Исследование процессов воспламенения и горения в камерах сгорания при числах Маха на входе М=3-5 тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ
|
Старов, Алексей Валентинович
АВТОР
|
||||
|
кандидата технических наук
УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ
|
||||
|
Новосибирск
МЕСТО ЗАЩИТЫ
|
||||
|
2007
ГОД ЗАЩИТЫ
|
|
01.02.05
КОД ВАК РФ
|
||
|
|
||||
На правах рукописи
□03055830
Старов Алексей Валентинович
ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ И ГОРЕНИЯ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ПРИ ЧИСЛАХ МАХА НА ВХОДЕ М=3-5
01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы
Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук
Новосибирск - 2007
003055830
Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им. СЛ. Христиановича Сибирского отделения РАН
Научный руководитель:
кандидат технических наук, доцент Гольдфельд Марат Абрамович
Официальные оппоненты:
доктор технических наук, профессор Терехов Виктор Иванович
кандидат технических наук, доцент Звегинцев Валерий Иванович
Ведущая организация: ГНЦ РФ Центральный Институт
Авиационного Моторостроения им. П.И. Баранова, г. Москва
Защита состоится {Ы^^Сс 2007г. в /('( часов на заседании
диссертационного совета Д003.035.02 по присуждению ученой степени доктора наук в Институте теоретической и , прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения РАН по адресу: 630090, Новосибирск 90, ул. Институтская, 4/1.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН. Ваш отзыв на автореферат в 2-х экземплярах, заверенный печатью, просим высылать по адресу: 630090, г.Новосибирск, ул. Институтская, 4/1, ИТПМ СО РАН, ученому секретарю диссертационного совета Д003.035.02.
Автореферат разослан
Ученый секретарь
диссертационного совета, д.т.н. ¿л --Засыпкин И.М.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность темы. В последние годы активизировались исследования по созданию гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД), рассчитанных на полет со скоростями, соответствующих числам Маха Мп = 6-12 (национальные и международные программы, которые реализуются в США, Европе, России, Японии, Австралии). Мотивом к разработке ГЛА служит потребность в более экономичном и легкодоступном выведении грузов на орбиту (воздушно-космический самолет) и создание коммерческого самолета для полетов с гиперзвуковыми скоростями в пределах верхних слоев атмосферы.
За более чем сорокалетний период исследований ГПВРД был проведен большой объем расчетных и экспериментальных работ по реализации горения в сверхзвуковом потоке для оценки различных типов инжекции топлива, выбору оптимальных стабилизаторов горения и геометрии камеры сгорания (КС). Результатом этих исследований является достижение достаточно высокой эффективности сгорания топлива в камере сгорания при приемлемом уровне потерь на минимально возможной длине. К настоящему времени вопросы организации горения при умеренной сверхзвуковой скорости потока на входе в камеру сгорания (Мах < 2,5), которые соответствуют полетным числам Маха до Мп = 5-7, достаточно хорошо изучены.
Существенно меньше экспериментальных и расчетных работ для чисел Маха Мвх>3. Сложная трехмерная структура течения, неравновесность состава воздуха, наличие химических процессов, отрыва и присоединения пограничного слоя на внутренних поверхностях воздухозаборника и камеры сгорания и т.п. не позволяют рассчитать газодинамические процессы и достаточно надежно предсказать характеристики двигателя на основе существующих математических методов, несмотря на прогресс в области информационных технологий. Это приводит к необходимости использования приближенных методов и моделей. Во всех случаях расчетные методы требуют верификации и экспериментальной проверки.
Не менее сложные проблемы связаны с экспериментальным моделированием полетных условий, соответствующих гиперзвуковым течениям в указанном диапазоне чисел Маха. Это приводит к усложнению аэродинамической установки и увеличению эксплуатационных расходов. Технология испытаний при высоких температурах и скоростных напорах предъявляет серьезные требования также к модели ГЛА и средствам измерений. Одно из возможных решений - уменьшение времени испытаний, т.е. использование высокоэптальпийных установок кратковременного действия. С учетом газодинамических и термодинамических явлений процессов горения и установления течения в тракте модели можно использовать импульсные аэродинамические трубы со временем рабочего режима от 3-5 мс до десятков миллисекунд. Исследование сверхзвуковой камеры сгорания в режиме присоединенного трубопровода позволяет эффективно использовать преимущества импульсной установки, как источника высокоэнтальпийпого рабочего газа (воздуха).
При увеличении числа Маха Полета (увеличение доли импульса топлива, увеличение сопротивления внутренних элементов КС, уменьшение времени пребывания рабочего тела) определяющую роль играет интенсивность процессов смешения
при спутной подаче топлива. Для выполнения этих требований рассматриваются различные конфигурации инжектирующих устройств: клиновидные инжекторы, располагающиеся на стенке камеры сгорания, «гипермиксеры», аэродинамические клинья и т.д. Многообразие схем и геометрических форм до настоящего времени не позволило определить приемлемые параметры инжектора и схему стабилизации с целью оптимизации КС и снижение ее внутреннего сопротивления.
Исходя из вышесказанного можно утверждать, что остаются актуальными экспериментальные исследования камеры сгорания ГПВРД с целью установления закономерностей протекания процессов горения при высокой скорости на входе и спутном вдуве топлива. Особенно важны исследования модели камеры сгорания в условиях, близких к натурным значениям параметров потока, которые позволяют наиболее надежно предсказывать характеристики камеры сгорания.
Цели работы:
— разработка и тестирование установки, которая позволяет провести исследования камеры сгорания ГПВРД в режиме присоединенного трубопровода, а также системы измерений основных параметров установки и модельной камеры сгорания (включая измерения сопротивления-тяги) с высоким временным разрешением;
— определение лучших геометрических параметров клиновидного инжектора для обеспечения наиболее эффективного смесеобразования и интенсивного горения водорода и этилена;
— исследование процессов воспламенения и горения топлива в камерах сгорания с большой сверхзвуковой скоростью на входе (Мвх = 3-5) при параметрах потока близких к натурным и определение характеристик КС при использовании трех модификаций многоинжекторной секции;
— сравнительный анализ экспериментальных данных и определение условий воспламенения и эффективного горения.
Научная новизна:
— впервые показана возможность обеспечения эффективного горения при спутном вдуве в камере сгорания с большой сверхзвуковой скоростью на входе (Мвх = 3-5) без дополнительного дросселирования и псевдоскачка;
— получены данные о процессах в камере сгорания с существенно трехмерной структурой внутреннего течения при высоких значениях параметров потока на входе (присоединенный трубопровод) в импульсном режиме;
— предложена модель воспламенения топлива и «розжига» камеры сгорания по всему объему с определяющей ролью в этих процессах волновой структуры течения в канале, которая реализуется при обтекании клиновидных инжекторов;
— исследованы процессы горения в широком диапазоне избытков топлива О3= 0,1-й,6), которые включают рабочие режимы работы ГПВРД при высоких скоростях полета;
— показана эффективность применения разработанной установки и высокоскоростной системы измерений (включая визуализацию в видимом и ультрафиолетовом диапазонах) при моделировании процессов воспламенения и горения в камере сгорания ГПВРД.
Научная и практическая цепность. Полученные результаты имеют фундаментальное значение с точки зрения понимания и объяснения процессов воспламе-
нения и стабилизации горения в камере сгорания при большой сверхзвуковой скорости на входе. Благодаря применению быстродействующей системы измерений (включая весовые и оптические измерения) были получены уникальные данные о положении начальной зоны воспламенения и последующей динамики распространения пламени по всему объему камеры сгорания. Научная ценность состоит в том, что полученные систематические экспериментальные данные могут быть использованы для объяснения процессов в камере сгорания и усовершенствования организации воспламенения и горения с целью повышения эффективности камеры сгорания и минимизации потерь. Эти данные могут быть использованы для верификации численных методов при расчете сложных трехмерных конфигураций, включая реальные разработки ГПВРД, поскольку эксперименты были проведены при условиях близких к натурным.
Практическая ценность состоит в том, что полученные экспериментальные данные позволяют определить геометрические параметры камеры сгорания исследованной конфигурации и ее внутренних элементов для обеспечения устойчивого воспламенения и интенсивного горения с высокой полнотой сгорания. Проведенные исследования подтвердили возможность испытаний камер сгорания ГПВРД в режиме присоединенного трубопровода в импульсных установках, что позволяет существенно снизить стоимость таких исследований. Применение разработанного быстродействующего измерительного комплекса при моделировании процессов воспламенения и горения в КС ГПВРД с малой длительностью рабочего режима 100-Н20 мс позволяет контролировать и управлять этими процессами. В настоящее время этот комплекс широко используется при проведении различных испытаний в импульсной трубе ИТ-302М ИТПМ СО РАН.
Достоверность результатов диссертационной работы подтверждается подробным анализом точности измерений, многократной повторяемостью результатов и соответствием физической картины процессов для разных измеренных параметров (давление, тепловые потоки и т.д.). Для повышения точности и достоверности измерений были применены современные методы и устройства сбора, накопления и обработки экспериментальных данных, многократные калибровки датчиков и измерительной аппаратуры.
На защиту выносятся:
— результаты экспериментальных исследований процессов воспламенения и горения водорода и этилена со спутной подачей через одиночные клиновидные инжекторы в канале постоянной площади при сверхзвуковой скорости на входе (Мвх = 3-5);
•—■ результаты экспериментальных исследований процессов воспламенения и горения водорода в миогоинжекторной камере сгорания (внезапное расширение, участок постоянной площади поперечного сечения, расширяющийся участок) при сверхзвуковой скорости на входе (Мвх = 3-5) и в широком диапазоне избытков топлива, близких к рабочим режимам;
— схема и характер воспламенения и последующего распространения горения по всему объему камеры сгорания;
— экспериментальные данные с апробацией и возможностью применения существующих критериев воспламенения и срыва горения.
