Разработка, создание и использование газодинамических установок кратковременного действия для научных исследований тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, доктор технических наук Звегинцев, Валерий Иванович

• Звегинцев, Валерий Иванович
• доктор технических наук
• 2007

Оглавление диссертации доктор технических наук Звегинцев, Валерий Иванович

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. Газодинамические установки кратковременного действия и их применение в аэродинамическом эксперименте

1.1. Проблемы испытаний гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями

1.2. Газодинамические установки кратковременного действия - перспективное направление для моделирования ГЛА с ПВРД в наземных условиях

1.3. Современные газодинамические установки кратковременного действия 5 О

1.4. Направления совершенствования установок кратковременного действия 56 Основные результаты главы 1 59 Литература к главе

ГЛАВА 2. Теоретические аспекты рабочего процесса газодинамических установок кратковременного действия

2.1. Расчет нестационарной импульсной газовой струи

2.2. Квазистационарный подход при анализе газодинамических процессов в установках кратковременного действия

2.3. О применимости гипотезы квазистационарности при описании течения в импульсных аэродинамических трубах

2.4. Исследование процесса запуска аэродинамической установки с камерой Эйфеля и с выхлопом в атмосферу

2.5. Исследование процесса заполнения вакуумной емкости

2.6. Применение квазистационарных методов расчета при конструировании импульсных газодинамических устройств

2.7. Анализ конструкций и рабочих характеристик установок адиабатического сжатия газа 106 Основные результаты главы 2 111 Литература к главе

ГЛАВА 3. Опыт разработки и создания газодинамических установок кратковременного действия

3.1. Газодинамическая установка «Транзит»

3.2. Модельная аэродинамическая установка MAY

3.3. Проект аэродинамической трубы кратковременного действия с числом Маха потока от 2 до

3.4. Импульсная аэродинамическая труба «Транзит - М»

3.5. Гиперзвуковая аэродинамическая труба АТ

3.6. Проект трансзвуковой криогенной трубы

3.7. Способ повышения числа Рейнольдса в гиперзвуковом потоке 183 Основные результаты главы 3 187 Литература к главе

ГЛАВА 4. Вопросы измерений в быстропротекающем газодинамическом эксперименте

4.1. Анализ требований к измерительным системам в газодинамических установках кратковременного действия

4.2. Учет реальных свойств газов при расчетах характеристик высокоэнергетических газодинамических установок

4.3. О точности определения параметров потока в газодинамических установках с высокими параметрами торможения

4.4. Динамическая погрешность пневмотрасс

4.5. Динамические методы измерения давления

4.6. Динамические погрешности при испытаниях воздухозаборников

4.7. Весовые измерения в установках кратковременного действия

4.8. Система автоматизации эксперимента современной аэродинамической установки кратковременного действия АТ-303 261 Основные результаты главы 4 265 Литер атура к главе

ГЛАВА 5. Применение установок кратковременного действия для исследования проблем газотермодинамики перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов

5.1. Исследование поля скоростей и тепловых потоков в гиперзвуковом коническом сопле

5.2. Аэродинамические характеристики эталонной модели НВ

5.3. Характеристики модели «гиперболоид вращения с юбкой» в диапазоне значений числа Рейнольдса

5.4. Исследования аэродинамики возвращаемых летательных аппаратов при натурных значениях чисел Рейнольдса

5.5. Многокомпонентные измерения аэродинамических сил в трубе кратковременного действия "Транзит-М"

5.6. Исследование процессов разделения тел. Модификация метода CST

5.7. Измерение расходной характеристики эталонного воздухозаборника в установке кратковременного действия

5.8. Измерение характеристик воздухозаборника методом присоединенной емкости

5.9. Экспериментальное исследование тягово-аэродинамических характеристик работающего ПВРД в импульсной аэродинамической трубе

5.10. Испытания прямоточного двигателя твердого топлива в аэродинамической установке кратковременного действия

5.11. Испытания модельного ГПВРД в новой гиперзвуковой трубе АТ-303 315 Основные результаты главы 5 320 Литература к главе

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка, создание и использование газодинамических установок кратковременного действия для научных исследований»

