Экспериментальное исследование процессов воспламенения и горения в модели ГПВРД в импульсных установках тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат физико-математических наук Бай Ханьчэнь

• Бай Ханьчэнь
• кандидат физико-математических наук
• 2003

Оглавление диссертации кандидат физико-математических наук Бай Ханьчэнь

Перечень основных обозначений.

Введение.

Глава 1. Обзор литературы по исследованию ГПВРД.

Глава 2. Оборудование и методика испытаний.

2.1. Модель ГПВРД.

2.2. Экспериментальные установки.

2.3. Методы исследования.

Глава 3. Газодинамика течения в тракте модели без горения.

3.1. Распределение давления в канале воздухозаборника.

3.2. Интегральные характеристики воздухозаборника.

3.3. Распределения давления и течение в канале полного двигателя.

Глава 4. Характеристики прямоточного двигателя в режиме сверхзвукового горения.

4.1. Распределения давления в канале двигателя при горении топлива

4.2. Распределения чисел Маха на выходе из камеры сгорания и сопла.

4.3. Тепловые потоки в канале при горении топлива.

4.4. Влияние коэффициента избытка топлива.

4.5. Весовые испытания полной модели двигателя.

4.6.Определение полноты сгорания углеводородных топлив и термодинамический анализ процесса.

4.7. Испытания двигателя на водороде.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Экспериментальное исследование процессов воспламенения и горения в модели ГПВРД в импульсных установках»

Разработка и исследование гиперзвукового прямоточного воздушно- . реактивного двигателя (ГПВРД) различных типов проводятся уже более 40 лет [1,2]. За это время достигнут большой прогресс в этой области и накоплено большое количество теоретических и экспериментальных данных, которые относятся к различным аспектам работы двигателя и его элементов [3-5]. Сформировались теоретические методы оценки эффективности ГПВРД и летательного аппарата в целом [6-7]. Последние достижения в разработке ГПВРД показали техническую возможность создания и экономическую эффективность его применения для гиперзвукового транспортного самолета, включая транспортные системы с ГПВРД для доставки груза на орбиту [8] . Вместе с этим достигнуто понимание, что разработка и испытание силовой установки гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) является ключевой проблемой при реализации гиперзвуковых полетов [9-10]. Актуальность исследований ГПВРД подтверждают национальные и международные программы, которые реализуются в США [11-12], Европе [13-14], России [15-16], Японии [17-18].

Развитие современной вычислительной техники и методов вычислений позволяет проектировать ГПВРД различной конфигурации и назначения, понять и объяснить многие физико-химические процессы и газодинамические процессы в ГПВРД, определить его эффективность и предсказать влияние двигателя на характеристики летательного аппарата (ЛА) [19,20]. Но сложная трехмерная структура внешнего и внутреннего течения, наличие химических процессов, отрыва и присоединения пограничного слоя на внешних и внутренних поверхностях и т.п. не позволяют определить и достаточно надежно предсказать характеристики двигателя и аппарата. Практически во всех случаях существуют трудности при расчете камеры сгорания даже для двигателя с водородным топливом. Применение углеводородных топлив сильно усложняет задачу ввиду существенно более сложной схемы химических реакций. Это приводит к необходимости использования приближенных методов и моделей. Во всех случаях расчетные методы требуют экспериментальной проверки [21].

Не меньшие трудности возникают при экспериментальных исследованиях процессов в элементах ГПВРД в наземных условиях. Прежде всего, эти трудности связаны с необходимостью проведения испытаний в аэродинамических трубах и установках с высоким уровнем параметров торможения (чисел Маха и Рейнольдса, температуры или энтальпии). Испытания в наземных условиях не могут обеспечить достоверность результатов по ряду вопросов вследствие отличия экспериментальных условий и моделей от летных. Основные причины неопределенности состоят во влиянии индуцированной начальной турбулентности, наличия загрязнения в виде N02, НгО, пыли и других добавок, влияние неадекватного пограничного слоя на входе в воздухозаборник и т.п. Поэтому особое внимание приобретает правильный выбор типа экспериментальной установки и сопоставление результатов, полученных в различных трубах с данными летных испытаний [2123].

В настоящее время решены многие принципиальные проблемы создания гиперзвуковых аппаратов. Однако в этой области существует ряд проблем, решение которых позволит более рационально определить конфигурацию аппарата и его силовой установки. Среди этих проблем основной является создание прямоточного двигателя со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания (ГПВРД).

Известно большое число работ, в которых подтверждена возможность реализации сверхзвукового горения водорода в камере сгорания ГПВРД. Обзор этих исследований можно найти, например, в [7,24]. Было показано, что самовоспламенение и стабилизация горения водорода могут быть достигнуты относительно простыми средствами даже при спутной подаче водорода [24]. Подача водорода под небольшими углами или по нормали к стенке позволяет обеспечить устойчивое горение с высоким уровнем полноты сгорания вплоть до значений 0.95 и обеспечивает низкое сопротивление при гиперзвуковых скоростях полета [25,26,27].