Апробация работы и публикации. Основные результаты работы докладывались на международных конференциях по методам, аэрофизических исследований 1СМАЯ (Новосибирск, 1996 г., 2000 г.), на А1АА конференциях (Буэно Виста, США, 1996 г., Какуда, Япония, 1999 г.), на международном симпозиуме по воздушно-реактивным двигателям 15АВЕ (Бангалор, Индия, 2001 г.), на объединенной конференции А1АА/А8МЕ/8АЕ/А8ЕЕ «Аэро-космичекие силовые установки - определение будущего» (форт Лодердэйл, США, 2004 г.), на семинарах ИТПМ (2004 г., 2006 г.).
Личный вклад автора. Основные результаты диссертации получены лично автором, либо при его непосредственном участии в качестве ведущего исполнителя на всех этапах исследований, а именно при постановке конкретных задач, разработке системы измерений и проведении всех экспериментов, в обработке, анализе и теоретическом обобщении полученных данных, подготовке печатных работ по результатам исследований. Совместные результаты представлены с согласия соавторов.
Публикации. Результаты, представленные в диссертации, опубликованы в 10 работах, список которых приведен в конце автореферата.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка литературы из 170 наименований. Общий объем диссертационной работы составляет 189 страниц, включая 81 рисунок и 3 таблицы.
СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ
Во введении обосновывается актуальность темы диссертации и сформулированы цели работы. Дано краткое описание диссертации по главам и представлены выносимые на защиту результаты.
Первая глава содержит обзор литературы по теоретическому и экспериментальному исследованию горения в сверхзвуковом потоке, включая основные результаты по экспериментальным исследованиям камер сгорания ГПВРД в режиме присоединенного трубопровода. Показана актуальность задач создания ГПВРД, требующих разрешения. На основании анализа известных литературных данных сформулированы основные выводы по обзору и постановка задачи.
Во второй главе изложена методика проведения исследований. Приведено описание экспериментальной установки, модельной камеры сгорания и ее элементов, измерительной и топливной систем.
В качестве источника высокоэнтальпийного рабочего газа (воздуха) использовалась часть газодинамического тракта импульсной аэродинамической трубы ИТ-302М ИТПМ СО РАН. Стенд [2] состоит из следующих основных модулей (узлов): I - основная форкамера с мультипликатором давления; II - вторая форкамера; III -модель камеры сгорания; IV - система подачи топлива; V - вакуумная система. Разработанная установка позволяет максимально использовать энергетику и запас газа разрядной форкамеры для обеспечения испытаний в широком диапазоне условий на входе модельной КС: полное давление от 2 МПа до 30 МПа, полная температура от 1000 К до 3000 К.
Плоские профилированные , сопла с площадью выхода 50x100 мм2 обеспечивают дискретное изменение числа Маха 3, 4 и 5. Схема модели камеры сгорания представлена на рис. 1. Модульный принцип конструкции присоединенного трубо-
провода (п.2.1) позволил производить замену инжектирующих устройств и элементов канала КС в процессе исследований.
Каждая часть двухсекционного топливного бака, предназначенного для вдува топлива через основной и дополнительный пояс подачи, имеет независимые узлы: быстродействующий пироклапан с электроуправлением, измерительный блок (датчики давления и термопара) и трубопроводы. Разработанная топливная система (п.2.2) обеспечивает постоянство коэффициентов избытка топлива с точностью не хуже 4% независимо от режима работы установки.
Для диагностики газового потока и процессов воспламенения и горения была разработана многоканальная (128 каналов) быстродействующая система измерений (п.2.3). Эта система позволяет работать с временным разрешением не хуже 0,3мс (при использовании всех каналов). Измерялись параметры торможения воздушного потока в форкамерах установки, статическое давление и тепловые потоки на входе КС, распределения статического давления и тепловых потоков на верхней и нижней стенках модели и давления за прямым скачком уплотнения (гребенка приемников Пито) на выходе из канала. Для определения усилий, действующих на инжекторную секцию, использовались тензометрические весы. Для обеспечения весовых измерений была разработана и применена система силовой развязки, что уменьшило искажающие усилия и соответственно повысило точность измерения сил сопротивления/тяги. Для определения полноты сгорания топлива использовалась оптическая система, разработанная A.A. Павловым, с регистрацией излучения радикалов ОН" в ультрафиолетовом диапазоне.
Предварительные методические испытания установки и калибровки элементов измерительной и топливной систем позволили определить поля чисел Маха на входе в камеру сгорания, погрешности измерений всех параметров, входящих в измерительный комплекс (п.2.4).
В третьей главе приведены результаты исследований горения водорода и этилена в моно- и многоинжекторной камерах сгорания с существенно трехмерной структурой течения при спутной подаче топлива через клиновидные инжектора, установленные на стенках КС.
На первом этапе исследований (п.3.1) были определены геометрические параметры клиновидного инжектора лучшие с точки зрения эффективности смесеобразования и горения водорода и этилена. Были исследованы 9 вариантов инжектора в канале постоянной площади. В испытаниях варьировалась форма инжектора (отношение высоты к ширине в сечении вдува, угол наклона переднего ската), количество сопел для инжекции топлива (см. таблицу). Статическое давление варьировалось от 0,05 МПа до 0,20 МПа при изменении полной температуры от 2000 К до 3000 К. Коэффициент избытка топлива выбирался от 0,1 до 0,5 в предположении, что избыток топлива Д близкий к единице, в дальнейшем будет обеспечивать группа инжекторов.
Варианты клиновидного инжектора (геометрические параметры).
№ инжектора 1 2 3 4 5 6 7 8 9
высота/ширина, h/b 0,83 0,53 1,88 1,2 0,67 1,48 1,0 1,0 1,0
кол-во сопел 2 4 1 2 3 2 2 2 2
наклон ската 10,3° 10,3° 10,3° 10,3° 10,3° 10,3° 10,3° 8,3° 12,3°
Эффективность смешения определялась по степени заполнения факелом канала камеры сгорания. Размеры факела определялись по данным визуализации в видимом диапазоне с помощью видеокамеры. Инжекторы с относительной высотой, близкой к 1, и несколькими соплами (инжектора №№ 7, 8, 9 и 5) обеспечивают более равномерное распределение топлива как в вертикальной так и в горизонтальной плоскостях, что проявляется в более быстром расширении факела (на меньшей длине) и заполнении им всего объема канала. Это преимущество наиболее заметно проявляется в условиях слабого горения этилена при числе Маха Мвх = 4.
Эффективность горения характеризуется уровнем повышения давления и тепловых потоков в камере сгорания и соответствующей величиной коэффициента полноты сгорания. В среднем статическое давление монотонно растет по длине канала с характерным для сверхзвукового потока «пилообразной» формой распределения (рис. 2). Слабую зависимость уровня повышения давления от геометрии инжектора можно объяснить небольшим избытком топлива в экспериментах и размещением инжектора в «полубесконечном» объеме.
Были введены два определения, также характеризующие эффективность горения: время «розжига» и продолжительность горения. Время «розжига» определяется как время от начала режима установки до начала повышения статического давления по всей камере сгорания. Прекращение горения проявляется в резком снижении статического давления и тепловых потоков в канале модели. Промежуток времени между концом «розжига» и прекращением горения определяется как время (продолжительность) горения. Более продолжительное горение при работе с падающими параметрами, при прочих равных условиях, соответствует тому, что инжектор определенной геометрии обеспечивает поддержание интенсивного горения при меньшем уровне температуры и давления на входе в КС.
Было установлено, что время горения увеличивается с увеличением относительной высоты инжекторов (рис. 3). Тем не менее, инжекторы с относительной высотой 1 имеют преимущество по продолжительности горения, причем максимальную продолжительность на этилене обеспечивает инжектор № 7. Длительность горения водорода существенно больше длительности горения этилена. Полученные результаты по длительности горения, определенные по давлению и тепловым потокам, согласуются между собой.
Кроме влияния геометрии инжектора были исследованы два дополнительных стабилизатора горения: ниша (каверна) в нижней стенке КС за инжектором и пристенная подача (10% от общего расхода) топлива в донную область инжектора через звуковые сопла (количеством от 2 до 4 в зависимости от ширины инжектора). Эксперименты были проведены без, с одним или обоими вариантами дополнительной стабилизации горения. Установлено, что максимальный положительный эффект достигается при одновременном использовании донного вдува и каверны.
На основе общего анализа данных различных измерений был сделан вывод о преимуществе инжекторов с относительной высотой 1 и 0,67 с точки зрения смесеобразования и обеспечения воспламенения и интенсивного горения топлива в широком диапазоне параметров потока на входе КС с обеспечением большей полноты сгорания при заданной длине КС.
Результаты испытаний канала с одиночным инжектором позволили обоснованно выбрать конфигурацию инжекторов и перейти к исследованиям КС с шести-
инжекторной секцией (п.3.2), которая имела две модификации на основе инжекторов с А / Ь = 1,0 и 0,67 (рис. 1). Часть топлива (25 %) подавалось в донную область, образованную внезапным расширением КС, через 60 звуковых сопел. Условия на входе в канал: температура торможения Т0 = 2000+3000 К, статическое давление Л,х = 0,08+0,23 МПа, коэффициент избытка топлива /3= 0,25+1,6.
Анализ экспериментальных данных показал, что горение водорода проходит в два этапа. Вначале происходит процесс «розжига» КС и затем устойчивое горение по всему объему КС (рис. 4). На первом этапе горение начинается в локальных областях отрыва и быстро распространяется по пограничному слою вверх и вниз по потоку. Затем этот процесс «розжига» переходит в этап интенсивного горения с резким повышением статического давления. Второй этап горения начинается в конце участка КС постоянной площади, и зона интенсивного горения за время от одного до нескольких десятков миллисекунд распространяется вверх по потоку до рециркуляционной зоны (донной области уступа). Последующее горение по всему объему КС происходит при сохранении сверхзвукового режима по длине канала. Этот вывод сделан на основе измерения давления (гребенка приемников Пито) на выходе КС и результатам одномерного расчета.
