klimov A., Bityurin V, Kuznetsov A., Tolkunov В., Sukovatkin N., Vystavkin N, External and Internal Plasma-Assisted Combustion, Proc 5th Workshop on MPA, Moscow 710 April, 2003, IVTAN, P.31

10. Vystavkin N, Klimov A., Bityurin V, Vasiliev M., Combined Discharge Plasma in Supersonic Airflow, Proc 5th Workshop on MPA, Moscow 7- 10 April, 2003, IVTAN, P.53

11 Климов A , Битюрин В, Кузнецов A, Выставкин H., и dp , Внешнее горение углеводородного топлива стимулированное плазменными образованиями в сверхзвуковом воздушном потоке, III Международный симпозиум "Термохимические и плазменные процессы в аэродинамике", С.-Петербург, 2003.

12 Klimov A., Bityurin V., Kuznetsov A., Vystavkin N, Vasiliev М., Combined Discharge Plasma in Supersonic Airflow, Paper 2004-0670. Proc. 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 5-8 January 2004, Reno, NV, P.5

13.Климов А, Битюрин В., Никитин А., Кузнецов А., Выставкин H., Поджиг и горение углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке, стимулированное плазмой, IV Международный симпозиум "Термохимические и плазменные процессы в аэродинамике", С.-Петербург, 12-14 июля, 2004.

14.Klimov A., Bityurin V., Kuznetsov A., Tolkunov В., Vystavkin N„ Vasiliev М„ External and Internal Plasma- Assisted Combustion, AIAA Paper 2004-1014. Proc, 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 4-8 January 2004, Reno, NV, P 10

15.Klimov A, Bityurin V, Vystavkin N, Nikitin A., at.el, Non-Premixed Plasma-Assisted Combustion in High-Speed Airflow, Proc. 43rt AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 10-13 January 2005, Reno, NV, P. 10

16 Klimov A., Bityurin V, Chinnov V., Vystavkin N, at.el,, Plasma Assisted Combustion of a Non-Premixed Hydrocarbon Fuel in High-Speed Airflow, Proc. 6th International Workshop on MPA, Moscow 24- 27 May, 2005, IVTAN, P 329

17 Klimov A, Bityurin V., Moralev I, Tolkunov B„ Vystavkin N., Plasma Assisted Combustion of Non-Premixed Hydrocarbon Fuel in High-Speed Airflow, ISPC17, 7-12 August 2005, Toronto, Canada, P 1010

18 Bityurin V, Bocharov A., Filimonova £., Study of Ignition of Fuel-Air Counter-Flow Jets by Electrical Discharge, XV International Conference on Gas Discharges and their Applications, Toulouse, France, 5-10 September 2004, P 973

19 Bityurin V., Klimov A., Non-Thermal Plasma Aerodynamics Effects, AIAA Paper 20050978, 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 10-13 January 2005, Reno, NV, P.9.

Н.Б. Выставкин

ВЛИЯНИЕ ЛОКАЛЬНЫХ ЗОН ЭНЕРГОВЫДЕЛЕНИЯ НА ОБТЕКАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТЕЛ

Автореферат

Подписано к печати 31.08.2005г. Формат 60x84/16

Печать офсетная Уч.-иад.л. 1,44 Усп.печ.л. 1,37

Тираж 100 экз._Заказ № 24_Бесплатно

ОИВТ РАН, 125412, Москва, ул. Ижорская, д. 13/19

Р 1530 1

РНБ Русский фонд

2006-4 19703

Содержание диссертации автор исследовательской работы: кандидата технических наук, Выставкин, Николай Борисович

Введение

Глава 1. Критический обзор литературы, посвященной 14 изучению влияния внешнего энергоподвода на аэродинамическое сопротивление тел, обтекаемых сверхзвуковым потоком.

Глава 2. Экспериментальные установки, диагностические 22 методики и аэродинамические модели, используемые для экспериментов по изучению влияния локальных зон энергоподвода на аэродинамическое обтекание тел.

2.1. Экспериментальные установки.

2.1.1. Экспериментальная установка АДТ-1.

2.1.2. Экспериментальная установка АДТ-2.

2.1.3. Экспериментальная установка АДТ-3. 36 2.2. Описание диагностических методик и аппаратуры, используемых в экспериментальных исследованиях. Настройка и калибровка диагностической аппаратуры.

