Том 25, № 3 (2024)

В работе представлена разработанная методика и спроектировано устройство для определения числа Маха при сверхзвуковом истечении газа. Проведен анализ различных методов определения числа Маха, в том числе, измерение давления на границе потока, применение скачков уплотнения, использование оптических методов. Проведено сравнение точности показаний при использовании рассмотренных методов. На основе полученных результатов разработана методика высокоточного определения числа Маха, включающая комбинацию нескольких независимых методов измерения. Спроектировано устройство, реализующее данную методику измерения, и рассмотрены результаты экспериментальных испытаний в аэродинамической трубе, включая показания приборов, графики и таблицы, подтверждающие точность и достоверность полученных данных. Проанализирована их точность и достоверность. С помощью проведенного анализа можно обеспечить выбор наиболее рационального метода определения числа Маха на начальном этапе проектирования летательных аппаратов, таких как самолеты, ракеты, истребители, БПЛА. Точное знание числа Маха позволяет инженерам оптимизировать аэродинамические характеристики аппарата, обеспечить безопасность полета, повысить эффективность двигателей и общую производительность воздушного транспорта. Кроме того, число Маха является важнейшим критерием подобия при моделировании в аэродинамических исследованиях, что делает разработанную методику и устройство актуальными не только для конструирования летательных аппаратов, но и для широкого спектра научных и инженерных исследований в области авиаракетной техники. Подчеркивается, что наличие надежной методики определения числа Маха позволяет существенно сократить время и ресурсы, затрачиваемые на тестирование и совершенствование летательных аппаратов, а также способствует развитию инновационных технологий в области авиации и космонавтики.

Создание двигательных установок космических аппаратов с высокими показателями энергетической эффективности и минимальными массогабаритными параметрами является актуальной научно-технической задачей отечественного ракетного двигателестроения. При этом выдвигаются требования оптимизации стоимости и времени проектирования, опытно-конструкторской отработки и изготовления двигателей, а также экологической безопасности на всех этапах жизненного цикла изделий. В связи с этим предлагается в производстве космических ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) использовать перспективные лазерные технологии 3D-печати (аддитивные технологии) из металлического порошка по CAD-моделям деталей двигателей.

Технология лазерного плавления на современных 3D-принтерах позволяет изготавливать сложные монолитные конструкции двигателей без применения трудоемких и ресурсозатратных операций механической обработки, сварки, пайки, а также значительно снизить объем слесарно-сборочных и контрольно-измерительных работ и уменьшить влияние некоторых непроизводственных факторов.

В статье рассмотрены вопросы практического применения перспективных технологий при создании РДМТ. Представлены результаты огневых испытаний, которые будут использованы для уточнения ранее разработанных расчетных моделей кислородно-водородных РДМТ при создании перспективных ракетных двигателей космических аппаратов.

Объектом исследования являлся разработанный и изготовленный с использованием аддитивной технологии экспериментальный образец РДМТ номинальной тягой 150 Н на газообразных компонентах топлива кислород и водород. Экспериментальный РДМТ рассматривается как прототип двигателя ориентации, стабилизации и обеспечения запуска кислородно-водородного разгонного блока. Цель работы – изучение эффективности ранее не исследованных конструктивных решений по организации смесеобразования и охлаждения кислородно-водородного РДМТ, определение их влияния на совершенство рабочего процесса и тепловое состояние камеры двигателя. Огневые испытания проведены в режиме одиночных включений с длительностью, достаточной для выхода камеры РДМТ на стационарный тепловой режим, с определением энергетических характеристик и теплового состояния конструкции. 

Предметом исследования настоящей работы являются траекторные характеристики испытательной баллистической ракеты (ИБР) дальнего действия.

Цель исследования – повышение возможностей ИБР по разведению объектов испытаний (ОИ). При этом в качестве обобщенной количественной меры данного повышения принят запас топлива ступени разведения (СР), расходуемого на разведение ОИ.

Поставлена и численно-аналитически решена проектно-баллистическая задача рационализации распределения имеющегося топлива СР ИБР между следующими основными характерными участками её полета: компенсации недолета последней маршевой ступени; разворотов с последующей угловой стабилизацией, отхода и увода; отделения ОИ (участок разведения).

В результате показано, что без снижения качества выполнения задач пусков ИБР допустимо перераспределение расходуемого топлива СР между данными участками относительно распределения для штатной баллистической ракеты (ШБР), приводящее к существенному увеличению его запаса, расходуемого на участке отделения ОИ (при полете по баллистической вертикали).

При этом достигается цель исследования – повышаются возможности ИБР по разведению ОИ, что, при непосредственном планировании пусков, может выражаться в увеличении количества и / или суммарной массы ОИ и/или увеличении скоростных или временных интервалов в порядке последовательного отделения ОИ.

В приведенных численных примерах (использующих в качестве ИБР переоборудованную трехступенчатую ШБР) также прослеживается существенная зависимость количества приращения топлива СР, расходуемого на участке отделения ОИ, от следующих траекторных условий испытательных пусков (соответствующие исходные данные (ИД) для расчетов заимствованы из ранее опубликованной работы автора): протяженности трассы; кинематических параметров выведения в момент начала автономного полета СР, определяемых задачей пуска.