При числе Маха Мвх = 3 продолжительность процесса «розжига» составляла 17+35 мс и зависела от конфигурации инжекторной секции. Использование инжекторной секции с инжекторами большей относительной высоты приводит к уменьшению времени процесса «розжига». Меньшее время «розжига», в конечном итоге, приводит к большей интенсивности горения в течение последующего процесса горения (рис. 5).
При числах Маха Мвх = 4 и 5 качественный характер процесса воспламенения и последующего «розжига» оставался таким же, как при Мвх = 3. Но при увеличении числа Маха Мвх структура скачков в канале, вызванная обтеканием клиновидных инжекторов, сдвигается к расширяющейся части камеры сгорания (рис.6). Веер волн разрежения в начале расширяющегося участка КС подавляет горение и интенсивность процесса «розжига» снижается. При числе Маха Мвх = 4 этап «розжига» (около 50 мс) переходил в этап горения по всему объему КС при полной температуре не ниже Т0 = 2700К с меньшей степенью повышения давления, чем при числе Маха Мвх = 3. При числе Маха Мвх = 5 воспламенение не приводило к этапу интенсивного горения даже в экспериментах с мультипликатором при Г0 = 3000 К. Реали-зовывалось только локальное горение с 3-х кратным повышением давления в донной области за уступом и зонах отрыва длительностью до 30 мс (рис. 7). Данные весовых измерений и визуализации в ультрафиолетовом диапазоне подтверждают описанный характер процессов воспламенения и горения.
Было установлено, что при Мвх = 3 реализуется устойчивая работа стабилизаторов горения с максимальным уровнем полноты сгорания = 0,77. Качественный характер изменения полноты сгорания по длине КС при Мвх = 4 сохраняется, но с достижением меньшего уровня ?7макс = 0,65. При Мвх = 5 максимальная величина полноты сгорания не превышает ?;макс = 0,3. Расчеты показали относительно низкий уровень величин коэффициента потерь полного давления сгвых, которые достигают при максимальных теплоподводах следующего уровня: сгвых = 0,1-0,15 при Мвх = 3 и ег„.,х = 0,04-0,05 при Мвх = 4.
Полученная эффективность горения водорода свидетельствует о целесообразности модернизации камеры с учетом важной роли волновой структуры течения в процессе воспламенения топлива и «розжига» КС и особенностей работы стабилизаторов, включая модернизацию схемы подачи части топлива в донную область. Поэтому была разработана и исследована четырехинжекторная секция № 3 (рис. 1). Были увеличены поперечные размеры инжекторов (при сохранении общей площади задних торцев) и увеличен угол переднего ската с 8° до 11°. Распределенная подача в донной области заменена на инжекцию топлива через 112 звуковых сопел по периметру внешних кромок донной области и инжекторов. Особенности процессов воспламенения и горения с секцией № 3 рассмотрены в п.3.3.
Перемещение системы скачков уплотнения вверх по потоку из-за геометрических особенностей секции № 3 привели к сокращению времени «розжига» камеры сгорания до 10-15 мс при Мвх = 3 (рис. 8). Вместе с тем, следует отметить невысокий уровень донного давления (не выше, чем для секций № 1 и № 2) при заметно большем давлении вниз по траюу КС при горении водорода (рис. 9) с увеличением уровня полноты сгорания до 7jMaKC = 0,85 при величине потерь сгвых = 0,12-0,15. Общий положительный эффект вызван, в основном, сдвигом волновой структуры к входу КС, поскольку было установлено, что стабилизирующие характеристики обратного уступа ослабляются ввиду ухудшения массообмена между основным потоком и рециркуляционной зоной. Это подтвердили также испытания при Мвх = 4, включая опыты с мультипликатором: максимальная полнота сгорания не более 77макс = 0,55 и потери давления на уровне сгвых = 0,1.
Было установлено, что увеличение подачи топлива в слой смешения при фиксированном суммарном коэффициенте избытка топлива fe — 1 не приводит к существенному изменению донного давления и параметров, характеризующих эффективность камеры сгорания (т], Мвыи сгЕЬ1Х) на всех этапах горения. При увеличении подачи топлива через инжекторы в ядро потока и фиксированной подаче в слой смешения время «розжига» уменьшается с увеличением донного давления и давления по всему тракту при интенсивном горении со слабовыраженным максимумом при Pz = 1,3 (рис. 10), т.е. до значений, при которых начинает отрицательно сказываться переобогащение смеси. Этот вывод подтверждается данными весовых измерений (рис. 11), которые получены по измерениям усилий на инжекторной секции (обезразмерены скоростным напором и площадью входа КС).
В четвертой главе проведен сравнительный анализ полученных экспериментальных данных и предложена модель воспламенения топлива и развития процесса горения по всему объему многоинжекторной КС.
Сложность картины течения не позволяет выполнить полный теоретический расчет смешения, воспламенения и горения топлива в данных условиях. Поэтому особый интерес представляет изучение возможности обобщения и критериального описания для предсказания условий самовоспламенения и срыва горения, а также выбора геометрии КС и стабилизаторов горения при заданных параметрах потока на входе. В п.4.1 рассмотрены литературные данные, в которых используются приближенные методы, основанные на применении экспериментальных результатов. Чаще всего для этих целей используются различные критерии, которые с той или иной степенью полноты описывают процессы в КС.
Было установлено, что из известных подходов наиболее приемлемым является соотношение, предложенное Я. Ога\уа, которое связывает характеристики пламени с геометрическими параметрами стабилизатора и с газодинамической структурой потока:
Ро_гс/ * р.] Р V,
где Р - статическое давление в рециркуляционной области, Г0 ~ температура торможения, грл - время пребывания топлива в рециркуляционной области. Комплекс (рр.з_гс!' / д,гс|) представляет собой поправку, необходимую для соотнесения данных, полученных при разных параметрах потока и геометрии КС (был принят равным 1,1).
При расчетах параметра Б.Р (п.4.2) была проведена оценка влияния точности определения параметров уступа и длины рециркуляционной зоны с учетом трехмерной геометрии инжекторной секции. По результатам апробирования приведенной формулы было установлено, что трехмерная конфигурация инжекторной секции может быть заменена двумерным уступом с высотой 1ц = 0,025 м. По данным измерения статического давления и визуализации была определена относительная длина рециркуляционной области (1рз //?рз = 3,6 для М8Х = 3 и ¿рз//грз=,2 для Мвх = 4).
Значения критерия Д,.3(8.Р*) для экспериментов, в которых происходило интенсивное горение, находятся в области устойчивого горения для водородных пламен (рис. 12). Срыв горения происходил при величине параметра Б-Р* от 34 до 50. Значения критерия в.Р (Д,3) находятся также в области устойчивого горения при реализации локального горения (рис. 13). Величина в.Р* в этих экспериментах в 2-3 раза выше, чем значения параметра Б.Р в экспериментах с интенсивным горением. Такое изменение параметра в.Р* связано с изменением структуры и характеристик течения в КС при увеличении числа Маха на входе с Мвх = 3 до Мвх = 4.
Было проведено сравнение с результатами расчета параметра Б-Р* по данным В.К. Баева и П.К. Третьякова с соавторами. В этих экспериментах горение водорода исследовалось в КС постоянного сечения (присоединенный воздухопровод) на установке с огневым подогревом. Стабилизация горения осуществлялась в зоне рециркуляции, образованной обратным уступом на входе (трехкратное внезапное расширение). Сравнение с этими данными показывает, что для случая двумерного течения при легко определяемых геометрических параметрах рециркуляционной зоны наблюдается хорошее соответствие результатов экспериментов с пределами устойчивого горения (по К. Ога\уа) как при стабильном горении (рис. 12, ромбы) так и для опытов при бедном и богатом срыве (рис. 13, ромбы). Это сравнение подтверждает применимость критерия Я. Огта для различных камер сгорания и дает возможность сопоставления и предсказания их характеристик.
Было установлено, что определение области устойчивого горения по критерию Б.Р' является необходимым, но не достаточным условием реализации устойчивого горения в КС. Для понимания причин этого был выполнен анализ процессов самовоспламенения и распространения горения в многоинжекторной КС (п.4.3). Были построены карты относительного увеличения статического давления (показано сте-
пенью серого цвета на рис. 14) на стенках КС при горении (разница давлений в «горячем» и «холодном» опытах, обезразмеренное давлением в «холодном» опыте).
Построенные карты подтверждают, что воспламенение топлива происходит в конце участка постоянного сечения КС. Сравнение карт «горения» (повышения давления) для разных секций показало, что применение третьей модификации инжекторной секции приводит к смещению передней границы начальной области воспламенения примерно на 100 мм вверх по потоку. Такое смещение границы воспламенения обусловлено перемещением вверх по потоку области взаимодействия ударных волн с пограничным слоем на стенках КС примерно на такую же величин}' вследствие увеличения длины и угла клина инжекторов секции № 3 по сравнению с секциями № 1 и № 2.
Сравнение положения передней границы области начала воспламенения с положением областей отражения ударных волн (двумерный расчет) показывает (рис. 15), что при числе Маха М„х = 3 самовоспламенение топлива происходит между первой и второй областями отражения косых скачков уплотнения. Как показала визуализация потока, в реальном трехмерном течении положение первого отражения ударных волн смещается вниз по потоку относительно теоретического положения. Увеличение числа Маха до Мвх = 4 приводит к смещению передней границы начальной области воспламенения вниз по потоку в окрестность угловой точки КС (х = 240мм). Такое смещение границы воспламенения хорошо согласуется с изменением положения первого взаимодействия ударных волн с пограничным слоем при увеличении числа Маха. Это приводит к подавлению процесса «розжига» КС. Повышение параметров потока на входе и использование мультипликатора давления интенсифицирует процесс «розжига», но, тем не менее, время задержки распространения горения по всему объему КС достигает значений троз = 45-55 мс с меньшей степенью повышения статического давления, чем при Мвх = 3.
