Розроблено групу нестаціонарних комплексно-сполучених моделей мотокомпресорних повітряно-реактивних двигунів малих тяг (МК ПРД МТ) для легких безпілотних літальних апаратів з високою дозвуковою швидкістю польоту. Побудовано принципово нову схему МК ПРД МТ на основі двоблочного вільнопоршневого генератора газу з кривошипно-шатунною синхронізацією. Зазначено, що комплексно-сполучені моделі складаються з цілісних підмоделей всього газоповітряного тракту, граничні умови яких визначаються динамікою рухомих агрегатів. На підставі використання графічної оболонки, що відображає в масштабі реального часу фази робочого процесу у вигляді миттєвих станів фізичних полів та положень рухомих частин двигуна одержано віртуальний образ об'єкта моделювання. На базі методу особливостей уніфіковано групу розроблених моделей. Запропоновано універсальний метод числового розв'язання системи рівнянь моделі даного типу на основі принципу декомпозиції та модифікованої скінченно-різницевої схеми С.К.Годунова. З урахуванням умови досягнення прийнятного компромісу між змістовністю та ресурсоємністю побудовано технологію числових досліджень. Встановлено можливість використання запропонованих універсальних моделей та методів числової реалізації для вивчення робочого процесу в традиційних двотактних двигунах у складі гвинтомоторної силової установки. Виконано прогнозування висотношвидкісних характеристик МК ПРД МТ у широкому діапазоні змінних параметрів польоту. Наведено порівняльні оцінки дво- та одноконтурної схем МК ПРД МТ, одержано циклограми тяги та індикаторні діаграми процесів робочих і компресорних циліндрів.

Описаны методы и показатели эффективности использования выхлопных газов в комбинированных двигателях внутреннего сгорания (ДВС). Приведены характеристики ДВС и методики согласования характеристик узлов комбинированного двигателя. Рассмотрены рабочие процессы в ряде ДВС особых конструкций. Представлены методики расчета теплового баланса в ДВС, общие сведения и методики расчета циклов двигателей Стирлинга, паротурбинных и бинарных силовых установок. Описаны преимущества и недостатки паровых машин. Раскрыто влияние изменений предельных параметров пара на к.п.д. цикла Ранкина. Внимание уделено комбинированным парогазотурбинным установкам, в частности с МГД-генератором.

Предложена технология опережающих численных исследований рабочего процесса в ракетном двигателе твердого топлива. Технология содержит в себе генератор сеток из среды твердотельного проектирования, газотермодинамическую пространственную модель, метод численного решения системы уравнений модели и средства программной реализации. Приведены результаты верификации технологии численного эксперимента путем их сравнения с результатами натурных испытаний на специальном огневом стенде.

Індекс рубрикатора НБУВ: О651.12-01

Рубрики:

Ракетні двигуни твердого палива

Шифр НБУВ: Ж69605 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Представлен метод получения оценок транспортного и скоростного совершенства аэродинамических летательных аппаратов на основании общих подходов теории размерности и подобия. Приведены примеры анализа тенденций развития основных подклассов аэродинамических транспортных систем и алгоритм формирования облика летательного аппарата на основе предложенных критериальных оценок.

Представлен метод получения оценок транспортного и энергетического совершенства летательных аппаратов с баллистическими и орбитальными траекториями полета на основании общих подходов теории размерности и подобия. Приведены примеры анализа тенденций развития обозначенного класса объектов на основе предложенных критериальных оценок.

Представлен метод получения оценок транспортного и энергетического совершенства аэродинамических и аэробаллистических летательных аппаратов с жидкостными ракетными двигательными установками на основе общих подходов теории размерности и подобия. Приведены примеры анализа тенденций развития крылатых ракет, зенитных управляемых ракет, авиационных управляемых ракет, ракетных истребителей и экспериментальных ракетопланов на основе предложенных критериальных оценок.

Разработана технология опережающих исследований рабочего процесса наземных пусковых устройств инерционного типа, включающая в себя физико-математическую модель, метод численного решения системы уравнений модели и средства программной реализации. Приведены результаты численных исследований в следующей форме: индикаторные диаграммы, цветовые карты. Состояние моделируемого объекта, как механической системы, отображено актуальным состоянием его упрощенного твердотельного образа. Продемонстрированы содержательные возможности метода прогнозирования, применяемого на начальных стадиях НИОКР.

Приведена методика получения оценок транспортного совершенства беспилотных летательных аппаратов воздушного старта на основании общих подходов теории размерности и подобия. Представлен анализ графических результатов исследования.

Приведен сопоставительный анализ двухступенчатых беспилотных летательных аппаратов (2С БЛА) с целью систематизации обширного многообразия технических решений в данной сфере. Оценка транспортного совершенства получена на основании общих подходов теории размерности и подобия. Проведен структурный анализ сложившейся ситуации в сфере 2С БЛА, выявлены основные тенденции развития данного направления. Представлены результаты исследования в виде графического материала. Применение методики представляется целесообразным для корректировки ранних стадий проектирования 2С БЛА.

Приведены оценки по выбору оптимальной транспортной системы (ТС) с помощью разработанной методологии сравнения энергетического совершенства процесса выведения беспилотных летательных аппаратов (БЛА) аэродромного старта на основании общих подходов теории размерности и подобия. На основании представленного анализа графических результатов исследования освещена ситуация в классе БЛА аэродромного базирования. Выявлены приоритетные направления аэрокосмической техники, в которых происходит актуальное развитие ТС данного класса. Изложены основные направления практического применения методики.

