Пошук академічних текстів

Інформація × Реєстраційний номер 0823U101326, Дисертація доктора філософії На здобуття Доктор філософії Дата захисту 15-12-2023 Статус Запланована Назва роботи Розробка ефективної системи охолодження камери рідинного ракетного детонаційного двигуна Здобувач Аксьонов Олександр Сергійович, Керівник Золотько Олександр Євгенович Опонент Михайленко Тарас Петрович Опонент Стрельников Геннадій Опанасович Рецензент Мітіков Юрій Олексійович Рецензент Бучарський Валерій Леонідович Опис Один із перспективних напрямків розвитку ракетно-космічного двигунобудування – розробка детонаційних двигунів. Теоретичні розрахунки показують, що вони мають більшу ефективність порівняно з традиційними рідинними ракетними двигунами. Додатковою перевагою детонаційних двигунів є можливість використання простіших конструктивних схемних рішень при проектуванні. На ряду з цим конструкція камери детонаційного двигуна під час роботи піддається значно вищому тепловому навантаженню. Для забезпечення надійної роботи ракетного двигуна на етапі проектування необхідно вирішити низку складних технічних завдань. Однією з пріоритетних задач є розробка системи надійного охолодження камери двигуна. У першому розділі проведено аналіз публікацій за проблематикою дисертації та визначено внесок досліджень інших авторів у розвиток цієї теми. Процес горіння у камері двигуна являється основним механізмом, що визначає її роботоздатність. Розрізняють два основні типи процесу горіння: дефлаграційне (дозвукове) та детонаційне (надзвукове). У більшості сучасних ракетних та авіаційних двигунів, які працюють за циклом Брайтона, згоряння палива відбувається саме у дефлаграційному режимі. Детонаційний двигун – тип двигуна, в якому горіння паливної суміші відбувається у детонаційному режимі. Перед початком розробки системи охолодження необхідно визначити та оцінити рівень теплового навантаження на камеру детонаційного двигуна. У фаховій літературі існує не так багато робіт присвячених дослідженню цієї теми. Тому кожне нове дослідження вносить свій вагомий вклад у розвиток цього питання. Проведено аналіз існуючих способів охолодження камери детонаційного двигуна, серед яких: внутрішнє та зовнішнє повітряне охолодження, внутрішнє завісне охолодження та зовнішнє проточне охолодження. Результати аналізу показали, що для детонаційних двигунів необхідно розробляти та застосовувати нові перспективні способи охолодження. Пошук ефективної системи охолодження камери ракетного детонаційного двигуна – це складна задача, яка потребує комплексного підходу з урахуванням багатьох факторів, які впливають на роботоздатність камери. Другий розділ присвячений дослідженню процесів, що протікають у камері імпульсного детонаційного двигуна. Експериментальне дослідження детонації – це складний процес, який потребує складного високоточного обладнання для отримання достовірних результатів. Тому найкращім способом дослідження детонаційних двигунів є метод математичного моделювання з використанням сучасних пакетів прикладних проблемно-орієнтованих програм. Це спрощує процес дослідження та розробки детонаційних двигунів. Використання інструментів математичного моделювання може допомогти виявити та усунути ряд недоліків перед проведенням фізичного експерименту. Для проведення обчислювального експерименту обраний програмний комплекс Ansys Fluent. Розглядалось застосування k-ε та k-ω моделей турбулентності з їх модифікаціями і finite-rate та eddy-dissipation concept моделей горіння. Використання k-ω моделі турбулентності з SST модифікацією та методу eddy-dissipation concept для процесу горіння дозволяють отримати найближчий до відомих експериментальних даних результат. Інші комбінації моделей не дозволяють отримати результати, що відповідають фізичній картині детонації. Використання запропонованого поєднання розрахункових моделей дозволяє проводити обчислювальні експерименти для подальшого дослідження характеристик процесів, що протікають у камері імпульсного детонаційного двигуна. У ході чисельного дослідження виявлено особливості детонаційної течії, які впливають на процеси теплообміну у камері імпульсного детонаційного двигуна. За фронтом детонації утворюються поперечні хвилі, які сприяють значній турбулізації пристінкового шару. Турбулізація призводить до інтенсифікації теплообміну між продуктами детонації та стінками каналу. Аналізуючи результати моделювання визначено, що процес спорожнення камери починається у той час, коли зворотна хвиля розрідження прямує до тягової стінки. У цей момент починається поступове збільшення швидкості газового потоку у зоні сталих параметрів. Після відбиття хвилі розрідження від тягової стінки відбувається прискорення продукті детонації до рівня місцевої швидкості звуку. У третьому розділі проведено чисельний повний факторний експеримент для дослідження впливу конструктивних параметрів та режимних факторів на роботу камери детонаційного двигуна. Режимним параметром впливу виступав початковий тиск у детонаційній камері. Розглядались такі конструктивні фактори, як відносна довжина камери, відношення площі поперечного перерізу камери до мінімальної площі поперечного перерізу сопла та геометрична ступінь розширення сопла. За р Дата реєстрації 2023-11-16 Додано в НРАТ 2024-01-08 Закрити