Исследованы импульсные характеристики детонационной камеры с эжекторным соплом. Методом компьютерного моделирования определено влияние конструктивных параметров и режимных факторов на импульсные характеристики детонационной камеры с эжектором. За счет присоединения к высоконапорной струе продуктов детонации массы воздуха из окружающей среды существенно увеличиваются тяга двигателя и его экономичность. Проведен сравнительный анализ характеристик кислородно-водородных, кислородно-метановых и кислородно-углеводородных двигателей с эжекторным усилителем тяги. Анализ картины течения позволил выявить циркуляционные зоны в потоке, негативное влияние которых можно уменьшить за счет применения профилированного эжекторного канала.

Використання механізму керування високошвидкісними потоками продуктів детонації, заснованого на створенні у вихідному пристрої двигуна газового середовища контрольованого складу, потребує детального дослідження зміни співвідношення питомих теплоємностей газу в області за фронтом ударної хвилі. Уразі суттєвої різниці між показниками адіабати продуктів детонації та газу в сопловому насадку значною мірою проявляється вплив ефекту хвильової взаємодії. Проаналізовано механізм збудження коливального процесу, зумовленого взаємодією хвиль, відбитих від контактної поверхні та від тягової стінки камери. Внаслідок такої взаємодії на тяговій стінці періодично з'являються піки тиску, які призводять до експериментально спостережуваного збільшення питомого імпульсу тяги детонаційного двигуна. Розглянуто відомі теоретичні моделі, призначені для розрахунку імпульсу тяги детонаційної камери з прямим циліндричним сопловим насадком. Проаналізовано притаманні цим моделям обмеження. Запропоновано нову теоретичну модель, засновану на аналізі процесу турбулентного перемішування продуктів детонації з газом, який заповнює сопловий насадок довільної форми. Математична модель робочого процесу в камері детонаційного двигуна заснована на двовимірних нестаціонарних рівняннях Ейлера. Числове інтегрування системи диференційних рівнянь моделі здійснено з використанням кінцево-різницевої схеми класу ТУБ. Результати числово-теоретичного дослідження відповідають відомим експериментальним даним. Використання нової моделі надає змогу обгрунтовано здійснювати вибір типу та форми соплового насадку для детонаційної камери багаторежимного двигуна, призначеного для роботи за умов, коли параметри навколишнього середовища зазнають суттєвих змін. Наведено приклад практичного застосування одержаних результатів під час розв'язання задачі вибору найкращого з трьох соплових насадків різного типу (прямого циліндричного, високого ступеня розширення та розсувного).

Мета роботи - обгрунтувати можливості підвищення характеристик ракетного двигуна за рахунок застосування системи охолодження камери з міжканальною транспірацією надкритичного кисню. Проведено науковий аналіз процесу теплообміну з використанням пористих матеріалів у тракті охолодження камери ракетного двигуна. При проведенні досліджень використовувалися критеріальні співвідношення для розрахунку коефіцієнтів тепловіддачі до речовини, яка знаходиться у надкритичному стані. Застосовувався метод обчислювального експерименту. Показано, що система охолодження з міжканальною транспірацією надкритичного кисню дозволяє значно інтенсифікувати теплообмін у тракті охолодження камери. При цьому позитивні властивості кисню, що переходить до надкритичного стану, використовуються з максимальною ефективністю. Уточнена методика визначення коефіцієнту тепловіддачі при протіканні охолоджувача крізь пористий матеріал. Вперше запропоновано використовувати надкритичний кисень у системі охолодження з міжканальною транспірацією для підвищення коефіцієнту тепловіддачі та зменшення гідравлічних втрат. Запропоновані нові схемні рішення реалізації системи охолодження. Використання міжканальної транспірації надкритичного кисню дозволить значно підвищити питомий імпульс двигуна, підвищити його надійність, зменшити масу двигунної установки та здійснити перехід до більш досконалих схемних рішень.

При згорянні компонентів ракетного палива у детонаційному режимі тиск продуктів хімічних реакцій у камері ракетного двигуна суттєво збільшується. Ця перевага дозволяє відмовитися від турбонасосної системи постачання палива та здійснити перехід до більш простої та надійної витискної системи. Потужність об'ємного тепловиділення (МВт/літр) детонаційних двигунів на декілька порядків перевищує аналогічний показник авіаційних та ракетних двигунів, які працюють за циклом Брайтона. Висока швидкість вивільнення виділеної енергії в детонаційному режимі надає можливість значно знизити масу, габаритні розміри двигунної установки та підвищити її швидкодію. Завдяки зазначеним перевагам детонаційні камери доцільно застосовувати у складі ежекторних підсилювачів тяги, спільно з турбіною в генераторах електричної потужності космічних літальних апаратів, в гібридному виконанні спільно з турбовентиляторним або турбогвинтовим двигуном і т. ін. Розглянуто особливості детонаційних двигунів (ДД) різних конструктивних схем: однокамерного та багатокамерного імпульсних детонаційних двигунів (ІДД), пульсуючого ДД з ежекторним підсилювачем тяги, гібридного імпульсного ДД та інтегрованої детонаційно-турбінної установки з детонаційною камерою у формі спіралі й з багатокамерним детонаційним пристроєм. У багатокамерному ІДД реалізована можливість багатократного підвищення частоти пульсацій, а у ІДД з ежектором - значного підвищення величини тяги. Заміна у конструкції газотурбінних двигунів традиційних камер детонаційними дозволить за деякими оцінками забезпечити зниження питомої витрати палива від 8 до 10 %. У гібридній детонаційній двигунній установці поєднуються переваги, властиві детонаційному циклу, з позитивними якостями турбокомпресорного. Поєднання ІДД і турбіни дозволяє створити когенераційну установку, у якій турбіну використовують для виробництва електроенергії, а детонаційну камеру - для створення імпульсу тяги. Практична реалізація гібридного імпульсно-детонаційного газотурбінного двигуна та інтегрованої детонаційно-турбінної установки можлива за умов розв'язання двох ключових взаємопов'язаних проблем: послаблення детонаційної хвилі на вході до турбіни та забезпечення необхідного ресурсу роботи підшипників і вала під дією пульсуючого потоку продуктів детонації.