С целью интенсификации начальных этапов проектирования наземных пусковых устройств (НПУ) легких беспилотных летательных аппаратов предложены модель и метод расчета основных термогазодинамических и механических характеристик пневматического НПУ. Результаты численных исследований приведены в виде временных срезов 3D-расчетной области. Отмечено преобладающее влияние волновых факторов на работу НПУ. Сделано заключение о возможности усовершенствования рабочего процесса пневматической катапульты путем использования устройства, изменяющего закон тягового усилия.

На основании теории размерности и подобия получены критерии транспортного и скоростного совершенства авиационных средств поражения (АСП) дистанционного применения. В виде графического материала представлены результаты применения правила норм на множестве АСП. Изложен сопоставительный анализ технических решений АСП в критериальном пространстве, а также выявлены приоритетные направления аэрокосмической техники, в которых происходит актуальное развитие транспортных систем данного класса. Показано, что предложенные критериальные оценки дают основания пересмотреть место и роль планирующих авиабомб в классе АСП.

Приведены результаты численных исследований траекторного процесса летательного аппарата (ЛА) интегральной схемы "крыло - эжектор" (КЭ) со встроенным в несущий фюзеляж эжекторным прямоточным двигателем в фазе набора высоты и скорости с учетом экрана. Показана комплексная картина процесса внешнего и внутреннего обтекания с учетом взаимодействия с поверхностью и факторов динамики полета: физические поля основных параметров и эволюция вихревых структур. Получены интегральные характеристики процесса старта. Приведены оценки влияния масштабного фактора на характеристики рабочего процесса ЛА КЭ.

Рассмотрен комплекс динамических и кинематических факторов процесса набора высоты и скорости летательного аппарата (ЛА) схемы "крыло-эжектор" (КЭ), в которой траекторное поддержание обеспечивается с использованием принудительной циркуляции, создаваемой эжекторным прямоточным двигателем, встроенным в несущий фюзеляж. Представлены априорные оценки траекторных свойств (подъемной и тяговой составляющей газодинамической силы, компонент вектора скорости движения центра масс, перегрузки и др.), обеспечивающие функциональную идентификацию ЛА КЭ. Проанализировано влияние масштабного фактора на траекторные свойства ЛА КЭ.

Представлена малоресурсная пространственная подмодель нестационарного рабочего процесса в турбореактивном двигателе (ТРД), выстроенная по принципу аппликации особенностей типа источник-сток (ИС) массы, импульса и энергии. Зоны течений в решетках турбомашин воспроизводятся по схеме несущего диска с непрерывно распределенными по объему системами ИС импульса и энергии (только для рабочих колес). Для отображения топологических свойств контрольного объема используются системы твердотельных и направляющих масок, импортируемых из среды проектирования. Имитация процесса горения топливовоздушной смеси осуществляется системами источников энергии, стоков концентрации горючего и источников концентрации продуктов сгорания. Для моделирования кинетики применяется смешанная эйлерово-лагранжева система координат, обеспечивающая слежение за траекторией химически реагирующих частиц с учетом энергетических факторов эволюционного процесса. Подмодель ТРД предназначена для инкорпорирования в комплексную траекторную модель летательного аппарата интегральной компоновки.

Рассмотрена проблематика запуска беспилотного летательного аппарата с помощью систем минометного старта. Определены параметры пускового устройства, позволяющего реализовать разгон летательного аппарата на минимальном участке направляющей. Проведен анализ формообразования зарядов твердого топлива для обеспечения заданной величины прогрессии закона горения. Представлен проектный инструментарий для численного исследования рабочих процессов в системах старта данного типа. Численным экспериментом получены оптимальные интегральные характеристики устройства, а также поля газотермодинамических параметров в тракте расширительной машины катапульты.

Предложены функциональные зависимости для нахождения истиной удельной изобарной теплоёмкости ср основных компонент воздуха и продуктов сгорания углеводородных топлив (азота, кислорода, углекислого газа, водяного пара, аргона) как функции температуры и давления в широком диапазоне температур и давлений с учетом эффекта термической диссоциации на основе обработки экспериментальных данных, полученных другими авторами. Функции представляют собой сложные полиномиальные зависимости, тем не менее, удобные для практических термогазодинамических расчетов типа "подставляем в формулу температуру и давление и получаем теплоёмкость газа ср". Степень диссоциации любого газа, согласно правилу Дюгема для полной вариантности закрытой термодинамической системы, однозначно определяется двумя его параметрами, в данном случае, его температурой и давлением, таким образом, величина истиной теплоёмкости диссоциированного газа также детерминирована для заданных Т и р. Данное обстоятельство позволило авторам статьи, имея табличные данные cp = f(T, р), при получении аналитических выражений избежать громоздких расчетов, связанных с решением системы уравнений химической кинетики с привлечением констант химического равновесия, которые, в свою очередь, также являются эмпирическими величинами. В работе предложена методика преобразования двумерных массивов, представляющих собой эмпирические значения истинных удельных изобарных теплоёмкостей компонент воздуха и продуктов сгорания газотурбинных двигателей, в функцию двух переменных, сводящаяся к нахождению уравнения сплайн-поверхности, проходящей через массив заданных точек. Представлены различные варианты аналитических зависимостей истинной удельной изобарной теплоемкости для вышеперечисленных веществ, полученные на основе предложенной методики в зависимости от диапазона температур и давлений: удаление от критической точки позволяет существенно упростить эти зависимости. Произведена верификация полученных зависимостей для различных диапазонов температур и давлений, проанализированы относительные погрешности ср.