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.

Індекс рубрикатора НБУВ: О651-02

Рубрики:

Ракетні двигуни

Шифр НБУВ: РА444102 Пошук видання у каталогах НБУВ