Розглянуто можливі шляхи розв'язання проблеми зменшення засміченості космічних орбіт відокремленими ступенями ракет космічного призначення, серед яких: застосування гальмівної детонаційної двигунної установки; газифікація залишків палива та використання газореактивної системи для створення імпульсу гальмування; продовження роботи основної двигунної установки після розділення ступенів; використання гарпуна для захвату ступеня та паруса для подальшого його гальмування; використання антиракет чи бойових лазерів для руйнування ступеня на орбіті з подальшим спаленням фрагментів ступеня в атмосфері Землі. Для вибору оптимального способу вилучення з орбіти відпрацьованих верхніх ступенів ракет і розгінних блоків застосовано метод арифметичної прогресії, який має певні переваги у порівнянні з класичним методом аналізу ієрархій та вільний від притаманних цьому методу недоліків. Одержано ранжований ряд варіантів розв'язання проблеми за п'ятьма найбільш суттєвими критеріями ефективності та доведено його стійкість. Запропоновано нову принципову схему гальмівної детонаційної двигунної установки. Спалення залишків компонентів ракетного палива у детонаційному режимі надає змогу з максимально можливою ефективністю створювати імпульс тяги, необхідний для відведення відокремленого ступеня ракети з космічної орбіти. Проаналізовано характер залежності гальмівного імпульсу швидкості, швидкості входження відокремленого ступеня ракети-носія до атмосфери Землі, потрібного значення величини питомого імпульсу тяги гальмівної двигунної установки (на прикладі другого ступеня ракети-носія "Зеніт") від кута входження до атмосфери. Одержано нову аналітичну залежність, яка пов'язує величину тяги та питомого імпульсу тяги детонаційного двигуна з визначальними параметрами процесу детонації. Проведено обчислювальний експеримент та здійснено порівняння одержаних результатів з результатами розрахунку питомого імпульсу тяги за допомогою нової формули для паливних композицій на основі кисню, а також з відомими експериментальними даними та даними числового моделювання інших дослідників. Використання результатів дослідження надає змогу здійснювати оперативну оцінку проектних параметрів детонаційного двигуна на етапі розгляду технічних пропозицій.

Предметом дослідження є двигуни, що працюють на детонаційному принципі перетворення енергії робочого тіла. В останні роки спостерігається експоненціальне зростання кількості наукових праць, присвячених детонаційним двигунам (ДД), а найбільш перспективним напрямом є дослідження ДД із ежекторним підсилювачем тяги (ЕПТ). Мета роботи - отримання результатів досліджень визначальних характеристик ДД із ЕПТ. Проведено науковий аналіз робочого процесу імпульсного ДД із ЕПТ; моделювання робочих процесів, які відбуваються в проточній частині двигуна; числову реалізацію математичної моделі та обчислювальний експеримент. Методи: для числової реалізації моделі ДД із ежектором застосовано кінцево-різницеву TVD-схему другого порядку точності. За результатами виконаної роботи на кривих тиску спостерігаються дві області, в межах яких, тиск протягом певного інтервалу часу залишається незмінним (плато тиску). Збільшення довжини ЕПТ призводить до зростання тривалості стадії витікання продуктів детонації з проточної частини двигуна, збільшення приєднаної маси атмосферного повітря та визначає суттєве підвищення питомого імпульсу тяги. Значення імпульсу тяги отримано інтегруванням у часі надлишкового тиску на тяговій стінці. Наукова новизна полягає в наступному. Методом числового моделювання досліджено зміну тиску у часі на тяговій стінці детонаційної камери при використанні циліндричних ЕПТ різної довжини. Отримано значення коефіцієнта тяги ежекторного сопла для стартових умов. Запропоновані дослідження спрямовані на аналіз режиму роботи перспективної двигунної установки та моделювання газодинамічних процесів імпульсного ДД із ЕПТ із метою отримання даних, необхідних для попереднього проектування, розгляду альтернативних проектних варіантів та оперативної оцінки можливих характеристик двигуна з ежектором. Основні переваги двигуна полягають в надвисокій швидкості вивільнення енергії в детонаційному процесі, що призводить до підвищення ккд термодинамічного циклу, спрощенню та здешевленню конструкції, значного виграшу у льотно-технічних характеристиках.