2.2.1. Состав диагностической аппаратуры на установках 44 АДТ-1 и АДТ

2.2.2. Состав диагностической аппаратуры на установке 45 АДТ

2.2.3. Диагностические методы и измерительная аппаратура

Глава 3. Экспериментальные исследования влияния зон 58 энергоподвода на аэродинамическое обтекание тел.

3.1. Экспериментальные результаты по сверхзвуковому 58 обтеканию аэродинамической модели с локальной зоной внешнего горения в ее головной части.

3.1.1. Экспериментальные результаты, полученные на АДТ

3.1.2. Экспериментальные результаты, полученные на АДТ

3.2. Сверхзвуковое обтекание аэродинамической модели с 72 плазменным образованием, созданным комбинированным разрядом.

3.2.1. Основные экспериментальные результаты, полученные 74 на АДТ

Глава 4. Обсуждение полученных экспериментальных 84 результатов и сравнение их с результатами численного расчета.

4.1. Численное моделирование процессов смешения и 84 внешнего стимулированного горения в высокоскоростных потоках.

4.1.1. Результаты расчета. Сверхзвуковой режим.

4.1.2. Результаты расчета. Дозвуковой режим.

4.1.3. Сравнение экспериментальных результатов и 91 результатов численного моделирования.

4.2. Численное моделирование электрического разряда в 91 высокоскоростном воздушном потоке. Сравнение эксперимента и расчета

4.3. Численное моделирование плазмы комбинированного 95 разряда в высокоскоростном воздушном потоке.

4.4. Оценки влияния потока ионов в прикатодной области 99 сферической модели на параметры ее погранслоя.

Введение диссертация по физике, на тему "Влияние локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел"

В настоящее время активно развивается новая область науки и техники: магнитоплазменная аэродинамика (МПА).

Фундаментальные исследования в этой области проводятся как в России, так и за рубежом. Следует отметить, что это направление первоначально зародилось в России, и до сих пор лидирующие позиции в нем сохраняются за нашей страной. Интерес к исследованиям в области МПА продиктован развитием перспективной авиации, и в особой степени, развитием гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).

Вопросы управления обтеканием тел, параметрами внешнего горения и набегающего воздушного потока с помощью локальных зон энерговыделения теоретически и экспериментально были рассмотрены в работах Черного Г.Г., Алферова В.И., Левина В.А., Бартльме Ф., и др. Наличие таких зон может значительно изменить аэродинамические характеристики обтекаемых тел и ускорить горение углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке. Плазмогенераторы различных типов позволяют практически реализовать плазменные зоны энерговыделения перед летящими телами с требуемыми параметрами на определенном расстоянии от движущегося тела.

• управление аэродинамическими характеристиками ЛА,

• управление тепловыми потоками на поверхности ГЛА при больших числах Маха,

• управление поджигом и горением топливно-воздушных смесей в ГПВРД,

• уменьшение интенсивности звукового удара сверхзвукового ЛА и ГЛА,

• улучшение экологии воздушного пространства за ЛА и т.д.

Данная диссертационная работа посвящена исследованию влияния локальных зон энерговыделения на обтекание аэродинамических тел. Особое место в диссертационной работе уделено описанию и анализу результатов плазма- аэродинамических экспериментов, полученных на аэродинамических трубах (АДТ). Такие экспериментальные исследования являются актуальными. Их результаты могут быть полезными в фундаментальных и прикладных областях аэродинамики, гиперзвуковой авиации, неравновесной газовой динамики, физики плазмы, физики горения.

Основной целью данной диссертационной работы является изучение обтекания аэродинамических тел с локальными зонами энерговыделения в высокоскоростном воздушном потоке.

Для достижения поставленной цели требуется решение целого ряда отдельных задач, таких как:

Создание экспериментальных установок и диагностического комплекса.

2.Настройка и калибровка диагностической аппаратуры. Защита этой аппаратуры от мощных электромагнитных наводок, создаваемых работающим плазмогенераторами.

3. Создание и изучение устойчивых режимов генерации локальных зон горения, стимулированных плазмой, в высокоскоростном воздушном потоке.Изучение сверхзвукового обтекания аэродинамических тел с локальными зонами энерговыделения перед ними.