Таким образом, установлено, что воспламенение топлива при больших числах Маха, приводящее к «розжигу» КС по всему объему и стабилизации горения, происходило не в рециркуляционной области за уступом, а в окрестности взаимодействия ударных волн с пограничным слоем на стенках КС или за ними вблизи угловой точки КС (рис. 16). Первоначально самовоспламенение топлива происходит в пристенных областях течения, и затем фронт пламени распространялся вверх и вниз по потоку, в том числе в рециркуляционную область. Распространение пламени вверх по потоку происходит по пограничному слою. После воспламенения топлива в рециркуляционной области за уступом происходит значительный рост статического давления во всей КС. Эти данные подтверждают известный факт, что стабилизация в рециркуляционной области за уступом остается необходимым условием интенсивного горения. Вместе с тем, при высоких скоростях потока стабилизация за уступом является недостаточным условием воспламенения из-за отсутствия хорошо подготовленной смеси в рециркуляционной области на входе в КС.
В заключении приведены основные выводы по работе:
1. Показана эффективность применения разработанной установки и высокоскоростной системы измерений (включая визуализацию в видимом и ультрафиолетовом диапазонах) для исследования процессов воспламенения и горения в КС ГПВРД при высоких скоростях и параметрах течения в канале с малой длителыю-
стью рабочего режима 100+120мс. Модульный принцип конструкции позволяет производить модификацию КС и любых ее элементов, расширяет возможности и диапазон параметрических исследований, управления течением и диагностики газового потока.
2. Предложена модель воспламенения и распространения горения по всей камере сгорания. Установлено, что устойчивому горению по всему объему предшествует процесс «розжига». Время «розжига» КС (гроз =10+55 мс) и соответственно интенсивность последующего устойчивого горения определяется волновой структурой течения в канале, возникающей при обтекании инжекторов и зависит от их геометрических параметров.
3. Установлено, что в диапазоне чисел Маха Мвх = 3-5 реализуется самовоспламенение топлива. Впервые было обеспечено эффективное горение водорода со спутной подачей при высокой сверхзвуковой скорости в канале без дополнительного дросселирования и псевдоскачка.
4. Проведенный анализ результатов позволил выработать рекомендации для выбора геометрических параметров КС и инжектирующих устройств (высота инжектора, длина участка постоянной площади, относительное положение ударных волн) при разработке или последующей модификации КС в целях обеспечения устойчивого воспламенения и интенсивного горения с высокой полнотой сгорания.
5. Показано, что параметр стабилизации S.P*(/?p j) является наиболее приемлемым для критериального описания процессов в высокоскоростных КС с трехмерной структурой течения и может быть использован при определении геометрических параметров инжектирующих и стабилизирующих устройств для обеспечения условий воспламенения и пределов устойчивого горения. Проведенные оценки и апробация (включая сопоставление результатов для различных КС) позволили установить, что соответствие области устойчивого горения является необходимым, но недостаточным условием реализации интенсивного горения в камере сгорания, поскольку этот критерий не учитывает в полной мере волновой структуры течения в КС.
6. Полученные экспериментальные данные Moiyr быть использованы для верификации численных методов при расчете сложных трехмерных конфигураций.
Основные результаты диссертации опубликованы в работах:
1. Goldfeld М.А., Starov A.V., Vinogradov V.A., et al. Experimental and Numerical Investigation of Hydrogen and Ethylene Combustion in a Mach 3-5 Channel with a Single Injector. 1996. AIAA-96-3245.
2. Goldfeld M.A., Starov A.V., Vinogradov V.A., et al. Methodical Aspects of the Study of Supersonic Combustor in the Impulse Regime // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proceedings, Pt 1. Novosibirsk, 1996. P. 123-129.
3. Nestoulia R.V., Starov A.V., Shiplyuk A.N., et al. Hardware and Software for Measurements of High-Speed Processes // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proceedings, Pt 2. Novosibirsk, 1996. P. 186-190.
4. Goldfeld M.A., Starov A.V., Vinogradov V.A., et al. Some Problems of Hydrogen Fueled Scramjet Combustor Operation at High Mach Numbers // International Workshop on Hypersonic Air Breathing Propulsion: Proceedings. Kakuda, 1999. P. 258-284.
5. Mishunin A.A., Nestoulia R.V., Starov A.V. Fuel Supply Systems for Investigation of Combustion Process in Hot-Shot Wind Tunnels // International Conference on the Methods of Aerophysical Research: Proceedings, Pt 2. Novosibirsk, 2000. P. 144-148.
6. Гольдфельд M.A., Виноградов B.A., Старов A.B. Экспериментальные исследования модуля ГПВРД // Теплофизика и аэромеханика. 2000. Т.4. №4. С. 489-498.
7. Goidfeld М.А., Nestoulia R.V., Starov А. V., et al. Investigation of Base Pressure behind the Injector Section in a Supersonic Combustion Chamber// XV International Symposium on Air Breathing Engines. Bangalore, 2001. AAIA-ISABE-2001-24.
8. Goidfeld M.A., Starov A.V., Vinogradov V.A. Experimental Study of Scramjet Module // J. Propulsion and Power. 2001. №5. P. 100-110.
9. Старов A.B., Мишунин A.A., Jle Д.Л., Бай Х.Ч. Исследование горения жидкого и газообразного топлив в сверхзвуковой камере сгорания// Физика горения и взрыва. 2003. Т.39. №3. С. 58-66.
10. Орлик Е.В., Старов А.В., Шумский В.В. Определение полноты сгорания газодинамическим методом в модели с горением// Физика горения и взрыва. 2004. Т.40. №4. С. 23-34.
инж. секции Л':; 1, Лэ 2
Рис. 1. Модель многоинжекторной камеры сгорания.
1 вх ♦ инж. №5 —и—инж. №2 —-к—инж. №3 —О—инж. №8 —•—инж. N29
Л
у
Г, мс 70 1
0 100 200 300 400 500 600 д. мм
Рис. 2. Распределения статического давления при Мвх = 3.
Г 1 ^ 1
/ N
N
1—1 1
О 1 г 3 4 5 6 7 8 ИПЖ. №
Рис. 3. Длительность горения при Мм = 4.
1МР
X, мс
Рис. 4. Процесс «розжига» камеры сгорания при Мвх = 3.
ЬЮе
Рис. 5. Степень повышения статического давления при горении водорода. Мвх = 3.
вх * ......... " X-I7MM Х=Э2мм Х=172мм Х=257мм
/VI
.. t J д kAi
LID,
Рис. 6. Степень повышения статического давления при горении водорода. Мвх = 4.
PIP, 2
1 1 1 1 1
й
А ^¡fifi^t
\г
15 25 35 45 55
Т, МС
Рис. 8. Донное давление и давление в рециркуляционной зоне при горении водорода для инж. Секции № 3. Мвх = 3.
PIP«,
Ш *2 A3
>
1 or
1,2
А
Рис. 10. Влияние суммарного коэффициента избытка топлива на донное давление при фиксированном
^ТОПЛ.,ДОП. — 0,1. Мвх 3.
1 - «розжиг»; 2 - начало интенсивного горения по всему объему КС; 3 - максимальное значение.
э |э ¿э J3 аз _
Г, мс
Рис. 7. Локальное горение водорода при Мвх=5.
Pipв
2,5 2 1,5 1
0,5 0
0
-инж.секция №1 -икж.секция №2 -инж.секция №3
е
О 2 4 6 8 10 £/Д,
Рис. 9. Распределения статического давления при интенсивном горении водорода. Мвх = 3.
CR 1
■ 1 ♦ 2
^ I
< в
0,5
0,7
1.1
1,3
А
Рис. 11. Влияние суммарного коэффициента избытка топлива на коэффициент тяги инжекторной секции. Мвх = 3.
1 — С^ТОПЛ.^ДОП. ~ 0,1^ 2 — С?тОПЛ.,ДОП. ~~
1 та § рй
Рис. 12. Режимы интенсивного горения при Мпх = 3 и граница устойчивого горения (по К. Огама).
1 10 Я.Р*
Рис, 13, Режимы локального горения и граница устойчивого горения (по 1\. Огаша), 11араметр -- I и 2.
Рис. 14. Увеличение относительного статического давления в рез\ лЩате горения водорода при М,,* = Я (секция № 2).
Л", мм
350-
Первое отражение (расчет) ♦ Воспламенение —ш Второе отражение (расчет}
100 150 203 250 300 350 400 450 Ш 600 X, ШГП ММ
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,в 0,7
Р
350 ■ ■ п ♦ в ервое отражение (расчет) эспламенение горое отражение (расчет)
I секция № 3
100 • . ♦
500-
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6
Рис. 15. Локализация точки воспламенения при Мвх=3.
♦ секция N31 ▲ секция №2 ■ секция №3
. -—!
К
2,5 3 3,5 4 Мм
Рис. 16. Положение воспламенения относительно участка камеры сгорания с постоянным поперечным сечением.
Ответственный за выпуск А.В. Старов Подписано к печати 06.03.07
Формат бумага 60x84/16, Усл. печ. л. 1.0, Уч. изд. л. 1.0, Тираж 100 экз., Заказ № 4
Отпечатано на ризографе ОАО «ДОКСЕРВИС» 630090, Новосибирск-90, Институтская, 4/1.
Основные обозначения.
Введение.
Глава 1. Исследования горения в сверхзвуковом потоке и постановка задачи.
Глава 2. Модель, установка и методика эксперимента.
2.1. Модель камеры сгорания.
2.2. Топливная система.
2.3. Система измерений.
2.4. Методические измерения.
2.4.1. Калибровка датчиков давления и тепловых потоков.
2.4.2. Методические испытания и проверка полей чисел Маха.
2.4.3. Калибровка топливной системы.
2.4.4. Калибровка аэродинамических весов.
2.4.5. Определение точности измерений.
Глава 3. Процесс горения водорода и этилена в камерах сгорания при подаче через клиновидные инжекторы.