Вместе с этим известно, что при низких гиперзвуковых скоростях более эффективным будет использование углеводородного топлива [2], включая режим работы двигателя при сверхзвуковой скорости в камере сгорания (М=4-6). Несмотря на низкую по сравнению с водородом теплотворную способность, углеводородные топлива дешевы и удобны в использовании, а их объемная теплотворная способность выше, чем у водорода. Основная сложность использования углеводородов состоит в более сложной схеме. смешения, воспламенения и стабилизации горения в камере сгорания ГПВРД. Задача особенно усложняется при использовании жидкого керосина, поскольку процесс подготовки рабочей смеси должен включать распыление и испарение жидкого керосина. Другая трудноразрешимая проблема состоит в большой задержке воспламенения углеводородных топлив, которая определяется структурой их молекул. Решение этой проблемы может быть в искусственном поджиге и/или увеличении температуры потока в камере сгорания. Стремление к обеспечению самовоспламенения углеводородного топлива может привести к неоправданному увеличению длины камеры сгорания [28].

В этих условиях особое значение приобретает необходимость комплексных исследований двигателя для того, чтобы понять реализуемость сверхзвукового течения в канале двигателя и взаимное влияние его элементов. Только на таких моделях появляется возможность получить интегральные характеристики двигателя (тягу, сопротивление), если удается обеспечить условия испытаний, близкие к условиям полета. С этой точки зрения наиболее привлекательными являются установки кратковременного действия -ударные и импульсные [29-31]. Такие установки позволяют получить высокие параметры потока при относительно невысокой стоимости испытаний.

Таким образом, исследование силовой установки гиперзвукового летательного аппарата является актуальной и сложной задачей и представляет интерес с теоретической и практической точек зрения. Особенно важны исследования полной модели двигателя в условиях, близких к условиям реального полета. Особый интерес представляет изучение возможности использования углеводородных топлив, в частности керосина, при полетах с большими скоростями, а также испытания двигателя в наземных условиях.

Цели настоящей работы состояли в исследовании воспламенения и стабилизации горения жидкого керосина в короткой камере сгорания полной модели ГПВРД и получение эффективной тяги на модели двухрежимного двигателя в установках импульсного типа, а также сравнение результатов испытания модели полного двигателя на керосине и водороде в различных импульсных трубах.

Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Бай Ханьчэнь

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Проведенные экспериментальные исследования полной модели гиперзвукового двигателя со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания в диапазоне чисел Маха от 3 до 6 в трубе длительного действия и при числах Маха 5 и 6 в импульсной трубе позволяют сделать следующие выводы:

1. Впервые проведено исследование модели ГПВРД на керосине в импульсной аэродинамической трубе с длительностью режима 100-^120мс при параметрах потока близких к полетным. Кратковременность режима трубы не препятствует изучению процессов и явлений в полном двигателе, включая измерения сил и моментов, а также оптимизации силовой установки.

2. Для реализации эффективного сверхзвукового горения холодного керосина необходимо использовать пилотный водородный факел. Для воспламенения жидкого керосина в короткой камере сгорания необходимо подавать водород с массовой долей не менее 3%.

3. Горение керосина происходило при сверхзвуковой скорости потока с полнотой сгорания на уровне 0.8-И).9. Тепловое запирание на выходе из камеры сгорания происходило при коэффициенте избытка керосина 0.85 для Моо=5 и 0.95 для Мю=6.

4. При горении керосина происходило существенное увеличение давления (в 4-6 раза) и тепловых потоков (в 3-4 раза) в канале двигателя. Этот результат подтверждает интенсивное горение в канале двигателя и возможность реализации процесса горения в относительно короткой камере сгорания. В этих условиях при числах Маха 5 и 6 была получена положительная (эффективная) тяга. Коэффициент внутренней тяги (разность с горением и без него) при числе Маха 5 составлял Ся= 0.56 и при числе Маха 6 Ск=0.74.

5.Увеличение коэффициента избытка керосина должно сопровождаться соответствующим увеличением коэффициента избытка водорода, что приводит к уменьшению времени розжига, увеличению тяги и коэффициента избытка керосина при срыве горения (с Рк~1-1 до |3К= 1.2).

6. Горение топлива приводит к значительному росту донного давления на уступе. Вклад уступа в тягу модели двигателя может достигать 15%.

7. Результаты измерения характеристик воздухозаборника подтвердили реализацию расчетной схемы течения, их хорошее соответствие с расчетом и со стандартом для нерегулируемых воздухозаборников. Интенсивное горение не влияло на работу воздухозаборника, что подтверждает правильность выбора изолятора.

