Дисертація присвячена розробці та обґрунтуванню схемних рішень ракетного двигуна з використанням детонаційного процесу для підвищення енергомасових характеристик установки в цілому. Визначено структуру поля течії компонентів палива в кільцевій детонаційній камері згоряння біля форсуночної головки, яка також впливає на ефективність проходження детонаційного фронту. Проведено комп'ютерне моделювання течії суміші через форсунки різних схем з метою оптимізації за критерієм мінімального масштабу турбулентності, що в свою чергу веде до зменшення часу дифузійного вирівнювання. На основі отриманих даних було зроблено висновок про не можливість забезпечення оптимального для детонації сумішоутворення в існуючих схемах, та запропоновано перехід до форкамери. Розроблено схему детонаційного ракетного двигуна з ініціацією імпульсів ротаційною детонацією. На її основі розроблено пристрій допалювання відпрацьованого турбінного газу в детонаційному режимі для двигуна типу РД861К. Проведено експериментальні випробування на моделях елементів цього пристрою для верифікації технічних рішень. Розроблено твердопаливний шнуровий детонаційний двигун для відведення стулок головного обтікача, що відділяється від ракети при польоті в приземних щільних шарах атмосфери з надзвуковою швидкістю. В результаті комп'ютерного моделювання виявлено особливості обтікання стулок набігаючим потоком, що сприяють процесу їх розділення і відведення. Проведено експериментальні дослідження паливних композицій на основі нітрату гідроксиламонію, що можуть використовуватись для детонаційних пристроїв в ракетній техніці.

Постачальник даних: УкрІНТЕІ (Український Інститут науково-технічної експертизи та Інформації)

  Завантажити автореферат