3.1. Выбор геометрии клиновидного инжектора.
3.1.1. Эффективность смешения.
3.1.2. Давление и тепловые потоки.
3.1.3. Длительность горения.
3.1.4. Одномерный анализ экспериментальных данных и полнота сгорания.
3.2. Процесс горения в шестиинжекторной камере сгорания.
3.2.1. Давление и тепловые потоки.
3.2.2. Весовые измерения.
3.2.3. Полнота сгорания, числа Маха и потери полного давления в канале камеры сгорания.
3.3. Особенности процесса горения в четырехинжекторной камере сгорания при вдуве части топлива в слой смешения.
3.3.1. Донное давление и давление в канале.
3.3.2. Влияние изменения коэффициента избытка топлива.
3.3.3. Весовые измерения.
3.3.4. Полнота сгорания, числа Маха и потери полного давления в канале камеры сгорания.
Глава 4. Сравнительный анализ экспериментальных данных и модель воспламенения.
4.1. Критерии для описания срывных и стабилизационных характеристик процесса горения.
4.2. Анализ и сравнение экспериментальных результатов.
4.3. Схема воспламенения водорода и «розжига» многоинжекторной камеры сгорания.
Теоретические и экспериментальные исследования создания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) с горением в сверхзвуковом потоке проводятся уже более сорока лет. Первые научные публикации относятся к периоду 1957-1962г.г., включая приоритет изобретения (авторское свидетельство на ГПВРД) Е.С. Щетинкова от 16 апреля 1957г.
За этот период был проведен большой объем расчетных и экспериментальных исследований реализации горения в сверхзвуковом потоке для оценки различных типов инжекции топлива (спутная и встречная подача с пилонов, подача со стенки под различными углами к потоку воздуха, выбор конфигурации пилонов и т. д.), выбору оптимальных стабилизаторов горения и геометрии камеры сгорания [1-3]. Результатом этих исследований является достижение достаточно высокой эффективности сгорания топлива в камере сгорания при приемлемом уровне потерь на минимально возможной длине.
В последние годы активизировались исследования по созданию гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), рассчитанных на полет со скоростями, соответствующих числам Маха Мп=6-12 (национальные и международные программы, которые реализуются в США [4, 5], Европе [6,7], России [8, 9], Японии [10, 11]). Мотивом в разработке ГЛА служит потребность в более экономичном и легкодоступном выведении грузов на орбиту (воздушно-космический самолет) и создание коммерческого самолета для полетов с гиперзвуковыми скоростями в пределах верхних слоев атмосферы.
Одним из основных элементов ГПВРД является камера сгорания. Торможение потока на носовой части и в воздухозаборнике ГЛА приводит к тому, что среднее число Маха на входе (Мвх) в камеру сгорания составляет 30-45% от числа Маха полета в зависимости от типа летательного аппарата и траектории его полета. К настоящему времени вопросы организации горения при умеренной сверхзвуковой скорости потока на входе (М„<2,5) в камеру сгорания достаточно хорошо изучены. Существенно меньше экспериментальных и расчетных работ для чисел Маха Мвх>3. Сложная трехмерная структура течения, неравновесность состава воздуха, наличие химических процессов, отрыва и присоединения пограничного слоя на внутренних поверхностях воздухозаборника и камеры сгорания и т.п. не позволяют рассчитать газодинамические процессы и достаточно надежно предсказать характеристики двигателя на основе существующих математических методов, несмотря на прогресс в области информационных технологий. Это приводит к необходимости использования приближенных методов и моделей. Во всех случаях расчетные методы требуют верификации и экспериментальной проверки.
Не менее сложные проблемы связаны с экспериментальным моделированием полетных условий, соответствующих гиперзвуковым течениям в указанном диапазоне чисел Маха. Воспламенение (особенно, самовоспламенение) топлива и скорость химических реакций существенно зависят от температуры и давления. Поэтому моделирование натурных значений этих параметров является весьма желательным условием при испытаниях ГПВРД. Требование подогрева воздуха до температур более 2000К и необходимое при этом охлаждение конструкционных элементов экспериментальной установки представляет собой сложную техническую задачу. Ее решение приводит к усложнению самой установки, а необходимость обеспечения большого расхода высокоэнтальпийного воздуха ведет к увеличению эксплуатационных расходов. В целом это приводит к высокой стоимости экспериментальных исследований. Технология испытаний при высоких температурах и скоростных напорах предъявляет серьезные требования также к модели ГЛА (охлаждение, прочность и т.д.), что приводит к ее усложнению. Кроме того, важной проблемой является задача сохранения атмосферного состава и чистоты потока при подогреве воздуха в форкамере установки. Например, огневой подогрев добавляет к воздуху продукты сгорания и, как представляется, балластировка топлива и воздуха не снимает проблемы «полного» моделирования набегающего потока.
Решением этих проблем экспериментального моделирования гиперзвуковых потоков может быть уменьшение времени испытаний, т.е. использование высокоэнтальпийных установок кратковременного действия [12]. С учетом газодинамических и термодинамических явлений процессов горения и установления течения в тракте модели можно использовать импульсные аэродинамические трубы со временем рабочего режима от 3-5мс [13] до десятков миллисекунд [12].
Исследование сверхзвуковой камеры сгорания в режиме присоединенного трубопровода позволяет эффективно использовать преимущества импульсной установки, как источника высокоэнтальпийного рабочего газа (воздуха). Такой подход позволяет при максимальном для данной установки расходе обеспечить не только необходимое число Маха, но и требуемые давление и температуру на входе в камеру сгорания. Реализовать высокие параметры возможно благодаря отсутствию потерь во входном устройстве и технологических проблем, связанных с температурной стойкостью острых кромок воздухозаборника. Кроме того, увеличение размеров камеры сгорания позволяет существенно расширить возможности диагностики газового потока (пламени) и создать модульный принцип конструкции камеры сгорания для расширения области параметрических исследований.
При увеличении числа Маха полета растет доля импульса топлива в общем импульсе двигателя. Увеличение скорости потока на входе камеры сгорания приводит к увеличению сопротивления внутренних элементов камеры сгорания (инжектирующих и стабилизирующих устройств). С другой стороны рост скорости приводит к уменьшению времени нахождения топлива в камере сгорания при приемлемой ее длине. При заданном давлении и температуре время химической реакции является характеристикой топлива, поэтому при увеличении скорости потока определяющую роль играет интенсивность процессов смешения. Для выполнения этих противоречивых требований была предложена новая конфигурация инжектирующих устройств со спутным вдувом топлива: клиновидные инжекторы, располагающиеся на стенке камеры сгорания [14]. Форма клиньев выбрана такой, чтобы в потоке вблизи места подачи топлива обеспечить образование вихревых структур и зон обратных токов, улучшающих смешение и стабилизацию горения.
Эти задачи остаются актуальными ввиду необходимости экспериментальных исследований камеры сгорания ГПВРД с целью установления закономерностей протекания процессов горения при высокой скорости Мвх=3-5 на входе. Особенно важны исследования модели камеры сгорания в условиях, близких к натурным значениям параметров потока.
Цель настоящей работы состояла в экспериментальном исследовании процесса горения в камере сгорания с большой сверхзвуковой скоростью на входе Мвх=3-5 (в условиях близких к натурным) при спутной подаче топлива через клиновидные инжекторы, изучении развития процесса воспламенения с возможностью предсказания необходимых условий воспламенения и интенсивного горения на основе критериев, описывающих характеристики этих процессов.
Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения.
Заключение
В результате проведенных комплексных экспериментальных исследований были получены систематические данные о газодинамической структуре течения и процессах воспламенения и горения водорода и этилена в камере сгорания с единичным клиновидным инжектором и многоинжекторных камерах сгорания с модификациями вдува топлива в донную область инжекторов. Испытания были выполнены при высоких скоростях потока на входе КС Мвх-3, 4 и 5, температуре торможения Г0=2ООО-гЗОООК, статическом давлении Рвх=0,05-г0,23МПа в широком диапазоне изменения коэффициента избытка топлива /£=0,1-7-1,6. Основные результаты этих исследований и анализа полученных данных состоят в следующем:
1. Показана эффективность применения разработанной установки и высокоскоростной системы измерений (включая визуализацию в видимом и ультрафиолетовом диапазонах) для исследования процессов воспламенения и горения в КС ГПВРД при высоких скоростях и параметрах течения в канале с малой длительностью рабочего режима 1 ОО-т-120мс. Модульный принцип конструкции позволяет производить модификацию КС и любых ее элементов, расширяет возможности и диапазон параметрических исследований, управления течением и диагностики газового потока.
2. Предложена модель воспламенения и распространения горения по всей камере сгорания. Установлено, что устойчивому горению по всему объему предшествует процесс «розжига». Время «розжига» КС (грм=10-^-5 5мс) и соответственно интенсивность последующего устойчивого горения определяется волновой структурой течения в канале, возникающей при обтекании инжекторов и зависит от их геометрических параметров.
3. Установлено, что в диапазоне чисел Маха 3/^=3-5 реализуется самовоспламенение топлива. Впервые было обеспечено эффективное горение водорода со спутной подачей при высокой сверхзвуковой скорости в канале без дополнительного дросселирования и псевдоскачка.
4. Проведенный анализ результатов позволил выработать рекомендации для выбора геометрических параметров КС и инжектирующих устройств (высота инжектора, длина участка постоянной площади, относительное положение ударных волн) при разработке или последующей модификации КС в целях обеспечения устойчивого воспламенения и интенсивного горения с высокой полнотой сгорания.
5. Показано, что параметр стабилизации &Р*(Д,.3.) является наиболее приемлемым для критериального описания процессов в высокоскоростных КС с трехмерной структурой течения и может быть использован при определении геометрических параметров инжектирующих и стабилизирующих устройств для обеспечения условий воспламенения и пределов устойчивого горения. Проведенные оценки и апробация (включая сопоставление результатов для различных КС) позволили установить, что соответствие области устойчивого горения является необходимым, но недостаточным условием реализации интенсивного горения в камере сгорания, поскольку этот критерий не учитывает в полной мере волновой структуры течения в КС.