8. Подача водорода с пилонов навстречу потоку обеспечивает наиболее интенсивное горение. При коэффициенте избытка водорода близком к 1.0 происходит резкое изменение тенденции роста тяги вследствие интенсификации горения.

9. Сравнение коэффициентов внутренней тяги показало, что результаты при горении водорода и керосина в основном совпадают. Это совпадение подтверждает надежность результатов испытания в высокоэнтальпийных импульсных трубах.

Список литературы диссертационного исследования кандидат физико-математических наук Бай Ханьчэнь, 2003 год

1. Curran Е. Т. Scramjet Engines: The first forty years.-- Journal of Propulsion and Power, 2001,Vol. 17, No.6, November-December.

2. Жданов В. Т., Фейман М. И., Курилкина П. И. Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД).— обзор ЦАГИ, 1968, № 238.

3. Курзинер Р. И. Реактивные Двигатели для Больших Сверхзвуковых Скоростей Полета. — «Машиностроение», 1989.

4. David L. К. Design considerations for combined air-breathing-rocket propulsion system.—AIAA-90-5216, 1990.

5. Billig F. S. Research on supersonic combustion. -- Journal of Propulsion and Power. 1993. V.9, №4. pp.515-521.

6. Зуев В. С., Макарон В. С. М. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. ~ «Машиностроение», 1971.

7. Curran Е. Т. and Murthy S.N.B. Scramjet propulsion. — Progress in Astronautics and Aeronautics, 2001,Volume 189.

8. Gustafson M. D., Livingston J. W. An approach toward the realization of airbreathing hypersonic systems. AIAA-02-5142, 2002.

9. Tishkoff J. M., Drummond J. Ph., Edwards T. and Nejad A. S., Future direction of supersonic combustion research: Air Force/NASA workshop on supersonic combustion. AIAA-97-1017, 1997.

10. McClinton C. R., Andrews E. H., and Hunt J. L. Engine development for space access: past, present and future.-—ISABE-01-1074, 2001.

11. Andrews E. H. Scramjet development and testing in the United States.— AIAA-01-1927, 2001.

12. Kazmar R. R. Hypersonic propulsion at Pratt&Whitney -Overview.— AIAA-02-5144, 2002.

13. Novelli Ph., Koschel W. JAPHAR: A joint ONERA-DLR research project on high speed airbreathing propulsion.—ISABE-99-7091, 1999.

14. Falempin F. French activities in hypersonic airbreathing propulsion status and perspectives.—ISABE-01-1073, 2001.

15. Chepkin Dr. V. New generation of Russian aircraft engines conversion and future goals.—ISABE-99-7042, 1999.

16. Ogorodnikov D. A., Vinogradov V. A., Shikhman Yu. M. and Strokin V. N. Russian research on experimental hydrogen-fuled dual-mode scramjet: conception and pre flight test.—Journal of Propulsion and Power, 2001, Vol.17, No.5, September-October,.

17. Yatsuyanagi N. and Chinzei N. Status of scramje.t engine research at NAL. — Proceedings of the 20th International Symposium on Space Technology and Science, 1996, pp.51-57.

18. Chinzei N. Research activities on scramjets at NAL-KRC in Japan.— ISABE-01-1075, 2001.

19. Bezgin L., Gouskov O., Kopchenov V., Laskin I. CFD support of the development of hypersonic flight laboratory and model scramjet.—AIAA-02-5125,2002.

20. Ebrahimi H. B. An overview of computational fluid dynamics for application to advanced propulsion systems.—AIAA-02-5130, 2002.

21. Erdos J. I. On the bridge from hypersonic aeropropulsion ground test data to flight performance.—AIAA-98-2494, 1998.

22. Erdos J. I. Ground testing abilities, inabilities and options for scramjet development.—AIA A-97-3 020, 1997.

23. Marren D., Lewis M. and Maurice L. Q. Experimentation, test, and evaluation requirements for future airbreathing hypersonic systems.— Journal of Propulsion and Power, 2001, Vol.17, No.6, November-December.

24. Баев В. К., Головичев В. И., Третьяков П. К. и т.д., Горение в сверхзвуковом потоке, — М. Наука, 1984.

25. Baranovsky S.I., Davidenko D.M., Konovalov I.V., and Levin V.M. Experimental study of the hydrogen supersonic combustion . 9th World Hydrogen Conference Paris, 1992, pp. 699-1708.

26. Sabel'nikov V.A., Voloshchenko O.V., Ostras V.L., Sermanov V.N. and Walter R. Gasdynamics of hydrogen-fueled scramjet combustors. AIAA-93-2145, 1993.

27. Northam G.B., Greenburg I. and Byington C.S. Evaluation of parallel injector configuration for supersonic combustion. AIAA-89-2525, 1989.