5.Анализ полученных экспериментальных результатов и проведение численного моделирования экспериментов по сверхзвуковому обтеканию аэродинамических моделей с локальными зонами внешнего стимулированного горения.

Методы исследования

В проведенных плазма- аэродинамических экспериментах при измерении параметров газового потока и плазменных образований использовались современные методы исследования и диагностическая аппаратура. В работе для измерения параметров газового потока, плазмы и аэродинамических характеристик модели использовались различные независимые диагностические методы. Это позволило увеличить надежность и достоверность полученных экспериментальных результатов.

Измерение температуры газа и поверхности модели производились с помощью термопар различного типа. В экспериментах по стимулированному внешнему горению также использовался метод оптической пирометрии. При этом газовая температура определялась по нагретым сажевым частицам в зоне стимулированного горения (пирометр "Кристалл С-500.7").

Параметры плазмы и горения измерялись с помощью методов оптической и ИК- спектроскопии. В эксперименте регистрировались оптические спектры плазмы с помощью спектрографов Ауа8рес2048, МБ-257М, ЕШСК-М500. При обработке полученных оптических спектров использовался метод подгонки расчетного синтетического спектра к экспериментальному спектру (по отдельным оптическим линиям). Условия наилучшего совпадения экспериментального и синтетического спектров служили основанием для определения колебательной и вращательной температуры плазмы.

Для изучения сверхзвукового обтекания аэродинамических моделей использовался теневой метод. В качестве источника света использовались импульсный лазер ОГМ-2С) и эксимерный лазер КтИ-лазер.

Научная новизна работы

В диссертации получены следующие новые научные результаты: 1. Определены и исследованы устойчивые режимы электрического разряда и формирования локальных зон внешнего стимулированного горения углеводородного топлива вблизи аэродинамической модели в высокоскоростном воздушном потоке. 2.Обнаружено снижение сопротивления аэродинамической модели до 30% при создании зоны локального внешнего стимулированного горения в сверхзвуковом воздушном потоке перед ней (М~2, рст< 105Па).

3.Впервые получен устойчивый комбинированный электрический разряд, управляемый электронным пучком, в сверхзвуковом воздушном потоке (М<1,5; /?ст<104Па). 4.Обнаружено значительное изменение сверхзвукового обтекания сферической аэродинамической модели при наличии плазменного образования перед ней, созданного комбинированным разрядом, в том числе:

• снижение ее аэродинамического сопротивления на 80%,

• зависимость силы сопротивления модели от величины и направления электрического тока,

• смещение точки отрыва пограничного слоя на поверхности модели в донную область при создании прикатодной плазмы на ее поверхности.

Достоверность полученных результатов

Экспериментальные результаты по обтеканию аэродинамических тел с локальными зонами энерговыделения в высокоскоростном воздушном потоке были получены на различных экспериментальных установках с привлечением современных диагностических средств и методик. Измерения распределения давления на поверхности модели и ее силы сопротивления при создании локальной зоны внешнего горения (или локальной плазменной области) в ее головной части проводились различными типами датчиков давления и силы. Параметры газового потока и плазмы определялись несколькими независимыми диагностическими методами, что повышало надежность полученных экспериментальных результатов. Кроме того, достоверность полученных результатов обеспечивается сравнением полученных автором экспериментальных результатов с экспериментальными данными опубликованными другими исследователями (МФТИ, МГУ, ИВТАН, ЦНИИМаш).

Практическая значимость

• уменьшение аэродинамического сопротивления J1A,

• увеличение подъемной силы крыла JTA,

• управление отрывом потока,

• увеличением аэродинамического качества JIA,

• уменьшение тепловых нагрузок на поверхности JTA,

• уменьшение звукового удара.

Результаты исследований могут быть использованы в следующих организациях: ФТИ им. А.Ф.Иоффе, ВИКА им. Можайского, МГУ, Московский Радио-Технический Институт РАН, ИВТ РАН, Холдинговая компания «Ленинец» (С.-Петербург), ЦАГИ, ЦНИИМаш, ФГУП РСК "МиГ", ОАО АХК "Сухой" др.

Апробация работы

Основные экспериментальные результаты были доложены и обсуждены на 10 Международных конференциях, в том числе: AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 2001-2005, Reno, NV; Совещания по магнитной и плазменной аэродинамике в аэрокосмических приложениях, Москва, 2001-2003, 2005, ИВТАН; Workshop on Fuel Reforming and Plasma Technologies in Aviation, St-Petersburg, 2003, 2004, Holding Company "Leninetz".