6. Полученные экспериментальные данные могут быть использованы для верификации численных методов при расчете сложных трехмерных конфигураций.
1.ЦИАМ 1980-2000. Научный вклад в создание авиационных двигателей. В 2 кн. / под ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина, -М: Машиностроение, -2000. 725с.
2. Curran Е.Т. Scramjet Engines: The First Forty Years// Journal of Propulsion and Power. -2001. -Vol.17. -№6. November-December.
3. Curran E.T. and Murthy S.N.B. Scramjet Propulsion// Progress in Astronautics and Aeronautics, -2001. -Vol. 189.
4. Andrews E.H. Scramjet Development and Testing in the United States// AIAA-01-1927. -2001.
5. Kazmar R.R. Hypersonic Propulsion at Pratt & Whitney Overview// AIAA-02-5144.-2002.
6. Novelli Ph., Koschel W. JAPHAR: a Joint ONERA-DLR Research Project on High Speed Airbreathing Propulsion// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7091. -1999.
7. Falempin F. French Activities in Hypersonic Airbreathing Propulsion Status and Perspectives// Proceedings of XV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-01-1073. -2001.
8. Lanshin A.I., Sosunov V.A. Status of "ORYOL-2-Г R&D Program. Combined Propulsion Systems for SSTO and TSTO// Proceedings of 9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Norfolk, November 1-5, AIAA-99-4810. -1999.
9. Огородников Д.А., Виноградов B.A., Строкин B.H., Шихман Ю.М. Российская программа создания экспериментального водородного двухрежимного ГПВРД: выбор концепции и результаты исследований// Авиакосмическая техника и технология. -2001. -№1. -С.27-37.
10. Yatsuyanagi N. and Chinzei N. Status of Scramjet Engine Research at NAL// Proceedings of the 20th International Symposium on Space Technology and Science. 1996. -P.51-57.
11. Chinzei N. Research Activities on Scramjets at NAL-KRC in Japan// Procedings of XV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-01-1075. 2001.
12. Баев B.K., Шумский B.B., Ярославцев М.И. Некоторые методические аспекты исследования газодинамических моделей с тепло-массоподводом в импульсной аэродинамической трубе// ФГВ. -1987. -№5. -С.45-54.
13. Pauli A. The HyShot Flight Program and how it was Developed// 11th AIAA/AAAF International Conference Space Plan and Hypersonic Systems and Technologies, Orleans, France, AIAA-2002-5248. -2002.
14. Northam G.B., Byington C.S. and Greenberg I. Evaluation of Parallel Injector Configurations for Supersonic Combustion// AIAA-89-2525. -1989.
15. Goldfeld M.A., Starov A.V., Vinogradov V.A., et al. Experimental and Numerical Investigation of Hydrogen and Ethylene Combustion in a Mach 35 Channel with a Single Injector// AIAA-96-3245. -1996.
16. Nestoulia R.V., Starov A.V., Shiplyuk A.N., et al. Hardware and Software for Measurements of High-Speed Processes// Proceeding of 8th International Conference on the Methods of Aerophysical Research, Novosibirsk. -1996. -Vol.2.-P. 186-190.
17. Goldfeld M.A., Starov A.V., Vinogradov V.A., et al. Some Problems of Hydrogen Fueled Scramjet Combustor Operation at High Mach Numbers// Proceedings of International Workshop on Hypersonic Air Breathing Propulsion, Kakuda, Japan. -1999. -P.258-284.
18. Гольдфельд M.A., Виноградов В.А., Старов A.B. Экспериментальные исследования модуля ГПВРД// Теплофизика и аэромеханика. -2000. -Т.4. -№4. -С.489-498.
19. Goldfeld M.A., Starov A.V., Vinogradov V.A. Experimental Study of Scramjet Module// J. Propulsion and Power. -2001. -№5. -P. 100-110.
20. Старов A.B., Мишунин A.A., Jle Д.Л., Бай Х.Ч. Исследование горения жидкого и газообразного топлив в сверхзвуковой камере сгорания// Физика горения и взрыва. -2003. -Т.39. -№3. -С.58-66.
21. Орлик Е.В., Старов A.B., Шумский В.В. Определение полноты сгорания газодинамическим методом в модели с горением// Физика горения и взрыва. -2004. -Т.40. -№4. -С.23-34.
22. Viaud L., Mestre А. Application of Supersonic Combustion to Ramjets// Aircraft Engineering. -1966. -№2. -P.15-17.
23. Жданов В. Т., Фейман М. И., Курилкина П. И. Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД)// Обзоры ЦАГИ. -№238. -1968.
24. Waltrup P.J, Anderson G.Y., Stull F.D. Supersonic Combustion Ramjet (Scramjet) Engine Development in the United States// Новое в зарубежном авиадвигателестроении. ЦИАМ. -1978г. -№2.
25. Dugger G.L. A Future for Hypersonic Ramjets// Astronautics. -1959. -Vol.4. -№4. -Part I. -P.38-39.
26. Sabel'nikov V.A., Penzin V.I. Scramjet Research and Development in Russia/ в кн. Curran E.T. and Murthy S.N.B. Scramjet Propulsion// Progress in Astronautics and Aeronautics. -2001. -Vol. 189. -P.223-283.
27. Voloshchenko O.V., Kolesnikov O.M., et al. Supersonic Combustion and Gasdynamics of Scramjet// International Council of the Aeronautical Sciences. -1992. -P.693-702.
28. Macaron V.S., Sermanov V.N. Rocket-Ramjet Engine of Air Liquefaction Cycle (LACRRE): Performance Analysis and Experimental Investigations// Proceedings of XIII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-97-7169. -1997.
29. Баев B.K., Шумский B.B., Ярославцев М.И. Исследование силовых характеристик и параметров потока в тракте модели с горением// ПМТФ. -1984. -№ 1. -С.103-109.
30. Баев В.К., Шумский В.В., Ярославцев М.И. Исследование распределения давления и теплообмена в газодинамической модели с горением, обтекаемой высокоэнтальпийным потоком воздуха// ПМТФ. -1985. -№ 5. -С.56-65.
31. Walther R., Sabelnikov V., Korontsvit Y., Voloschenko О, Ostras V., Sermanov V. Progress in the Joint German-Russian Scramjet Technology
32. Programme// Proceedings of XII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-95, -1995. -P.1217-1229.
33. Roudakov A.S., Kopchenov V.I., Semenov V.L., et al. CIAM/NASA Mach 6.5 Scramjet Flight and Ground Test// Proceedings of 9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Norfolk, November 1-5. AIAA-99-4848. -1999.
34. Виноградов B.A., Романков O.H., Левин B.M. Испытания модельного осесимметричного двигателя «67М» на стенде БМГ/ Отчет ЦИАМ №700-12.-1992.
35. Waltrup P.J. Liquid-Fueled Supersonic Combustion Ramjets: a Research Perspective// J. Propulsion and Power. -1987. -№3. -P.515-524.
36. Siebenhaar A., Bulman M., Norris R., Thompson M. Development and Testing of the Aerojet Strutjet Combustor// AIAA-99-4868. -1999.
37. Vinogradov V.A., Shikhman Y.M., Albegov R.V., Vedeshkin G.K. About Possibility of Effective Methane Combustion in High Speed Aairflow// AIAA-02-5206. -2002.
38. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. -М: Машиностроение, 1989, 264с.
39. Trexler С.А. Inlet Performance of the Integrated Langley Scramjet Module (Mach 2, 3 to 7.6)// AIAA Paper №75-1212. -1975. 4p.
40. Ogorodnikov D.A., Vinogradov V.A., Shikman Y.M., Strokin V.N. Russian Research on Experimental Hydrogen-Fueled Dual-Mode Scramjet// J. Propulsion and Power. -2001. -№5. -P. 1041-1048.
41. Rausch V., McClinton C., Sitz J., Hyper-X Program Overview// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7213. -1999.
42. Voland R., Rock K. NASA Concept Demonstration Engine and Subscale Parametric Engine Tests// AIAA-95-6055. -1995.
43. Щетинков E.C. Физика горения газов. -M.: Наука, 1965, 740с.
44. Баев В.К., Головичев В.И., Третьяков П.К., Гаранин А.Ф., Константиновский В.А., Ясаков В.А. Горение в сверхзвуковом потоке. -Новосибирск: Наука, -1984.
45. Зуев B.C., Макарон B.C. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. -М: Машиностроение, -1971.
46. Баев В.К., Константиновский В.А., Третьяков П.К. Моделирование камеры сгорания ГПВРД// Сб.науч.тр.: Газодинамика горения в сверхзвуковом потоке. -Новосибирск, 1979. -С.3-26.
47. Топчиян М.Е., Харитонов A.M. Аэродинамические трубы для гиперзвуковых исследований (достижения, проблемы, перспективы)// ПМТФ. -1994. -Т.35. -№ 3. -С.66-80.
48. Osgerby Y.T., Smithson Н.К., Wagner D.A. Supersonic Combustion Tests with a Double-Oblique-Shock Scramjet in a Shock Tunnel// AIAA Journal. -1970. -Vol.8. -№7. -P. 1703-1705.
49. Pauli A., Stalker R.J., Mee D.J. Experiments on Supersonic Combustion Ramjet Propulsion in a Shock Tunnel// Journal of Fluid Mechanics. -1995. -Vol.296. -P. 159-183
50. Бошенятов Б.В., Гилязетдинов Б.Н., Затолока B.B. Экспериментальные исследования гиперзвуковых воздухозаборников. -В кн.: Аэромеханика. -М: Наука. -1976.
51. Баев В.К., Шумский В.В., Ярославцев М.И. Исследование работы двухрежимной камеры сгорания при дозвуковом подводе тепла. -В кн.: Газодинамика течений в соплах и диффузорах. -Новосибирск. -1982.