28. Третьяков П.К., Бруно К. Особенности горения керосина в сверхзвуковом потоке. -- ФГВ, 1999, №3, сс. 35-42.

29. Баев В.К., Шумский В.В., Ярославцев М. И. Некоторые методические аспекты исследования газодинамических моделей с тепломассоподводом в импульсной аэродинамической трубе. — ФГВ, 1997, №5.

30. Latypov A. F., Yaroslavtsev М. I., Zudov V. N. Application of pulse tube for the test of the engines of hypersonic aircraft.-- International congress on instrumentation in aerospace simulation facilities, 1995, CH 3482-7,pp. 51.1-51.6.

31. Le J. L. Pulse Facility and its application in Scramjet research.—AIAA-02-5165,2002.

32. Le J.L., Zhang Z.C., Bai H.C., Goldfeld M.A., Nestoulia R.V., Starov A.V. Preliminary investigation of full model of two-mode scramjet.-- Journal of thermal science, 2001, Vol.10, No.2.

33. LeJ.L., Zhang Z.C., Bai H.C., Goldfeld M.A., Nestoulia R.V., Starov A.V. Methodical aspects of investigation of kerosene ignition and combustion in scramjet model. ICMAR, Novosibirsk, 2002.

34. Bai H.C., Le J.L., et al. An experiment investigation of hydrogen fueled dual-mode scramjet model at M6. — Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2002, Vol.16, No.4, September, (in Chinese).

35. Bai H.C., Le J.L., et al. An experiment investigation of hydrogen self-ignition and combustion in a dual-mode scramjet model at Мб. ~ Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, January, 2003, №1 (in Chinese).

36. Jle Д. JL, Бай X. Ч., Мишунин А. А., Старов А. В. Исследование горения жидкого и газообразного топлив в сверхзвуковой камере сгорания. ФГВ, 2003, № 3.

37. Гурылев В.Г., Старухин В.П., Куканова Н.И. Воздухозаборники силовых установок и гиперзвуковых скоростей полета. — Обзор ЦАГИ, 1972, №375.

38. Гурылев В.Г., Старухин В.П., Полишук Г.И. Воздухозаборники высокоскоростных летательных аппаратов, 4.1. Воздухозаборники комбинированных силовых установок перспективных и гиперзвуковых скоростей полета. — Обзор ЦАГИ, 1984, №643.

39. Гольдфельд М. А. Экспериментальные исследования пространственных воздухозаборников для больших сверхзвуковых скоростей полета. — Препринт № 13-92, Новосибирск, 1992.

40. Goldfeld M.A. An experimental investigation of 3D intakes for high supersonec flight speeds. Engine-Aerframe Integration, 1996, 10-11 October, Bristol, UK, the Royal Aeronautical Society, pp. 3.1-3.13.

41. Гольдфельд M. А., Старов А. В., Виноградов В. A., Экспериментальные исследования трехмерного воздухозаборника модуля ГПВРД. — Теплофизика и аэромеханика, 2000, том 7, № 4.

42. Гурылев В.Г., Старухин В.П., Полишук Г.И. Воздухозаборники высокоскоростных летательных аппаратов.—Обзор ЦАГИ, 1985, №658.

43. Waltrup P.J. Upper bounds on the flight speed of hydrocarbon-fiieled scramjet powered vehicles. ISABE-99-7093, 1999.

44. Hawkins W.R., Marquart E.J. Two-dimensional generic inlet unstart detection at mach 2.5-5.0. AIAA-95-6019, 1995.

45. Holland S. and Perkins J. Mach 6 test of two generic three-dimensional sidewall compression scramjet inlets in tetraflouromethane. AIAA-90-0530, 1990.

46. Molder S., McGregor R.J., and Paisley T.W. A comparison of three hypersonic air inlets. Investigations in the Fluid Dynamics of Scramjet Inlets, Ryerson Polytechnical Unev. And Unev. Of Toronto, Canada, 1992.

47. White M.E., Stevens J.R., et al. Investigation of cowl vent slots for supercritical stability enhancement of dual-mode ramjet inlets. Journal of puopulsion and Power, 1990, Vol.26, No.3, pp. 225-226.

48. Billig F. S., Sullins G. A. Optimization of combustor-isolator in dual-mode ram scramjets. -- AIAA-93-5154, 1993.

49. Пензин В.И. Псевдоскачок и отрывное течение в прямоугольных каналах. -Ученые Записки ЦАГИ, 1988, т.19, №1, сс. 105-112.

50. Waltrup P. J., Billig F. S. Structure of shock waves in cylindrical ducts.— AIAA Journal, 1973, Vol.11, No.10, pp. 1404-1408.