Исследования по проблемам полета с гиперзвуковой скоростью в атмосфере Земли интенсивно проводятся в ведущих странах мира начиная с 50-х годов прошлого столетия в связи с появлением межконтинентальных баллистических ракет и выходом человека в космос. Проводимые исследования по конечным целям, в соответствии со сложившейся практикой развития техники сверхскоростных полетов, разделяются на два направления: а) обеспечение задач современной космонавтики. Все космические летательные аппараты, созданные к настоящему времени, выполняют кратковременный гиперзвуковой полет в атмосфере во время выхода на орбиту или спуска на землю. Однако атмосфера в ракетостроении рассматривается как враждебный противодействующий фактор для полета. На рис. 0-1 показаны типичные траектории полета различных гиперзвуковых аппаратов в атмосфере Земли. Из рисунка можно видеть, что ракетный старт и вывод на орбиту предполагают быстрый подъем на большую высоту при сравнительно небольших скоростях полета. При возвращении космических аппаратов с орбиты основное торможение по условиям допустимых перегрузок происходит также на большой высоте. И только головные части баллистических ракет (МБРР), выполняя специфические задачи, входят в атмосферу с огромной скоростью. Основным содержанием исследований этого направления является кратковременная защита летательного аппарата от неблагоприятного теплового или силового воздействия воздуха. Как показала практика, данный подход позволил при ограниченных научных и технологических возможностях быстро достичь впечатляющих результатов за счет огромных материальных затрат. б) создание новых гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), способных выполнять продолжительный полет в атмосфере и использующих воздух для обеспечения своего полета. При полете ГЛА атмосферный воздух используется для работы силовой установки (воздушно-реактивного двигателя - ВРД) и для создания подъемной силы. За счет этого принципиально повышается экономическая и техническая эффективность скоростных летательных аппаратов, что открывает новые перспективы их использования. Задачей перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) является продолжительный полет с большой скоростью в атмосфере Земли и рассматриваемые траектории их полета (см. рис. 01) заведомо предполагают огромные динамические и тепловые нагрузки на летательный аппарат. На рис. 0-2 показаны тяговые характеристики прямоточных двигателей, использующих атмосферный воздух в качестве окислителя. Видно, что в диапазоне М = 5 - 15 прямоточные двигатели на порядок эффективнее существующих ракетных двигателей и это обстоятельство является основным побудительным мотивом для их разработки.

Применение атмосферного воздуха является основой современной авиационной техники, освоившей диапазон скоростей до М = 3. В то же время разработка ГЛА с ВРД для диапазона скоростей от М = 5 до М = 20 представляет собой новую и весьма трудную задачу в силу новизны и сложности возникающих аэрогазодинамических и теплофизических проблем, требующих получения новых знаний и накопления достаточного научного задела в самых различных областях фундаментальных и прикладных наук. Именно недостаток знаний создает ситуацию, когда все разработки в области ГЛА до сих пор носят в основном поисковый характер. Основным направлением работ по данной тематике в настоящее время остается накопление научного и технического потенциала, отработка методов исследования, получение результатов при решении отдельных задач, которые в дальнейшем будут служить основой создания реальных конструкций ГЛА.

Перечень конструкций и областей применения ГЛА, предлагаемых для практической реализации, непрерывно расширяется и конкретизируется. Однако реализация подобных проектов в значительной степени зависит от успешного решения задач аэротермодинамики планера, газодинамики и процессов горения и смешения в воздушно-реактивных двигателях, от выбора оптимальной компоновки планера, воздухозаборника соплового блока. Создание гиперзвуковых аппаратов невозможно без проведения большого объёма предварительных исследований для накопления опыта и практики в области возвращения крылатых космических аппаратов. Результаты таких исследований должны способствовать накоплению знаний для разработки реальных конструкций возвращаемых аппаратов и носителей многоразового использования на базе надежных аргументов, подтверждающих их экономические и эксплуатационные параметры.