52. Королев A.C., Бошенятов Б.В., Друкер И.Г., Затолока В.В. Импульсные трубы в аэродинамических исследованиях. -Новосибирск: Наука. -1978.
53. Баев В.К., Бошенятов Б.В., Пронин Ю.А., Шумский В.В. Экспериментальное исследование воспламенения водорода, вдуваемого в сверхзвуковой поток горячего воздуха. -В кн.: Газодинамика горения в сверхзвуковом потоке. -Новосибирск. -1979. -С.53-64.
54. Баев В.К., Петров В.Е., Шумский В.В., Ярославцев М.И. Предварительные экспериментальные исследования газодинамики течения с подачей и без подачи водорода на модели присоединенный трубопровод. -Отчет ИТПМ №1277. -Новосибирск. -1982.
55. Звегинцев В.И., Седельников А.И. Исследование информативности эксперимента в импульсной аэродинамической трубе. -Новосибирск, 1986. -36с. -(Препринт/ АН СССР. Сиб. отд-ние. Ин-т теорет. и прикл. механики; № 35-86).
56. Звегинцев В.И., Седельников А.И. Учет эффектов нестационарности при испытании воздухозаборников в импульсных аэродинамических трубах. -Изв. СО АН СССР, сер.техн.наук, -1988. -Вып.4, № 15. -С.63-69.
57. Звегинцев В.И., Седельников А.И. Применение метода регуляризации для учета инерционности пневмотрасс. -Изв. СО АН СССР, сер. техн. наук, -1987. -Вып. 5, № 18. -С.36-42.
58. Затолока В.В., Звегинцев В.И., Шумский В. В. Влияние процесса сжатия в воздухозаборнике на удельные тяговые характеристики ГПВРД. -Изв. СО АН СССР, сер. техн. наук, -1978. -Вып. 2, № 8. -С.З-12.
59. Billig F. S. Research on Supersonic Combustion// Journal Propulsion and Power. -1993. -Vol.9. -№4. -P.515-521.
60. Рожицкий С.И., Строкин В.Н. Об особенностях смешения и горения в сверхзвуковом потоке. Химическая физика процессов горения и взрыва// Сб.: Горение гетерогенных и газовых систем. -Черноголовка, -1977. -С.68-71.
61. Аннушкин Ю.М., Свердлов Е.Д. О влиянии теплового режима горения на аэродинамику турбулентного водородного факела// Физика горения и взрыва. -1981. -Т. 17. -№6. -С.133-136.
62. Аннушкин Ю.М., Маслов Г.Ф. Исследование диффузионного горения высокоэнергетических газовых топлив в турбулентном спутном ивстречном воздушном потоке// Физика горения и взрыва. -1980. -№1. -С.26-36.
63. Вулис JI.A., Ершин Ш.А., Ярин Л.П. Основы теории газового факела. -Л.: Энергия,-1968.368с.
64. Вулис Л.А., Кашкаров В.П. Теория струй вязкой жидкости. -М.: Наука, 1965.
65. Ferri A. Review of Problems in Application of Supersonic Combustion// Journal of The Royal Aeronautical Society. -1964. -Vol.68. -№645. -P.575-595.
66. Кузнецов В.P., Лебедев А.Б. Расчет турбулентного диффузионного факела горения // Изв. АН СССР. Сер.МЖГ. -1977. -№1. -С. 26-36.
67. Баев В.К., Ясаков В.А. Экспериментальное исследование горения осесимметричной струи водорода в канале постоянного сечения// Физика горения и взрыва. -1975. -Т.П. -№5. -С. 687-693.
68. Щетинков Е.С. Проблемы сверхзвукового горения// Горение и взрыв: Материалы третьего всесоюзного симпозиума по горению и взрыву, 1971. -М.: Наука, 1972. -С. 276-281.
69. Строкин В.Н. О процессе самовоспламенения и горения водорода в сверхзвуковом потоке// Горение и взрыв: Материалы третьего всесоюзного симпозиума по горению и взрыву, 1971. -М.: Наука, 1972. -С. 282-285.
70. Аннушкин Ю.М. Основные закономерности выгорания турбулентных струй водорода в воздушных каналах// Физика горения и взрыва. -1981. -Т. 17. -№4. -С. 59-71.
71. Зимонт B.JI., Левин В.М., Мещеряков Е.А., Сабельников В.А. Особенности сверхзвукового горения неперемешанных газов в каналах// Физика горения и взрыва. -1983. -Т. 19. -№4. -С. 75-78.
72. Billig F.S., Dugger G.L., Orth R.C., Waltrup P.J. Direct-Connect Test of Hydrogen-Fueled Supersonic Combustors// Sixteenth Symposium (International) on Combustion. -The Combustion Institute. -Pittsburgh, 1976. -P. 1619-1629.
73. Тюльпанов P.C., Прицкер O.B. Влияние температуры на выгорание диффузионного пламени водорода в сверхзвуковом потоке в закрытом канале// Физика горения и взрыва. -1972. -Т.8. -№4. -С. 77-82.
74. Sung C.J., Li J.G., Yu G., Law C.K. Chemical Kinetics and Self-Ignition in a Model Supersonic Hydrogen-Air Combustor// AIAA Journal. -1999. -Vol.37. -№2. February. -P.208-214.
75. Щетинков Е.С. О кусочно-одномерных моделях сверхзвукового горения и псевдоскачка в канале// Физика горения и взрыва. -1973. -Т.9. -№4. -С. 473-483.
76. Billig F.S., Waltrup PJ. Precombustion Shock Structure in Scramjet Engines//AIAA-72-1181. -1972.
77. Зимонт B.JI., Левин B.M., Мещеряков E.A. Горение водорода в сверхзвуковом потоке в канале при наличии псевдоскачка// Физика горения и взрыва. -1978. -Т. 14. -№4. -С. 23-36.
78. Третьяков П.К. Псевдоскачковый режим горения// Физика горения и взрыва.-1993.-Т.29.-№6.-С. 34-38. .
79. Bezgin L.V., Ganzhelo A.N., Guskov O.V., Kopchenov V.l. Numerical Simulation of Viscous Non-Equilibrium Flows in Scramjet Elements// Proceedings of XIII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-97-7131. -1997. -P.976-986.
80. Гуськов O.B., Копченов В.И. Численное исследование структуры течения в канале при сверхзвуковых условиях на входе// Аэромеханика и газовая динамика, -июль-сентябрь 2001. -№1. -С.28-39.
81. Леонова Р.Г. О термодинамическом совершенстве течений с тепло- и массоподводом в каналах при сверхзвуковой скорости газа на входе// Ученые записки ЦАГИ. -1970. -Т.1. -№5. -С. 94-97.
82. Строкин В.Н. Результаты экспериментального исследования стабилизации горения и выгорания водорода в модельных камерах сгорания ГПВРД// Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики. -2000. -№2. -С.33-40.
83. Яненко H.H., Головичев В.И. Численный анализ сверхзвукового реагирующего течения в ближнем следе за обратным уступом// Физика горения и взрыва. -1984. -Т.20. -№4. -С. 52-56.
84. Абрамович Г.Н., Гиршевич Т.А., Крашенинников С.Ю., Секундов А.Н, Смирнова И.П. Теория турбулентных струй. -М.: Наука, 1984, 716с.
85. Segal С., Owens M.G., Mullagilli S., Ortwerth P.J., Mathur A.B. Thermal Choking Investigation in a Supersonic Combustor// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7053. -1999.
86. Gruber M.R, Baurle R.A., Mathur Т., Hsu K.-Y. Fundamental Studies of Cavity-Based Flamholder Concepts for Supersonic Combustors// Journal of Propulsion and Power. -2001. -Vol.17. -№1. -P.146-153.
87. Billig F.S. A supersonic Combustion Ramjet Missile// AIAA-93-2329. -1993.
88. Takahashi S., Yamano G., Wakai К., Kono M. Mechanism of FlameHolding in a Model Scramjet Combustor with a Backward Step// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7050. -1999.
89. Anderson J.R., Berrnan H.A., Drummond J.P. A Numerical Solution of the Supersonic Flow over a Rearward Facing Step with Transverse Hydrogen Injection// AIAA-82-1002. -1982.
90. Bushnell D.M. Hypervelocity Scramjet Mixing Enhancement// Journal of Propulsion and Power. -1995. -Vol.11. -№5. -P.1088-1090.
91. Shau Y.R., Dolling D.S. Experimental Study of Spreading Rate Enhancement of High Mach number Turbulent Shear Layers// AIAA-89-2458.-1989.
92. Naughton J., Cattafesta Z., Settles G. An Experimental Study of the Effect of Streamwise Vorticity on Supersonic Mixing Enhancement// AIAA-89-2456.-1989.
93. Ганич Г.А., Гущина H.A., Жулев Ю.Г., Наливайко А.Г. Воздействие на струи продольными вихрями// Ученые записки ЦАГИ. -1993. -T.24(XXIV). -№4. -С. 96-106.
94. Haimovitch Y., Garteberg Е., Roberts A., Northam G. Effects of Internal Nozzle Geometry on Compression-Ramp Mixing in Supersonic Flow// AIAA Journal. -1997. -Vol.35. -№4. -P.663-671.
95. Bogdanoff D.W. Advanced Injection and Mixing Techniques for Scramjet Combustion// Journal of Propulsion and Power. -1994. -Vol.101. -№2. -P. 183-190.
96. Забайкин B.A. Эффективность горения водорода в высокотемпературном сверхзвуковом потоке воздуха при различных способах инжекции// Физика горения и взрыва. -1999. -Т.35. -№2. -С.З-8.
97. Swithenbank J., Eames I., Chin S., Ewan B., Yang Z., Cao j., Zhao X. Turbulent Mixing in Supersonic Combustion Systems// AIAA-89-0260. -1989.