51. Stockbridge R.D. Experimental investigation of shock waves boundary layer interactions in annular ducts.—AIAA Journal of Propulsion and Power, 1989, Vol.5, No.3, pp. 346-352.

52. Пензин В.И. Влияние формы поперечного сечения прямого канала на торможение сверхзвукового потока. Ученые записки ЦАГИ, 1988, т.19, №3.

53. Зимонт B.JL, Острась В.Н. Торможение в псевдоскачке при сверхзвуковом течении в канале. Труды 4-х чтений Цандера. Москва, 1978, сс. 37-54.

54. Billig F. S. SCRAM-A supersonic combustion ramjet missile.—AIAA-93-2329, 1993.

55. Matsuura K., et al. An experiment on scramjet isolator with backward-facing step. International Symposium on Space Technology and Science,1998, (ISTS) 98-a-l-22.

56. Chinzei N., et al. On the isolator for the scramjet engines. Proceedings of the 20th International Symposium on Space Technology and Science, 1996, pp.83-93.

57. Sunami Т., Sakuranaka N., Tani K., et al. Mach 4 tests of a scramjet engine -- Effect of Isolator. ISABE-97-7088, 1997, pp.615-625.

58. Vinogradov V.A., Kobigsky S.A., Petrov M.D. Experimental investigation of kerosene fuel combustion in supersonic flow.— Journal of Propulsion and Power, 1995, Vol.11, No. 1.

59. Roudakov A. S., Schickhman Y., Semenov V. L. , Novelli Ph., Fourt O. Flight testing an axisymmetric scramjet-Russian recent advances.-- IAF-93-S.4.485, 1993.

60. Voland R.T., Auslender A.H., Smart M.K., Roudakov A.S., Semenov V.L., Kopchenov V.K. CIAM/NASA Mach 6.5 scramjet flight and ground test.--AIAA-99-4848, 1999.

61. Sullins G.A., Garpenter D.A., Thomson M.W. A demonstration of mode transition in a SRMJET combustor. AIAA-91-2395, 1991.

62. Falempin F. Variable Capture area inlets-application to airbreathing space launchers. AGARD, 1991, pp. 498.

63. Старухин В.П., Пиотрович E.B., Чевагин А.Ф. Проблемы газодинамики ваздухозаборников гиперзвуковых летательных аппаратов с ВРД. Труды ЦАГИ вып. 2636, Сборник трудов Том 2, сс.145-149.

64. Falempin F., Montazel X., Goldfeld М.А., R.V. Nestoulia, A.V. Starov. Investigation of two-mode ramjet/scramjet inlet. ISABE-99-7040, 1999.

65. Waltrup P. J. Liquid-fueled supersonic combustion ramjets: A research perspective.-- Journal of Propulsion, 1987, Vol.3, No. 6, pp. 515-524.

66. Бородин В.А., Дитякин Ю.Ф., Клячко JI.A., Ягодкин В.И. Распыливание жидкостей. Издательство «Машиностроение», Москва, 1967.

67. Morrison C.Q., Campbell R.L., Edelman R.B. Hydrocarbon fueled dualsomode ramjet/scramjet concept evaluation.—ISABE-97-7053,1997.

68. Billig F.S., Orth R.C., and Lasky M. A unified analysis of gaseous jet penetration.-- AIAA Journal, 1971, Vol.9, No.6, pp. 1048-1058.

69. Semenov V. L., Romanrov O.N. Operating process investigation of hydrogen fueled SCRAMJET combustor with strut fuel feed system.— ISABE-97-7087, 1997.

70. Avrashkov V., Baranovsky S. and Levin V. Gasdynamic features of supersonic kerosene combustion in a model combustion chamber.-- AIAA-90-5268, 1990.

71. Owens M. and Segal C., Effects of mixing schemes on kerosene combustion in a supersonic airstream. — Jour, of propulsion and power, 1997, Vol.13, No.4.

72. Colket M. В., Spadaccini L. J. Scramjet fuels autoignition study.-- Journal of Propulsion and Power, 2001, Vol.17, No.2, March-April.

73. Баев B.K., Пронин Ю.А., Шумский B.B. Самовоспламенение жидких веществ в сверхзвуковом потоке воздуха. ФГВ, 1982, №4, сс. 22-26.

74. Yanovskiy L.S., Sapgir G.B., Strokin V.N., Ivanov V.F., Vedeshkin G.K., Sverdlov E.D. Endothermic fuels: Some aspects of fuel decomposition and combustion at air flows ISABE-99-7067, 1997.

75. Timoshenko V.I., Belotserkovets I.S., Knyshenko Yu.V., Lyashenko Yu.G. Problems of application of hypercarbon fuel in the scramjet. ISABE-99-7211, 1999.

76. Crynes B.L., Albright L.F. Thermal cracking. Encyclopedia of Physical Sciene and Technology, Academic, 1987, Vol.3, pp.768-785.