Публикации

По материалам диссертации было опубликовано 17 работ. Список основных публикаций приведен в конце работы.

Личный вклад автора

Вклад соискателя в работах, вошедших в диссертацию, является определяющим. Автор принимал активное участие в постановке научных задач. Им проведены выбор и обоснование методики исследований, используемых в диссертационной работе. При его непосредственном участии создавались экспериментальные установки и плазмогенераторы различного типа, осваивались новые диагностические методы, проводилась калибровка измерительных приборов и датчиков, проведены экспериментальные исследования, анализ и обработка полученных экспериментальных результатов. На основании выполненных исследований и анализа полученных экспериментальных результатов автором сформулированы и обоснованы основные выводы и заключения диссертации. Автор принимал активное участие в реализации Программы международного сотрудничества в области МПА.

Объем и структура работы

Основное содержание диссертации изложено на 120 страницах машинописного текста. Работа состоит из введения, четырех глав, основных выводов и заключения, библиографии из 88 названий, содержит 62 рисунка и 2 таблицы.

Заключение диссертации по теме "Теплофизика и теоретическая теплотехника"

Заключение и основные выводы к диссертационной работе

1.В плазма- аэродинамическом эксперименте были измерены параметры и характеристики электрического разряда и плазмы. Было обнаружено, что электрический разряд в высокоскоростном потоке является модулированным и неоднородным. Максимальная концентрация электронов в шнуровом разряде с /¿~1-2А достигала 1014 см'3.

2. Определены и изучены устойчивые режимы локального внешнего стимулированного горения в сверхзвуковом воздушном потоке (М<2, Рст^Ю5Па) вблизи аэродинамической модели с выдувом углеводородного топлива в ее головной части. Установлено, что устойчивое стимулированное горение реализовывалось при токе разряда /¿>1А и газовой температуре Г^~ГЛ~1200-2000К.

3. В эксперименте изучено сверхзвуковое обтекание аэродинамической модели с локальной зоной внешнего горения, стимулированного плазменными образованиями, в ее головной части. При этом были отмечены значительная модификация структуры и формы головной ударной волны перед аэродинамической моделью, изменение течения в донной области модели, образование протяженного высокотемпературного турбулентного энтропийного слоя вблизи ее поверхности.

4. Зарегистрировано уменьшение поверхностного давления на 2030% на головной части аэродинамической модели при создании локальной зоны стимулированного горения перед ней (М~2, рст~ 105Па, т„р~ 1 г/с).

5. Измерено уменьшение силы сопротивления на 20-30% для аэродинамической модели при создании локальной зоны стимулированного горения перед ней в сверхзвуковом воздушном потоке (М<1,5, рст<\,3х 104Па). При этом мощность, вложенная в электрический разряд, была малой по сравнению с мощностью аэродинамического сопротивления и составляла 4%.

6. Впервые в сверхзвуковом воздушном потоке (А/~1,5, Рст< 1,Зх104Па>) создан и изучен устойчивый комбинированный разряд (электронный пучок + разряд постоянного тока, /¿<20 шА, /¿<500 шА, N¿<300 Вт/см3). Обнаружено, что плазма комбинированного разряда стабилизируется и фокусируется в высокоскоростном потоке с помощью электронного пучка.

7. Измерены параметры комбинированного электрического разряда и плазменного образования в сверхзвуковом воздушном потоке. Электронная концентрация в комбинированном разряде изменялась в диапазоне Ые= 101 1012 см"3, параметр Е/р изменялся в диапазоне 30-50 В/смхТорр, удельный энерговклад находился в диапазоне <у<300 Вт/см .

8. Измерена сила сопротивления сферической аэродинамической модели в сверхзвуковом воздушном потоке (М-1,5, рст< 1,Зх104Па, /¿<20 шА, /¿<500 тА,) при наличии плазменного образования, созданного комбинированным разрядом перед ней. Обнаружено, что сила сопротивления значительно уменьшается при создании комбинированного разряда (электронный пучок + разряд постоянного тока) и зависит от направления тока разряда. При отрицательном потенциале на модели (катод) сила сопротивления уменьшается до 80 %, в то же самое время, при положительном потенциале на модели (анод), сила сопротивления уменьшается до 30 % по сравнению с значением сопротивления модели в сверхзвуковом потоке при /¿=0, /¿= 0.

