Обоснование облика энергосиловых установок на основе пульсирующих детонационных двигателей для летательных аппаратов

• Автор: Поршнев, Владимир Александрович
• Шифр специальности: 05.07.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2000
• Место защиты: Саратов
• Количество страниц: 187 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Перечень условных основных сокращений
Введение
Глава 1. Состояние вопроса разработки пульсирующих детонационных
двигателей
1.1. Состояние вопроса пульсирующих детонационных двигателей
1.2. Потенциальные возможности использования процесса детонации
и пульсирующих детонационных двигателей
1.3. Постановка задачи на исследование
Выводы
Глава 2. Основы теории пульсирующих детонационных двигателей
2.1. Сравнительный анализ физических процессов горения и
детонации
2.2. Анализ физических процессов, протекающих в детонационной
камере
2.3. Методика расчёта основных параметров детонационной
волны
2.4. Теоретико-экспериментальная методика расчёта основных
параметров пульсирующих детонационных двигателей
Выводы
Г лава 3. Разработка схемных и технических решений основных элементов и систем пульсирующих детонационных двигателей
3.1. Состав и принцип действия пульсирующего детонационного
двигателя
3.2. Детонационные камеры
3.3. Системы продувки, смесеобразования и подачи
3.4. Система инициирования
Выводы
Глава 4. Разработка схемных и технических решений основных элементов энергосиловой установки, работающей на основе генератора
Гартмана
4.1. Эффекты Гартмана и Шпрингера. Обзор работ
4.2. Инженерная оценка амплитуды и частоты колебаний давления
в резонаторе
4.3. Разработка модели энергосиловой установки, выполненной
на основе генератора Гартмана
Выводы
Глава 5. Экспериментальные исследования моделей пульсирующих
детонационных двигателей
5.1. Разработка экспериментального стенда
5.2. Экспериментальные исследования моделей одиночных
детонационных камер
5.3. Экспериментальные исследования моделей многосекционных детонационных камер ,
5.4. Исследования модели ЭСУ на основе генератора Г артмана путем проведения математического эксперимента и холодных продувок
5.5. Возможные направления использования ПДД
Выводы
Заключение
Список используемых источников
ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ УСЛОВНЫХ СОКРАЩЕНИЙ
БЧ - боевая часть;
ВРД - воздушно-реактивный двигатель;
ВТР - высокоточная ракета;
ГПВРД - гиперзвуковой пульсирующий воздушно-реактивный двигатель; ДВ - детонационная волна;
ДК - детонационная камера;
ДУ - двигательная установка;
ЖРД - жидкостной ракетный двигатель;
ЛА - летательный аппарат;
НИР - научно- исследовательская работа;
НИОКР - научно-исследовательская опытно-конструкторская работа; ПВРД - пульсирующий воздушно-реактивный двигатель;
ПВО - противовоздушная оборона;
ПГС - пневмогидравлическая система;
ПДД - пульсирующий детонационный двигатель;
ПЗП - полузамкнутая полость;
ПРО - противоракетная оборона;
РД - реактивный двигатель;
РДТТ - ракетный двигатель твёрдого топлива;
РПД - ракетно-прямоточный двигатель;
РСУ - реактивная система управления;
СПВРД - сверхзвуковой пульсирующий воздушно-реактивный двигатель; ТВС - топливовоздушная смесь;
ТКС - топливно-кислородная смесь;
ТРД - турбореактивный двигатель;
УВ - ударная волна;
ЧЖ - точка Чепмена-Жуге;
ЭСУ - энергосиловая установка;
NASA - национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства США;
NASP - национальная аэрокосмическая программа США.

?2=s(r4-7;)=V7;.(/‘'~i).
Соответственно этому термический КПД цикла
(2.3)
Анализ полученного выражения (2.3) показывает, что термический КПД цикла с подводом тепла при v=const возрастает с ростом степени повышения давления В и степени изохорного повышения давления Л.
Разница между КПД приведённых выше циклов в множителе
Величина выражения (2.4) всегда меньше единицы, следовательно, КПД цикла процесса детонации больше КПД цикла процесса горения.
Преимущества детонации также видны из сравнения этих циклов при сохранении одинаковых степеней повышения давления (рис.2.9). При одинаковых степенях повышения давления В и верхней температуре Т3, как видно из рис.2.9, отводимое тепло q2V в изохорном цикле будет меньше, а средняя температура отвода тепла Т4' ниже, чем соответственно q2p и Т4! в изобарном цикле. Средние температуры подвода тепла будут примерно одинаковыми. Следовательно, термический КПД цикла с изохорным подводом тепла в этом случае выше, чем с изобарным, т.е. 1)1х, > г]1р, и, следовательно, детонационное горение
более эффективно [39].
Рассмотрим зависимость КПД цикла от коэффициента изохорного повышения давления Л. Из рис.2.9 видно, что увеличение Л приводит к увеличению площади цикла и росту подводимого тепла qI. Кроме того, поскольку изохора идёт значительно круче изобары, то отношение давлений в точках 3' и 4' оказывается более высоким, чем в точках 3 и 4, что увеличивает степень расширения газа в камере при той же степени сжати в компрессоре.
(2.4)
(1-1) '