77. Maurice L.Q., Striebich R.C., and Edwards T. Formation of cyclic compounds in the fuel systems of hydrocarbon fueled high speed vehicles. -AIAA 98-3534, 1998, July.

78. Аннушкин Ю.М., Маслов Г.Ф. Эффективность горения водородо-керосинового топлива в прямоточном канале. — ФГВ, 1985, №3, сс. 30-32.

79. Cookson R.A., Isaac J.J. Aided supersonic combustion of transversely injected fuels, AIAA-74-1160, 1974.

80. Nejad A.S., Schetz J.A, Jakubowski A.K. Mean droplet diameter resulting from atomization of a transverse liquid jet in a supersonic airstream. -AIAA paper, 1980, № 0899.

81. Барановский С.И., Николаенко В.П., Турищев А.И. Экспериментальное исследование тонкой структуры турбулентногодиффузионного факела распыленного жидкого топлива. — ФГВ, 1985, №6, сс. 14-19.

82. Барановский С.И., Левин В.М., Турищев А.И. Сверхзвуковое горение керосина в цилиндрическом канале. в кн. Структура газофазных пламен, Новосибирск, 1986, сс. 27-31.

83. Vinogradov V.A., and Prudnikov A.G. Injection of liquid into the strut shadow at supersonic velocity.-- Society of Automotive Engineers, 931455,1993.

84. Mestre A., Viaud L. Supersonic combustion in cylinderical canal. в кники «Supersonic flow chemical processes and radiative transfer», edited by Olfe D.B., Zakkay V., Oxford, London, 1964, pp. 93-111.

85. Sabel'nikov V.A., Korontsvit Yu. Ph., Ivanov V. V., Voloschenko О. V., Zosimov S. A., Schadow K. Investigation of supersonic combustion enhancement using barbotage and injectors with noncircular nozzles.— AIAA-98-1516, 1998.

86. Аврашков B.H., Барановский С.И., Левин B.M. Газодинамические особенности сверхзвукового горения керосина в модельной камере сгорания. Вестник, МАИ 1994, т. 1 №2.

87. Третьяков П. К. Псевдоскачковый режим горения. ~ Физика горения и взрыва, 1993, № 6.

88. Gruenig С., Avrashkov V. And Mayinger F. Self-ignition and supersonic reaction of pylon-injected hydrogen fuel.-- Journal of Propulsion and Power, 2000, Vol.16, No.l.

89. Northam G. В., Greenberg I. and Byington C.S. Evaluation of parallel injector configurations for supersonic combustion.—AIAA-89-2525, 1989.

90. Ortwerth P.J., Mathur A.B., Vinogradov V.A., Grin V.T., Goldfeld M.A., Starov A.V. Experimental and numerical investigation of hydrogen and ethylene combustion in a Mach 3~8 channel with a single injector.— AIAA-96-3245, 1996.

91. Stouffer S.D., Baker N.R., Capriotti D.P., and Northam G.B. Effects of compression and expansion ramp fuel injector configurations on Scramjet combustion and heat transfer. AIAA-93-0609, 1993.

92. Borisov A. A., Zamanskii V. M., Lisyanskii V. V., Skachkov G. K. and Troshin K. YA. Promoted high-temperature reactions.— The 22-nd Symposium (International) on Combustion. The Combustion Institute, 1988, pp. 903-910.

93. Yu G., Li J. G. Investigation on self-ignition characteristics of kerosenehydrogen dual fuel in supersonic combustor.-- Experiments arid Measurements in Fluid Mechanics, 2000, Vol. 14, No. 1, (in Chinese).

94. Yu G. , Li J.G, Chong X.Y, Chen L.H. and Sung C.J. Investigation of fuel injection and flame stabilization in liquid hydrocarbon-fueled supersonic combustor. AIAA-01-3608, 2001.

95. Owens M. and Segal C. Effects of mixing schemes on kerosene combustion in a supersonic airstream. ~ J. of propulsion and power, 1997, Vol.13, No.4.

96. Sabel'nikov V. A., Korontsvit Yu. Ph., Ivanyushkin A. K., Ivanov V. V., Experiment investigation of combustion stabilization in supersonic flow using free recirculating zone.—AIAA-98-1515, 1998.

97. Sabel'nikov V.A., Penzin V.I. Scramjet Research and Development in Russia. в книге: Scramjet Propulsion, Progress in Astronautics and Aeronautics, 2001, Vol. 189, pp. 223-283.

98. Voloshchenko O.V., Kolesnikov O.M., et al. Supersonic combustion and gasdynamics of scramjet. International Council of the Aeronautical Sciences, 1992, pp. 693-702.