98. Drummond J.P. Mixing Enhancement of Reacting Parallel Jets in a Supersonic Combustor//AIAA-91-1914. -1991.
99. Scheuer D., Montmayeur N., Ferrandon 0., Tonon D. Scramjet Injectors Calculation and Design// AIAA-93-5171. -1993.
100. Northam G.B., Greenberg I., Byington C.S., Capriotti D. P. Evaluation of Parallel Injector Configurations for Mach 2 Combustion// Journal of Propulsion and Power. -1992. -Vol.8. -№2. -P.491-499.
101. Northam G.B., Greenberg I., Byington C.S., Capriotti D. P. Mach 2 and Mach 3 Mixing and Combustion in Scramjet// AIAA-91-2394. -1991.
102. Menon S. Shock-Wave-Induced Enhancement in Scramjet Combustors// AIAA-89-0104.-1989.
103. Eklund D.R., Fletcher D.G., Hartfield R.J., McDaniel J.C., Northam G.B., Dancey C.L., Wang J.A. Computational/Experimental Investigation of Staged Injection into a Mach 2 Flow// AIAA Journal. -1994. -Vol.32. -№5. -P.907-916.
104. Li C., Kailasanath K., Book D.L. Mixing Enhancement Due to Pressure and Density Gradients Generated by Expansion Waves in Supersonic Flows// AIAA-91-0374. -1991.
105. Stouffer S.D., Baker N.R., Capriotti D.P., Northam G.B. Effects of Compression and Expansion Ramp Fuel Injector Configurations on Scramjet Combustion and Heat Transfer// AIAA-93-0609. -1993.
106. Schetz J.A., Jacobson L.S., Gallimore S.D., O'Brien W.F., Goss L.P. Improved Aerodynamic-Ramp Injector in Supersonic Flow// AIAA-2001-0518.-2001.
107. Billig F.S., Schetz J.A., Favin S. Analysis of Mixing and Combustion in a Scramjet Combustor with a Co-Axial Fuel Jet//AIAA-80-1256. -1980.
108. Роджерс P.K., Чайнитц У. Использование глобальной модели окисления водорода в воздухе для расчетов турбулентных течений с химическими реакциями// Аэрокосмическая техника. -1984. -Т.2. -№14. -С. 76-85.
109. Мещеряков Е.А., Сабельников В.А. Горение водорода в сверхзвуковом турбулентном потоке в канале при спутной подаче горючего и окислителя// Физика горения и взрыва. -1981. -Т. 17. -№2. -С.55-64.
110. Yu S., Tsai Y., Shuen J. Three-Dimensional Calculation of Supersonic Reacting Flows Using an LU Scheme// AIAA-89-0391. -1989.
111. Гуляев А.Н., Козлов В.Е., Секундов А.Н. К созданию универсальной однопарметрической модели для турбулентной вязкости// Изв. РАН. сер. МЖГ. -1993. -№4. -С. 69-81.
112. Годунов С.К., Забродин А.В., Иванов М.Я., Крайко А.Н., Прокопов Г.П. Численное решение многомерных задач газовой динамики. -М.: Наука, 1976, 400с.
113. Moon Y. Numerical Study of Supersonic Combustor by Multy-Block Grids with Mismatched Interfaces// AIAA-90-5204. -1990.
114. Gouskov O.V., Kopchenov V.I. Investigation of Ignition and Flame Stabilisation behind the Strut in Supersonic Flow// AIAA-2002-5226. -2002.
115. Копченов В.И., Рудаков A.C., Семенов B.JI., Григорьев Н.В., Кондратов А.А., Цыплаков В.В. Опыт и перспективы летных испытаний гиперзвуковых двигателей// Конверсия в машиностроении. -М.: ООО «Информконверсия», 2005. -№4-5.-С. 59-69.
116. Semenov V.L., Romankov O.N. Operating Process Investigation of Hydrogen-Fueled Scramjet Combustor with Strut Fuel Feed System// Proceedings of XIII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-97-7087. -1997.
117. Goyne C. P., McDaniel J. C., Quagliaroli Т. M., Krauss R. H. Dual-Mode Combustion of Hydrogen in a Mach 5 Enthalpy, Clean-Air, Continuous-Flow Facility// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7138. -1999.
118. Sunami Т., Murakami A., Kudoi K., Nishioka M., Wendt M.N. Alternating-Wedge Strut Injection for Supersonic Mixing and Combustion// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7156. -1999.
119. Falempin F., Bouchez M., Levin V., Avrachkov V., Davidenko D. MAI/Aerospatiale Cooperation on a Hypersonic Wide Range Ramjet
120. Evaluation of Thermal Protection Systems// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7140. -1999.
121. Takahashi S., Tanaka H., Noborio D., Miyashita T. Mach 2 Supersonic Combustion with Hydrocarbon Fuels in a Rectangular Scramjet Combustor// Proceedings of XVI International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-2003-1172. -2003.
122. Dessornes О., Jourdren С., Scherrer D. One Strut Scramjet Chamber Tests in the Frame of the PREPHA Program// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7137. -1999.
123. Paull A., Stalker R.J. Scramjet testing in the T3 and T4 Hypersonic Impulse Facilities/ в кн. Curran E.T. and Murthy S.N.B. Scramjet Propulsion// Progress in Astronautics and Aeronautics. -2001. -Vol. 189. -P. 1-43.
124. Desikan S.L.N., Kurian J., Babu V. Comparative Studies of Injection Schemes for Supersonic Core Flow// Proceedings of XVII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-2005-1026. -2005.
125. Shimura Т., Sakuranaka N., Sunami Т., Tani K. Thrust, Lift and Pitching Moment of a Scramjet Engine// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7090. -1999.
126. Sunami Т., Iton K., Komuro Т., Sato K. Effects of Streamwise Vortices on Scramjet Combustion at Mach 8-15 Flight Enthalpies an Experimental Study in HIEST// Proceedings of XVII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-2005-1028. -2005.
127. Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. -М.: Мир,-1968. 504с.
128. Воронцов С. С., Константиновский В. А., Третьяков П. К. Определение полноты сгорания водорода в сверхзвуковом потоке оптическим методом. В кн.: Физическая газодинамика. Новосибирск, ИТПМ СО АН СССР, -1976. -Вып.6. -С.69-72.
129. Пузырев JI. Н., Ярославцев М. И. Стабилизация параметров газа в форкамере гиперзвуковой импульсной аэродинамической трубы// Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук. -1990. Вып.5. -С.135-140.
130. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания: Справочник / Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П., Худяков В.А. М: АН ВИНИТИ, 1971-1973. -Т.1: Методы расчета. -1971.
131. Звегинцев В.И. Экспериментальное исследование тягово-аэродинамических характеристик работающего ПВРД в импульсной аэродинамической трубе// Сибирский физико-технический журнал. -1993. Вып.2, -С.37-40.
132. Баев В.К., Шумский В.В. Влияние газодинамики двухрежимной камеры сгорания на силовые характеристики модели с горением// Физика горения и взрыва. -1995. -Т.31. -№6. -С.49-63.
133. Tanner M. Steady Base Flow// Progress in Aerospace science, -1984, -V.21.
134. Shetz J.A., Billig F.S., Favin S. Simplified Analysis of Supersonic Base Flows Including Injection and Combustion// AIAA Journal, -1976, -V.14, -№1.
135. Magi E.C., Gai S.L. Supersonic Base Pressure and Lipshock// AIAA Journal, -1988, -V.26, -№3.
136. Баев B.K., Третьяков П.К. Критериальное описание устойчивости горения в турбулентном потоке гомогенной смеси// Физика горения и взрыва. -1972. -Т.8. -№1. -С.46-50.
137. Прудников А.Г., Волынский М.С., Сагалович В.Н. Процессы смесеобразования и горения в воздушно-реактивных двигателях. -М: Машиностроение, -1971. 356с.
138. Мироненко В.А. Использование выводов тепловой теории воспламенения для определения общего условия стабилизации пламени плохообтекаемым телом. -Изв. ВУЗов, сер. «Авиационная техника», -1966.-№ 1.-С.140-145.
139. Винтерфельд Г. Пределы устойчивого горения при его стабилизации в сверхзвуковом потоке с помощью плохообтекаемых тел. -Техн. Перевод ЦАГИ, -1970. -№11483.
140. Zakkay V., Sinha R., Medecki H. Residence Time within a Wake Recirculation Region in an Axisymmetric Supersonic Flow// AIAA Paper №70-111,-1970.
141. Димитров В.И. Простая кинетика. -Новосибирск: Наука,-1982. 383с.
142. Строкин В.Н. К анализу самовоспламенения турбулентной струи в потоке окислителя// Инж.-физ. журн. -1972. -Т.22. -№3. -С.480-487.
143. Ortwerth P.J., Mathur А.В., Segal С., Mullagilli S., Owens M.G. Combustion Stability Limits of Hydrogen in a Non-Premixed, Supersonic Flow// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7136. -1999.
144. Morrison C.Q., Campbell R.L. and Edelman R.B. Hydrocarbon Fueled Dual-Mode Ramjet/Scramjet Concept Evaluation// Proceedings of XIII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-97-7053. -1997. -P.348-356.
145. Morrison C.Q., Lyu H-Y., Edelman R. B. Fuel Sensitivity Studies Based on a Design System for High Speed Airbreathing Combustors// Proceedings of XIV International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-99-7235. -1999.
146. Ogorodnikov D.A., Vinogradov V.A., Shikhman Ju.M., Strokin V.N. Design and Research Russian Program of Experimental Hydrogen Fueled Dual Mode Scramjet: Choice of Concept and Results of Pre-Flight Tests// AIAA Paper №98-1586, -1998.
147. Strokin V., Crachov V. The Peculiarities of Hydrogen Combustion in Model Scramjet Combustors// Proceedings of XIII International Symposium on Air Breathing Engines ISABE-97-7056. -1997. -P.374-384.
148. Константиновский В.А. Внутрикамерные процессы при горении водорода в сверхзвуковом потоке воздуха: Дис. .канд. техн. наук. -Новосибирск, -1981. -212с.