9. Было обнаружено, что точка отрыва потока на поверхности модели значительно смещается вниз по потоку, в донную область модели при создании на ней плазмы прикатодного слоя (модель — катод). В результате этого в 2-3 раза уменьшалась разность давлений в головной и донных областях модели (происходило выравнивание давлений на поверхности модели).

Список источников диссертации и автореферата по физике, кандидата технических наук, Выставкин, Николай Борисович, Москва

1. Георгиевский П.Ю., Левин В.А., Сверхзвуковое обтекание тел в присутствии внешних источников энергии, Труды Математического Ин-та АН СССР, 1989, Т.186, С.229

2. Бартльме Ф., Газодинамика горения, М. Энергоиздат, 1981

3. Chernyi G.G.y The Impact of Electromagnetic Energy Addition to Air near the Flying Body on Its Aerodynamic Characteristics, Proc. 2nd WIG Workshop, 1998, Norfolk VA

4. Levin V.A., Afonina N.A., Gromov V.G., Navier- Stokes Analysis of Supersonic Flow with Local Energy Deposition, Proc. 3d WIG Workshop, 1999, Norfolk VA

5. Георгиевский П.Ю., Левин В.А., Сверхзвуковое обтекание тел в присутствии внешних источников энергии, Труды Математического Ин-та АН СССР, 1989, Т.186, С.229

6. Georgievskiy P., Levin V., Bow Shock Waves Structures Dynamics for Pulse-Periodic Energy Input into a Supersonic Flow., Proc. 5th Workshop on MPA, Moscow 7- 10 April, 2003, IVTAN, P.228

7. Алферов В.И., Бушмин А.С., ЖЭТФ, 1963, т.44, №6, с.1775

8. Alfyorov V., Bushmin A., Dmitriev L., Experimental Investigation of Effectiveness of Energy Supply to the External Vehicle Surface, AIAA Paper 2003-0037. Proc. 41st AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 6-9 January 2003, Reno, NV, P.9

9. Алферов В.И., Дмитриев Л.М. Электрический разряд в потоке в присутствии градиентов плотности. ТВТ. 1985, Т.27, №6, С.677.

10. Ю.Мишин Г.И., Серов Ю.Л., Явор И.П. Обтекание сферы движущейся со сверхзвуковой скоростью в плазме газового разряда. Письма в ЖТФ. 1991, Т.17, Вып.11, С.65

11. И.Бедин А.П., Мишин Г.И. Баллистические исследования аэродинамического сопротивления сферы в ионизованном воздухе. Письма в ЖТФ.1995, Т.21, Вып.1, С.14

12. Серов Ю.Л., Явор И.П. Абляция при сверхзвуковом движении тела в плазме. ЖТФ. 1995, Т.65, Вып.З

13. Гордеев В.П., Красильников А.В., Лагутин В.И. Отменников В.И. и др. Экспериментальное исследование возможности снижения аэродинамического сопротивления при сверхзвуковых скоростях с использованием плазменных технологий. МЖГ. 1996, №2, С.177

14. Третьяков П.К., Грачев Г.Н., Иванченко А.И. и др. Управление сверхзвуковым обтеканием тел с помощью использования мощного оптического импульсно- периодического разряда. ДАН. 1997, Т.35 1, №3

15. Yuriev A., Moskalev G., Mikhailov V. and et. al. Possibilioties of Power Expenditure Reduction under Energy Addition to approaching Flow. Paper AIAA -99- 4895. Proc. 9th Intern. Space Planes and Hypersonic Syst. Tech.Conf. Nov. 1999, Norfolk VA

16. Lowry H., Stepanek C., Crosswy L. and et. al. Shock Wave Structure of a Spherical Projectle in weakly Ionized Air. Paper AIAA-99-0600. Proc. 37th AIAA Conf. 1999, Reno NV

17. Ross J. Reece, Aerodynamic flow acceleration using paraelectric and peristaltic electrohydrodynamic effects of a One Atmosphere Uniform Glow Discharge Plasma, Phys Plasm., May 2003, V.10, No.5,pp.2117-2126