Степень готовности научно-технического потенциала постоянно проверяется путем разработки отдельных проектов, направленных на изучение возможностей практической реализации ГЛА с ВРД. Среди наиболее значимых проектов национального масштаба можно отметить: «HRE» (США, 1964 - 1976 т.); «Спираль» (Россия, 1965 - 1979 г.т.); «Хотол» (Англия, 1982 - 1988 г.г.); «Зенгер» (Германия, 1984- 1987 г.г.); «NASP» (США, 1985 - 1993 г.г.); «Ту-2000» (Россия, 1986 - 1992 г.г.). Все отмеченные проекты были остановлены без достижения конечной цели в виде реально летающих образцов.

В последнее время основным направлением работ по ГЛА считается создание небольших модельных летательных аппаратов (демонстраторов), которые в реальном полете могут продемонстрировать достигнутый уровень знаний и технологий. Основными успешными проектами этого направления являются: «Бор» (Россия, 1969 - 1988 г.г.); «Холод» (Россия, 1991 - 1999 г.г.); «Нурег-Х» (США, 2000 - 2005 г.); «Hyshot» (Австралия, с 2001 г.).

Параллельно с разработкой и испытаниями небольших демонстрационных аппаратов в различных странах ведутся активные работы по созданию крылатых управляемых ракет с использованием новейших достижений гиперзвуковых технологий. Большая скорость полета таких ракет создает проблемы их обнаружения и перехвата для обороняющейся стороны. Предполагается, что гиперзвуковые ракеты появятся на вооружении армии США к 2010 г.

Успешные результаты, полученные при выполнении реальных полетов указанных выше демонстраторов и крылатых ракет, свидетельствуют о высокой степени готовности различных стран к созданию реальных образцов ГЛА. Можно ожидать, что главные научно-технические проблемы, возникающие при создании ГЛА, будут полностью решены к 2020 году.

Тематика и направления научных и технических задач, относящихся к созданию ГЛА, известны уже более 40 лет. Из перечня этих работ видно, что для создания ГЛА специалисты должны сосредоточить свои усилия на разработке аэродинамики аппарата, входного устройства двигателя, камеры сгорания, конструкционных материалов, топлива, стартового ускорителя и бортовых систем (обнаружения и сопровождения цели, управления полетом). Для производства ГЛА потребуются новые технологии, в частности, для получения высокоэнергетических видов топлива, создания высокоскоростных двигателей многоразового использования, материалов, выдерживающих высокие температуры, а также систем охлаждения и управления полетом. Необходимо, кроме того, тщательное изучение проблем динамики полета, в том числе взаимного влияния на траекторию полета управляющих поверхностей планера и режимов работы двигательной установки.

Кроме множества технических проблем, относящихся к созданию гиперзвуковых летательных аппаратов, остаются нерешенными ряд фундаментальных научных проблем аэротермодинамики гиперзвукового полета и, в частности, точное предсказание аэротермодинамических характеристик и теплозащиты летательных аппаратов в широком диапазоне полетных условий. Проблемы теплозащиты для аэрокосмической техники, снижения сопротивления трения при полете в значительной степени характеризуются состоянием пограничного слоя на поверхностях летательного аппарата. Приемлемый уровень аэродинамических и тепловых характеристик перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов обеспечивается посредством тщательного исследования и оптимизации формы и теплозащиты аппарата применительно к различным условиям полета.

Численные методы решения этих задач пока ещё ограничены, а их создание и развитие в ряде случаях сдерживается отсутствием надёжных экспериментальных данных, которые в полной мере удовлетворяли бы требованиям верификации выбранных моделей и методов вычислительной аэрогазодинамики. Вычислительные методы (CFD) являются важным компонентом при конструировании летательных аппаратов, но тщательная проверка используемых здесь методов и моделей должна быть основана на сравнительном анализе численных и экспериментальных результатов и должна всегда выполняться.