В ходе исследования применены методы теории полета и проектной баллистики ракет дальнего действия.

В качестве заключения можно отметить, что рассмотренные задача и методы её решения могут быть полезны (естественно, с учетом проведения необходимых специализированных доработок) в работах уровня исполнительной баллистики при планировании и оценке результатов пусков ИБР.

В данной работе представлены этапы разработки двухтопливной камеры сгорания для двигателя НК-16-18СТ. Произведен расчет внутрикамерных процессов на основе теории турбулентного горения.

Одним из конкурентных преимуществ стационарной газотурбинной установки является возможность работы на двух видах топлива: на дизельном и газообразном. Поэтому создание двухтопливной камеры сгорания является актуальным. Процесс проектирования двухтопливной камеры сгорания разбит на несколько этапов. На первом этапе разработана форсунка, которая оснащена двумя внутренними топливными каналами. Затем проектируется фронтовое устройство, в котором в два ряда размещаются форсунки. Данное устройство оснащено двумя раздельными топливными коллекторами и полостями для подвода топлива к двум каналам форсунок. Такое конструктивное решение позволяет выполнять переключение одного вида топлива на другой, не останавливая работу двигателя. В качестве прототипа для распределения воздуха по длине жаровой трубы взята камера сгорания двигателя НК-8-2У.

Расчет внутрикамерных процессов выполнялся на основе теории турбулентного горения. В ходе расчета определяются такие параметры, как нормальная скорость горения, пульсационная скорость, коэффициент турбулентного обмена, масштаб турбулентности и интенсивность турбулентности.

Сформировано уравнение теплового баланса для определения температуры в рассматриваемой области при сжигании природного газа и дизельного топлива. При этом учтено, что в одном случае затрачивается тепло, идущее на испарение жидкого топлива, в другом случае данная особенность не присутствует.

Для расчета образования оксидов азота используется теория Я. Б. Зельдовича термического окисления азота кислородом. Выбросы окиси углерода определяются по эмпирической формуле.

Из термагазодинамического расчета двигателя НК-16-18СТ известны параметры на входе в камеру сгорания на различных режимах работы при сжигании природного газа.

Выполнен расчет для определения необходимого расхода дизельного топлива по режимам работы двигателя при сохранении температуры на выходе из камеры сгорания.

По результатам расчета построен график эмиссии вредных веществ от режима работы двигателя при использовании различного топлива, а также построен сравнительный график зависимости полноты сгорания топлива от режима работы двигателя.

Расчетные выбросы вредных веществ разработанной камеры сгорания в диапазоне работы двигателя по мощности от 0,7 до 1 Ne для жидкого топлива: NO_x15%О₂ не превышает 250 мг/м³, СO15%О₂ не превышает 300 мг/м³; для газообразного топлива: NO_x15%О₂ не превышает 120 мг/м³, СO15%О₂ не превышает 150 мг/м³.

В работе рассмотрены вопросы, связанные с влиянием лазерного текстурирования поверхности титанового сплава на характеристики клеевого соединения «титан – углепластик». Иттербиевым импульсным волоконным лазером на поверхности титанового сплава были созданы текстуры с линейной структурой (0°–0° и 90°–90°) и сетчатой структурой (0°–90°, ±30°, ±45°, ±60°). Были определены значения шероховатости поверхности в двух перпендикулярных направлениях и сделаны микрошлифы, по которым можно охарактеризовать морфологию поверхности титанового сплава. Для определения адгезионной прочности соединения, между собой склеивались образцы с одинаковой текстурой поверхности. Образцы склеивались по ОСТ 1-90281–86. Склеивание проводилось в течение 24 ч после лазерной обработки поверхности. Перед склеиванием обработанная поверхность очищалась изопропиловым спиртом. Площадь клеевого соединения S = 300 мм². В качестве адгезива использовался трехкомпонентный клей ВК-9 на основе эпоксидной и полиамидной смолы. Лазерная обработка поверхности титановых сплавов увеличивает прочность клеевого соединения более чем на 70 % относительно необработанной поверхности. Это может свидетельствовать о том, что главными механизмами повышения прочности клеевого соединения являются увеличение площади контакта поверхности и адгезива, а также химическая модификация, которая активирует поверхность. Текстура обработки в меньшей степени влияет на адгезионную прочность при условии одинаковой удельной поверхностной энергии лазерной обработки. При лазерной обработке стоит уделять большое внимание выбору текстуры поверхности, потому что определенные текстуры могут дать прирост прочности на 20–30 %. Если тип нагрузки в элементах ферменных конструкций известен, то лучше использовать линейные текстуры, направленные перпендикулярно направлению нагрузки (для сдвига – текстура 0°–0°; для кручения – текстура 90°–90°). При смешенных нагрузках лучше использовать сетчатые структуры ±30°, ±45°, ±60°, которые сопротивляются нагрузкам в двух направлениях.