18. Leonov S., Bityurin V., Savelkin., Yarantsev D., Plasma Induced Ignition and Plasma-Assisted Combustion in High-Speed Flow, Proc. 5th Workshop on MPA, Moscow 7- 10 April, 2003, IVTAN, P. 172

19. Beaulieu W., Bityurin V., Klimov A. et. al. Plasma Aerodynamic WT Tests with 1/6 Scale Model of Nose Part of F-15. AIAA 99-4825 Paper. 3rd WIG Workshop. Norfolk. 1999

20. Beaulieu W., Klimov A., Leonov S., et. al. Development of cold plasma Technology Joint BNA and Russian Program., Proc. 2nd WIG Workshop, Norfolk VA, 1998, P.209

21. Знаменская И.А., Андреев С. И., Степанец И.В. Ударная волна в возбужденном газе. Хим. Физика.1994, Т.12, №3, С.551^-554

22. Рухадзе А.А., Силаков В.П., Чебаторев А.В. Распространение нестационарных ударных волн в колебательно- возбужденном азоте. Краткие сообщения по физике. ФИАН. 1983, №6.

23. Khrunzhenko VRoupassov D., Starikovskii A., Hypersonic Flow and Shock Wave Structure Control by Low Temperature Nonequilibrium Plasma of Gas Discharge, Proc. 4th Workshop on MPA, Moscow 9- 11 April, 2002, IVTAN, P.92

24. Meyer R., Palm P., Adamovich I., at.al., The Effect of a Nonequilibrium RF Discharge Plasma on a Shock Wave in a M=2.5 Flow., AIAA Paper 2001-3059, Proc.32nd AIAA Plasma dynamics and Lasers Conference, 11-14 June 2001, Anaheim, CA, P.10

25. Yuriev A., Tsvetkov O., et.al. Interaction between Trans- and Supersonic Flows and Fan- Shaped Jets Injected Nose Aerospike, AIAA-99-4950, Proc. 9th Intern. Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conf. 1-5 November 1999, Norfolk.

26. Bityurin V., Bocharov A., Lineberry J., Study of MHD Interaction in Re-Entry Flow, 4th International Reentry Vehicles and Systems, 21-23 March 2005, Arcachon, France

27. Bormotova Т., Golub V., Volodin V., Laskin I., The Termal Corrction of the Inlet Diffuser of a Hypersonic Scramjet Engine, High Temperature Vol.41, No.3, 2003: 415-417

28. Ershov A.P., Klimov A.I., Timofeev LB. et. al. Flow Around Body and Characteristics of AC/DC Discharges in Plasma Aerodynamic Experiment. Proc. 2nd WIG Workshop. Norfolk. April 24-25. 1998, P.59

29. Гридин А.Ю., Ефимов Б.Г., Забродин А.В., Климов А.И. и др. Расчетно- экспериментальное исследование сверхзвукового обтекания затупленного тела с иглой при наличии электрического разряда в его головной части. Препринт ИПМ № 19,1995, С.31.

30. Bityurin V, Bocharov A., Brovkin V., Kolesnichenco Yu., Leonov S., About Accuracy of Temperature Measurement for Thin Fiber of Non-Gomogeneous Non-Equilibrium Electric-Discharge Plasma, Proc.3rd Workshop on MPA, Moscow 24-26 April, 2001, IVTAN, P.325

31. Райзер Ю.П. Физика газового разряда. Москва. Наука. 1987, С.591

32. Bityurin V., Bocharov A., Filimonova E., Study of Ignition of Fuel-Air Counter-Flow Jets by Electrical Discharge, XV International Conference on Gas Discharges and their Applications, Toulouse, France, 5-10 September 2004, P.973

33. Bocharov A., Bityurin V., Filimonova E., Klimov A., Numerical Study of Plasma Assisted Mixing and Combustion in Non-Premixed Flows// In: 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 4-7 January, 2004

34. Klimov A., Bityurin V., Kuznetsov A., Tolkunov В., Vystavkin N., Vasiliev M., External and Internal Plasma- Assisted Combustion, AIAA Paper 2004-1014. Proc, 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 4-8 January 2004, Reno, NV, P.10

35. Попов H., Формирование и развитие лидерного канала в воздухе, Физика плазмы, 2003, Том 29, №8, с.754-767