Поскольку в лабораторных условиях пока ещё не модулируются эффекты реального газа, процессы нагрева конструкций и горения в двигателях, во всех ведущих странах выполняется разработка и создание экспериментальных демонстраторов. Это беспилотные летательные аппараты, запускаемые с Земли или осуществляющие планирующий спуск с орбиты на поверхность Земли. Демонстраторы позволяют проверять в реальных условиях все новые концепции и решения, которые заложены на стадии проектирования и исследований. Так, например, в национальной программе ВКС США NASP предусматривалось создание экспериментального самолёта Х-30. В 2004 году был выполнен первый успешный полет с работающим ГПВРД демонстратора Х-43А по программе "Hyper-Х". Аналогичный проект под названием «ИГЛА» разрабатывался в России. Совместный проект Франции и России (ЦИАМ и ЛИИ) был направлен на разработку экспериментального возвращаемого демонстратора ARES. Аэродинамические характеристики модели космического демонстратора ARES в диапазоне чисел Маха были определены в гиперзвуковой аэродинамической трубе ИТПМ СО РАН. В настоящее время сотрудничество продолжается в рамках европейской программы FLPP (Future Launch Preparatory Program). Главные задачи намечаемых летных экспериментов сконцентрированы на критически важных аспектах аэродинамики: аэродинамических нагрузках, продольной и поперечной полетной устойчивости, эффективности элеронов, взаимодействию скачков уплотнения, поведению пограничного слоя, термическом нагреве и т.д. Результаты решения этих задач, несомненно, будут востребованы для окончательного подтверждения аэротермодинамических расчетов при конструировании будущих гиперзвуковых аппаратов.

Полетные демонстраторы являются необходимым инструментом для полного подтверждения принятых технических решений, однако в то же время они представляют собой наиболее дорогой путь для исследований и проверок. Стоимость летных экспериментов и затраты на изготовление опытных летательных аппаратов очень велики. Поэтому летный эксперимент должен оставаться финальной интегрирующей фазой процесса разработки.

Основной упор должен быть сделан на максимальное использование возможностей наземной экспериментальной и вычислительной техники. Разумное сочетание численных и экспериментальных методов исследования является наиболее эффективным. До начала любых полетных экспериментов необходимо в максимальной мере использовать наземные возможности испытаний. Следует напомнить, что перед первым полетом Space Shuttle в аэродинамических трубах были выполнены более чем 100 ООО часов испытаний и, как показывает практика, это время будет расти по мере роста сложности новых летательных аппаратов.

Основными инструментами для получения новых знаний в рассматриваемой области в настоящее время остаются экспериментальные исследования в наземных установках, моделирующих условия натурного полета. В наземных установках могут быть исследованы:

• Стационарные и нестационарные аэродинамические характеристики летательного аппарата вместе с силовой установкой в широком диапазоне условий полета. Характеристики обтекания отдельных элементов фюзеляжа и силовой установки. Оптимальные аэродинамические формы и компоновки.

• Ударно-волновые газодинамические структуры вокруг аппарата и его элементов. Взаимодействие скачков с поверхностью аппарата. Изменение давления в свободном потоке и на поверхности модели.

• Теплопередача от потока к поверхности модели. Применение и эффективность активной теплозащиты. Взаимодействие скачков с пограничным слоем на поверхности. Ламинарнотурбулентный переход в пограничном слое, как натуральный, так и вызванный искусственными путем.

• Характеристики перспективных силовых установок, в частности, ГПВРД или комбинированных двигателей. Организация и характеристики процессов горения в дозвуковых и сверхзвуковых потоках. Внутренние течения по тракту двигательной установки. Характеристики воздухозаборников и сопел BP Д.

• Вопросы интеграции планера и силовой установки с целью получения оптимальных геометрических и тягово-экономических характеристик.

Известно, что развитие технических наук определяется развитием экспериментальной базы для научных исследований. Долгое время существовал односторонний взгляд на проблему аэродинамических испытаний. Предполагалось, что испытания можно проводить только в стационарных условиях. Начиная с первых аэродинамических труб и до 50-х годов, все аэродинамические установки были установками продолжительного действия, в которых время существования режима на порядки превышало характерные времена исследуемых процессов. С началом космической эры стало ясно, что существующие установки не могут удовлетворить требованиям моделирования условий высокоскоростных полетов. Поэтому в 50-х годах стали интенсивно развиваться установки кратковременного действия, и, в первую очередь, ударные трубы, в которых на короткое время можно было создать поток газа с экстремально высокой температурой. Основными направлениями исследований в таких установках было моделирование физико-химических процессов, происходящих при больших скоростях полета на поверхности возвращаемых космических аппаратов. Из-за низкой точности получаемых результатов подобные эксперименты рассматривались скорее как физические, качественные, но никак не высокоточные аэродинамические испытания.