99. Macaron V. S., Sermanov V. N. Rocket-ramjet engine of air liquefaction cycle (LACRRE): Performance analysis and experimental investigations.— ISABE-97-7169, 1997.

100. Баев B.K., Шумский В. В., Ярославцев М. И. Исследование силовых характеристик и параметров потока в тракте моделей с горением.— ПМТФ, № 1 (143), 1984, сс. 103-109.

101. Баев В. К., Шумский В. В., Ярославцев М. И. Исследование распределения давления и теплообмена в газодинамической модели с горением, обтекаемой высокоэнтальпийным потоком воздуха.--ПМТФ, № 5 (153), 1985, сс. 56-65.

102. Osgerby I. Т., Smithson Н. К., Wagner D. A. Supersonic combustion tests with a double-oblique-shock SCRAMjet in a shock tunnel.— AIAA Journal 1970, Vol.8, No.9, pp. 1703-1705,.

103. Звегинцев В. И. Экспериментальное исследование тягово-аэродинамических характеристик работающего ПВРД в импульсной аэродинамической трубе.— Сибирский Физико-технический журнал, 1993, Вып.2 .

104. Звегинцев В.И., Седельников А.И. Исследование информативности эксперимента в импульсной аэродинамической трубе. — Новосибирск: ИТПМ СО АН СССР, Препринт № 35-86, 1986. 36 с.

105. Звегинцев В.И., Седельников А.И. Учет эффектов нестационарностипри испытании воздухозаборников в импульсных аэродинамических трубах. Изв, СО АН СССР, сер.техн.наук, № 15, вып.4, 1988. - сс.63-69.

106. Звегинцев В.И., Седельников А.И. Применение метода регуляризации для учета; инерционности пневмотрасс. Изв, СО АН СССР, сер. техн. наук, 1987, № 18, вып. 5, сс. 36-42.

107. Пузырев JI. Н., Шумский В. В., Ярославцев М. И. Принципы разработки газодинамических моделей с горением для испытаний в высокоэнтальпийных установках кратковременного режима.— Препринт №7-90, Новосибирск, 1990.

108. Баев В.К., Шумский В.В. Влияние газодинамики двухрежимной камеры сгорания на силовые характеристики модели с горением. — ФГВ, 1995, т. 13, № 6, pp. 49-63.

109. Paull A., Stalker R. J. and Mee D. J. Experiments on supersonic combustion ramjet propulsion in a shock tunnel.-- Journal of Fluid Mechanics, 1995, vol.296, pp. 159-183.

110. Odam J. and Paull A. Internal combustor scramjet pressure measurements in the T4 shock tunnel.- AIAA-02-5244, 2002.

111. Wakamatsu Y., et al. Design and preliminary experiments of liquid hydrogen cooled Scramjet engine. International Symposium on Space Technology and Science (ISTS)-98-a-l-27, 1998.

112. Marguet R., and Huet Ch. Optimal design of a fixed geometry ramjet using subsonic then supersonic combustion from Mach 3 tu Mach 7. ONERA, France, 1968, TP No.656.

113. Contensou P., Marguet R., and Huet Ch. Theoretical and experimental study of a dual mode ramjet-Mach 3.5 to 7. — La Recherche Aerosjpatiale. 1973, No.5.

114. Hirsinger F., Optimization of Scramjet performances Theoretical and Experimental Study. - ONERA, France, 1972, TP No. 1106

115. Laurent F., Bellet J.C., Souster J. and Manson N. Shock-induced combustion of kerosene with the use of isopropyl nitrate additive. — Combustion Inst. European Symposium, University of Sheffield, 1973.

116. Dessornes O., Jourdren C., and Scherrer D. One strut Scramjet chamber tests in the frame of the PREPHA program. ISABE-99-7137, 1999.

117. Dessornes O. Scherrer D., Novell P. Test of the JAPHAR dual mode ramjetengine.—AIAA-01 -1886, 2001.

118. Walther R., Sabelnikov V., Korontsvit Y., Voloschenko O., Ostras V., Sermanov V. Progress in the joint German-Russian Scramjet technology programme. ISABE, 1995, pp. 1217-1329.

119. Walther R., Koschel W., Sabel'nikov V. A., Korontsvit Yu.Ph., and Ivanov V. V. Investigations into the aerodynamic characteristics of Scramjet components.- ISABE 97-7085, pp. 598-606.

120. Romankov O.N., Starostin F.I. Design and investigation of the stand and flying Scramjet models conceptions and results of experiments. AIAA-93-2447, 1993.

121. Vinogradov V., Grachev V., Petrov M. Experimental investigation of 2-D dual-mode Scramjet with hydrogen fuel at Mach 4-6. AIAA-90-5269, 1990.