36. Базелян Э.М., Ражанский И.М. Искровой разряд в воздухе. Наука. 1988

37. Domens Р, Dupuy J., Gibert А. et al. ff IEE Proc. 1986. V. 133. Pt. А, P.457

38. Арделян H., Бычков В., ГордеевКлимов А., Комбинированный несамостоятельный разряд в воздухе для создания химически активных частиц., III Международный симпозиум "Термохимические и плазменные процессы в аэродинамике", С.Петербург, 2003

39. Akishev.Yu.S., Deriugin A.A., Karalnik V.B., Kochetov I.V., Napartovich А.P., Trushkin N.I. Experimental Studies and Numerical Simulation of Glow Constant Current Discharge of Atmospheric Pressure. Fizika Plasmy. 1994. V. 20. N. 6. P. 571-584

40. Eliasson В., Kogelschatz U., J. de Chimie Physique. 1986. V.83. P.279

41. Maetzing H. Chemical Kinetics of Flue Gas Cleaning by Irradiation with Electrons. Adv. in Chemical Physics. V. LXXX/Ed. by I.

43. Kostinsky A.Y., Matveev A.A., Silakov V.P., Plasma Sources. Sci. Tech. 1992. V.l. N.3. P.207

44. Гордеев О.А., Хмара Д.В. Пакет программ для кинетических свойств плазмы газовых разрядов. Математическое моделирование. 2001. Т.13.Вып.9. С.3-22

45. Коновалов В.П., Сон Э.Е. Деградационные спектры электронов в газах. В сб. Химия плазмы, под ред. Проф. Б.М. Смирнова, Вып. 14, М., Энергоатомиздат, 1987, С. 194 -227

46. Bityurin V., Klimov A., Non-Thermal Plasma Aerodynamics Effects, AIAA Paper 2005-0978, 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 10-13 January 2005, Reno, NV, P.9

47. Klimov A., Leonov S., Kuznetsov Yu., Skvortsov V. Plasma Aerodynamic Experiment. Final Report МТС. M.1997, P.59

48. Cain Т., McEwen R. Plasma Generation for Drag Reduction Applications at Low Supersonic Speeds. Proc.WIG-1. Colorado. 1997, P.S-3

49. Шаровая молния в лаборатории. Москва.1994, Химия. С.246

50. Hasegawa М. Amplification of Sound Waves in Partially Ionised Gases. Journ. Phys.Soc. of Japan. 1974, V.37, №1, P.193

51. Hitaire M., Mantei T.D. Some experimental results on Acoustic Wave Propagation in a Plasma. Phys. Fluid. 1972, V.15, №3, P.464

52. Beaulieu W., Brovkin V., Klimov A. et. al. Microwave Plasma Influence on Aerodynamic Characteristics of Body in Airflow. Proc. 2nd WIG Workshop. AIAA. Norfolk. VA. April 24-25. 1998. P.23

53. Brovkin V., Kolesnichenko Yu., Gorynya A. et.al. Microwave Plasma Body Interaction in Supersonic Airflow. Proc. Workshop on Perspectives of MHD and Plasma Technologies. Moscow. IVTAN. March 24-25. 1999. P.78

54. Lutsky A., Bityurin V., Klimov A. et. al. Numerical Simulation of the Flow over a Model with a needle at the presence of Local energy supply. Proc. Workshop on MPA in Aerospace Applications. M. IVT RAN. 24-25 April 1999

55. Bityurin V., Klimov A., Leonov S., Lutsky A. et. al. Plasma Formation and Plasma Aerodynamics. Review MTC- IVTAN. Москва. 1999, P.451

56. Ershov A.P., Klimov A.I., Timofeev I.B. et. al. Flow Around Body and Characteristics of AC/DC Discharges in Plasma Aerodynamic Experiment. Proc. 2nd WIG Workshop. Norfolk. April 24-25, 1998, P.59

57. Климов А.И., Мишин Г.И., Федотов А.Б. и др. Распространение ударных волн в нестационарном тлеющем разряде. Письма в ЖТФ. 1989, Т. 15, Вып.20, С.31

58. Горшков В.А., Климов А.И., Мишин Г.И., Федотов А.Б. и др. Особенности поведения электронной плотности в слабоионизованной неравновесной плазме при распространении в ней ударной волны. ЖТФ. 1987, Т.57, Вып.10, С.1893

59. Голубев С.В., Грицинин С.И., Зорин В.Г. и др. Высокочастотный разряд в волновых полях. Горький. ИПФ АН СССР. 1988, С.197

