Викладено теоретичні основи процесів і алгоритми термодинамічного розрахунку та вибору основних параметрів осьових і відцентрових компресорів авіаційних газотурбінних двигунів. Розглянуто положення теорії лопаткових компресорних машин, порядок використання розрахункових програм, а також запропоновано основні правила заповнення файлів даних і позначення результатів розрахунку у вихідному файлі.

Розглянуто теоретичні засади процесів та алгоритми термодинамічного розрахунку різних типів газотурбінних двигунів. Описано порядок роботи з клавіатурою та монітором, а також основні правила застосування навчальних програм.

Рассмотрены теоретические основы процессов и алгоритмы термодинамического расчета разных типов газотурбинных двигателей. Изложены порядок работы с клавиатурой и монитором, а также основные правила применения учебных программ.

Для математического моделирования процессов в газоструйном эжекторе использована математическая модель, адаптированная для расчета течения во внутреннем пространстве комбинированного двигателя. Основой построения конечноразностной модели являются уравнения невязкого сжимаемого газа, представленные в интегральной форме. Разностная модель построена на основе метода конечных объемов. Проведено сравнительное исследование на основе используемых математических моделей с различной конфигурацией ячейки разбиения с экспериментальными данными.

Изложены результаты теоретических исследований влияния угла непараллельности истечения струи из сопла ступени жидкостного реактивного двигателя на тяговую характеристику ракетно-прямоточного двигателя. Применена классическая осесимметричная конструктивная схема проточной части.

Проанализированы некоторые особенности согласования основных параметров сверхзвукового воздухозаборника и жидкостной ракетной ступени комбинированного, ракетно-прямоточного двигателя.

Изложены результаты экспериментальных и теоретических исследований систем подачи топлива в камеру сгорания ЖРД и РПД на основании центробежных насосов с пористыми кольцами. Определены диапазоны возможного дросселирования двигателя. Предложен параметр устойчивости подачи жидкости.

Представлены результаты теоретических и экспериментальных исследований динамических радиальных уплотнений для агрегатов систем подачи топлива двигателей летательных аппаратов. Рассмотрены математические модели динамических пористых уплотнений агрегатов питания тепловых двигателей, методы решения и сравнение расчетных результатов с результатами экспериментальных исследований. Показана адекватность расчетных моделей.

Представлены результаты теоретических исследований подвода воздуха в комбинированном ракетно-прямоточном двигателе. Рассмотрены модели подвода воздуха в двигатель при различном числе воздухозаборников и переменном угле воздушного канала. Моделирование рабочего процесса в комбинированном ракетно-прямоточном двигателе выполнено путем решения системы уравнений Навье-Стокса описывающих течение вязкого сжимаемого газа, методом конечных объемов. Показана адекватность расчетных моделей.

Изложены результаты теоретических исследований системы подачи воды в закритическую часть реактивного сопла и ее испарение в комбинированном гидрореактивном ракетном двигателе. Предложен поход к определению оптимального расхода воды, подаваемой в закритическую часть сопла реактивного двигателя торпеды. В качестве критерия оптимума используется максимальное значение тяги двигателя.

Цель работы - экспериментально исследовать факторы и параметры интегрированной в камеру сгорания системы подачи компонентов топлива с пористыми распылителями, влияющих на границы устойчивой подачи компонентов на режимах дросселирования ракетного двигателя в камеру сгорания с противодавлением. При проведении исследований использовались методы физического моделирования, основанные на фундаментальных законах гидромеханики, теории подобия и планирования физического эксперимента, с использованием общепринятых методов обработки результатов измерений. Исследованы срывные характеристики насосных агрегатов с пористыми распылительными кольцами, установленные на периферийном диаметре рабочего колеса насоса, подающих жидкость в камеру с противодавлением. Определены границы устойчивых режимов подачи жидкости в зависимости от характеристик пористых колец, массового расхода жидкости и частоты вращения ротора. Определены зависимости границ срывных режимов подачи жидкости системой питания с использованием пористых распылителей, установленных на периферии рабочих колес насосов в камеру с противодавлением от пористости распылительных устройств и частоты вращения ротора насоса. Полученные результаты позволяют создавать насосные агрегаты для ракетных двигателей с глубоким дросселированием по расходу, а также обеспечивается возможность плавного уменьшения тяги ракетного двигателя путем уменьшения расхода, что в свою очередь позволяет более рационально использовать топливо на борту летательного аппарата.

Мета - розробка наукових основ проектування комбінованих ракетних двигунів з інтегрованою системою постачання палива в камеру згоряння з пористими елементами, дослідження основних закономірностей внутрішньокамерних процесів, що протікають, визначення механізмів впливу на них, зокрема плавним, глибоким дроселюванням, пошуку шляхів підвищення їх тяги, дальності використання апаратів, зменшення вартості використання апарата, за допомогою методів математичного й фізичного моделювання, засновані на фундаментальних законах гідромеханіки, теорії подібності та планування фізичного експерименту, з використанням загальноприйнятих методів обробки результатів вимірів, порівняльного аналізу результатів математичного моделювання з результатами натурних експериментів і досліджень комбінованих ракетних двигунів і агрегатів систем постачання компонентів палива. Уперше сформульовано та вирішено проблему зі створення наукових основ проектування комбінованого ракетного двигуна з інтегрованою в камеру згоряння системою постачання компонентів палива на основі пористих кілець, з можливістю плавного глибокого дроселювання з тяги, як єдиної функціональної структури. Розроблено схеми і метод дроселювання ракетної ступені комбінованого ракетного двигуна, які дають змогу здійснювати глибоке, плавне дроселювання з тяги. Встановлено вплив пористості пористих кілець у складі насосу, на глибину дроселювання камери згоряння двигуна, та величину зони зриву постачання. Доведено доцільність використання параметру стійкості для оцінки стійкого постачання компонентів палива в камеру з протитиском системою постачання, яка інтегрована в камеру згоряння комбінованого ракетного двигуна, сформульовано його фізичний зміст. Визначено межі повного випаровування води у високошвидкісних, високотемпературних потоках, а також встановлено залежність, що дає змогу визначити її раціональну витрату, в комбінованих ракетних двигунів для апаратів водного використання. Експериментально визначені мінімальні значення абсолютної швидкості і перепаду статичного тиску газового потоку для умов повного випаровування рідини в ньому. Вперше отримані характеристики гідрореагуючих рідинних і твердих палив залежно від коефіцієнта співвідношення компонентів палива, які створюють науково-технічну основу проектування комбінованих ракетних двигунів з інтегрованою в камеру згоряння системою постачання компонентів палива. Експериментально встановлено зв'язок вібрацій корпусу турбонасосного агрегату і пульсацій тиску на виході з робочих коліс системи постачання компонентів палива з лопатковою частотою та її гармоніками. Доведено, що використання в робочих колесах насосів на виході пористих кілець призводить до зниження вібрацій корпусу і пульсацій тиску. Використання пористих елементів у радіальних динамічних ущільненнях турбонасосних агрегатів постачання компонентів палива дозволяє повністю усунути витікання рідини на розрахунковому режимі. Використання пористих елементів на периферії насосів систем постачання компонентів палива дало змогу підвищити ККД і напір насосів. Отримано залежності маси основних елементів комбінованих ракетних двигунів з інтегрованою в камеру згоряння системою постачання компонентів палива від схеми двигуна активного ступеня, тиску в камері згоряння і його тяги, що дозволяє на етапі ескізного проектування уточнити і прискорити процес узгодження параметрів літального апарата і двигуна.