122. Rausch V. , McClinton C., Sitz J., Hyper-X program overview.—ISABE-99-7213, 1999.

123. Voland R., Rock K. NASA Concept demonstration engine and subscale parametric engine tests. AIAA-95-6055, 1995.

124. Vinogradov V.A., Stepanov V.A., and Goldfeld M.A. Experiment and numerical investigation of two concept of the hypersonec inlet. AIAA-95-2721, 1995.

125. McClinton C.R., Voland R.T., Holland S.D., Engelund W.C., White J.T., and Pahle J.W. Wind tunnel testing , flight scaling and flight validation with Hyper-X. AIAA-98-2866, 1998.

126. Emani S., Trexler C.A., Auslender A.H., and Weidner J.P. Experimental investigation of inlet-combustor isolators for dual-mode Scramjet at Mach 4. NASA-TP-350, 1995

127. Henry J.R. and Anderson G.Y. Design considerations for the airframe-integrated Scramjet. NASA TM X-2895, 1973.

128. Voland R.T., Rock K.E., Huebner L.D., Witte D.W., Fisher K.E., and McClinton C.R. Hyper-X Engine Design and Ground Test Program. AIAA-98-1532, 1998.

129. Northam G.B., Anderson G.Y. Supersonic combustion ramjet research at Langley. AIAA-86-0159, 1986.

130. Tani K., Kanda T., Sunami T., Hiraiwa T., and Tomioka S. Geometrical effects to aerodynamic performance of Scramjet engine. AIAA-97-3018, 1997.

131. Wiles K.J., Ketchum A.C., Emanuel M.A., Mathur A.B. and Ortwerth P.J.

132. Preliminary tests of a dual fuel-mode integrated Scramjet engine.—ISABE-97-7052, 1997.

133. Adam Siebenhaar, Mel Bulman, Richard Norris, Michael Thompson. Development and testing of the aerojet strutjet combustor. AIAA-99-4868, 1999.

134. Vinogradov V. A., Shikhman Y. M., Albegov R. V., Vedeshkin G.K. About possibility of effective methane combustion in high speed subsonic airflow. -AIAA-02-5206, 2002.

135. Sato S., Kumagai Т., Izumikawa M., Sakuranaka N., and Mitani Т. A Preliminary atudy of a supersonic wind tunnel for a ramjet test facility. -Proceedings of the 17th International Symposium on Space Technology and Science, 1990, pp. 825-830.

136. Miyajima H., Arai Т., and Hanus G.J. Design features of the NAL ramjet• • th engine test facility.-- Proceedings of the 17 International Symposium on

137. Space Technology and Science, 1992, pp. 155-161.

138. Itoh K., et al. Design and construction of HIEST (High Enthalpy Shock Tunnel). Proceedings of International Conference on Fluid Engineering, ICFE'97, 1997, Vol.1, pp. 353-358.

139. Yatsuyanagi N., and Chinzei N. Status of Scramjet engine research at NAL. Proceedings of the 20th International Symposium on Space Technology and Science, 1996, pp. 51-57.

140. Tani K., et al. Aerodynamic performance of Scramjet inlet models with a single strut. AIAA-93-0741, 1997.

141. Kanda Т., Hiraiwa Т., Mitani Т., Tomioka S., and Chinzei N. Mach 6 testing of a Scramjet model.— Journal of Propulsion and Power, 1997, Vol.13, No.4.

142. Kanda Т., Sunami Т., Tomioka S., Tani K., and Mitani T. Mach 8 testing of a Scramjet model.-- Journal of Propulsion and Power, 2001, Vol.17, No.l.

143. Г.Н. Абрамович. Прикладная газовая динамика. М. Изд. «наука». 1969, сс. 250-257.

144. Воронцов С. С., Константиновский В. А., Третьяков П. К. Определение полноты сгорания водорода в сверхзвуковом потоке оптическим методом. ~ Физическая газодинамика. Новосибирск, ИТПМ СО АН СССР, 1976. Вып.6. сс. 69-72.

145. Goldfeld М.А., Mironov S.G., Mishunin A.A., Potapkin A.V. Application of OH radical radiation for determination of combustion efficiency. The 5th International Symposium on Experimental and Computational

146. Aerother-modynamics of Internal Flows, Gdansk, Poland, 2001, pp. 909916.

147. B.E. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин, В.А. Худяков, В.Н. Костин. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Том II, — Москва, 1972.

148. Леонов Б.П., Штейнман С.В., Куликов А.В. Методы расчета выгорания в сверхзвуковых потоках. Физика горения и взрыва, 1971, Т. 7, №4, сс. 572-576.

149. Schetz A.J., Billig F.S., Favin S. Numerical Solution of Ramjet Nozzle Flows. AIAA Paper-85-1270, 1985, Юр.

150. Рис. 2.1. Фотографии моделей полного двигателя.

151. Рис. 2.3. Схема расходомера.1. Мс