60. Bityurin V., Klimov A., Leonov S. et. al. On Interaction of Longitudinal Pulse Discharge with Bow Shock. Proc. Workshop on Perspectives of MHD and Plasma Technologies in Aerospace Applications. March 24-25, 1999, P.114

61. Артемьев В.И., Бергельсон В.И., Калмыков А.А. и др. Развитие предвестника при взаимодействии ударной волны со слоем пониженной плотности. МЖГ №2. 1988

62. Войнович П.А., Фурсенко А.А., Юферев С.В. Моделирование взаимодействия ударных волн в газах с пространственными неоднородностями параметров. Препринт Ордена Ленина Физико-технического института им. А.Ф. Иоффе. № 1321. Ленинград 1989

63. Klimov A., Bityurin V, Brovkin V., Vystavkin N, Van Wie D.M., Optimization of Plasma Generators for Plasma Assisted Combustion, AIAA Paper 2001-2874, Proc.32nd AIAA Plasma dynamics and Lasers Conference, 11-14 June 2001, Anaheim, CA, P.10

64. Klimov A., Bityurin V, Yuriev A., Vystavkin N, Van Wie D.M., Study of Subsonic Flow around Model with Onboard Plasma-Combustion Generator, AIAA Paper 2001-6240, Proc.39th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 11-14 January 2001, Reno, NV, P.10

65. Klimov A., Bityurin V, Brovkin V., Kuznetsov A., Sukovatkin N., Vystavkin N, VanWie D., Plasma Assisted Combustion, Proc.3rd Workshop on MPA, Moscow 24-26 April, 2001, IVTAN, P.33

66. Klimov A., Bityurin V., Nedospasov A., Vystavkin N., VanWie D., Plasma-Assisted Combustion. AIAA Paper 2002-0493, Proc.40th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 14-17 January 2002, Reno, NV, P.9

67. Klimov A., Bityurin V, Fokeev V., Vystavkin N. at.al., Shock Wave Propagation through Non-Equilibrium Cluster Plasma, AIAA Paper 2002-0639, Proc.40,h AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 14-17 January 2002, Reno, NV, P.9

68. Klimov A., Bityurin V., Kuznetsov A., Sukovatkin N., Vystavkin N, Van Wie D.M., Optimization of Plasma Assisted Combustion, AIAA

69. Paper 2002-2250, 33rd AIAA Plasma dynamics and Lasers Conference, 20-23 May 2002, Maui, Hawaii, P.10

70. Bityurin V, Klimov A., Kuznetsov F., Nedospasov A., Vystavkin N, VanWie D., Plasma Assisted Combustion, Proc.4th Workshop on MPA, Moscow 9-11 April, 2002, IVTAN, P.192

71. Vystavkin N, Klimov A., Bityurin V, Vasiliev M, Combined Discharge Plasma in Supersonic Airflow, Proc. 5th Workshop on MPA, Moscow 7- 10 April, 2003, IVTAN, P.53

72. Klimov A., Bityurin V., Kuznetsov A., Vystavkin N., Vasiliev M., Combined Discharge Plasma in Supersonic Airflow, Paper 20040670. Proc. 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 5-8 January 2004, Reno, NV, P.5

73. Климов А., Битюрин В., Никитин А., Кузнецов А., Выставкин H., Поджиг и горение углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке, стимулированное плазмой, IV

74. Международный симпозиум "Термохимические и плазменные процессы в аэродинамике", С.-Петербург, 12-14 июля, 2004

75. Klimov A., Bityurin V, Vystavkin N, Nikitin A., at.el., Non-Premixed Plasma-Assisted Combustion in High-Speed Airflow, Proc. 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 10-13 January 2005, Reno, NV, P.10

76. Klimov A., Bityurin V, Chinnov V., Vystavkin N, at.el., Plasma Assisted Combustion of a Non-Premixed Hydrocarbon Fuel in HighSpeed Airflow, Proc. 6th International Workshop on MPA, Moscow 24- 27 May, 2005, IVTAN, P.329

77. Klimov A., Bityurin V., Moralev I., Tolkunov В., Vystavkin N., Plasma Assisted Combustion of Non-Premixed Hydrocarbon Fuel in High-Speed Airflow, ISPC17, 7-12 August 2005, Toronto, Canada, P.1010