Начиная с 60-х годов появились импульсные аэродинамические трубы с электрическим разрядом в качестве источника энергии, в которых продолжительность рабочего режима была увеличена на два порядка. Невзирая на определенные недостатки (загрязнение потока из-за высокой температуры разряда и непрерывное падение параметров потока вследствие истечения из постоянного объема) в импульсных аэродинамических трубах был получен целый ряд новых и практически важных аэродинамических результатов.

Дальнейшее развитие установок кратковременного действия для аэродинамических испытаний происходило по двум параллельным направлениям. С одной стороны шла борьба за получение экстремально высоких параметров и, прежде всего, высокой энтальпии создаваемого потока. Этот путь постоянно упирался в преодоление огромных технических и конструкторских проблем, которые, в конце концов, требовали уменьшения продолжительности времени рабочего режима до 1 мс и менее. При таких временах аэродинамическое обтекание нельзя было даже в первом приближении рассматривать как установившееся. Возникали проблемы погрешности измерений и интерпретации результатов. Поэтому такой путь развития все более отходил от классических методов экспериментальной аэродинамики в область физических исследований и справедливо критиковался аэродинамическим сообществом.

В это же время развивалось другое направление развития установок кратковременного действия, на котором исследователи одновременно с расширением диапазона достижимых параметров газового потока пытались сохранить достаточно большую продолжительность рабочего режима. Такой подход привел к значительным успехам и существенному расширению сферы применимости подобных установок в экспериментальной аэродинамике. Наряду с этим происходило бурное развитие измерительной и вычислительной техники, которое позволило выровнять точность измерений в аэродинамических установках кратковременного и стационарного действия. Накопленный опыт показывает, что сейчас в аэродинамических установках кратковременного действия может быть использован весь арсенал высокоточных измерительных средств и экспериментальных методик, который ранее ассоциировался только с аэродинамическими трубами стационарного действия:

Известно, что процесс созданий и использования научных разработок включает фундаментальные исследования, научную проработку практических задач (научные исследования - НИР) и сопровождение промышленного производства (промышленные испытания - НИ-ОКР).

На этапе научных исследований проведение экспериментов призвано обеспечить: решение фундаментальных проблем; проверку новых концепций и технических решений; оценки основных характеристик отдельных элементов и узлов;

- верификацию методов численного моделирования

На этапе промышленных испытаний в экспериментальных условиях, максимально приближенных к натурным условиям, производятся:

- уточнение реальных технических характеристик изделий; отладочные испытания; ресурсные испытания; приемо-сдаточные испытания.

Учитывая существующее различие целей и задач экспериментальных исследований можно оценить характерные времена, необходимые для выполнения типовых аэродинамических экспериментов (см. таблицу 0-1):

Таблица 0-1.

Научные исследования Аэродинамические характеристики 0,002-0,01 Ос

Теплозащита, работа силовой установки 0,020-1,0 с

Промышленные испытания Динамические характеристики, переходные процессы 1,0-10,0 с

Ресурсные испытания 1,0-100 с

Из таблицы видно, что газодинамические установки кратковременного действия, с продолжительностью рабочего режима до 1 с, наилучшим образом подходят для выполнения именно научных исследований. Более того, задачи, решаемые в испытаниях научного направления, как правило, носят поисковый характер и не предъявляют высоких требований к точности измерений. Тем не менее, как показывает опыт, по мере совершенствования методов измерений в быстропротекающих экспериментах возможно получение точности, соответствующей точности экспериментов в современных аэродинамических установках стационарного действия.

Учитывая перечисленные выше задачи, стоящие перед современной аэродинамикой и возможные пути их решения, автором был выполнен цикл научно-исследовательских работ по расширению возможностей экспериментальной базы ИТПМ СО РАН за счет создания новых газодинамических установок кратковременного действия и совершенствования методов выполнения экспериментов в них.

Целями исследования являлись: разработка и обоснование методов расчета и проектирования газодинамических установок кратковременного действия, обеспечивающих выполнение аэродинамических экспериментов в широком диапазоне моделируемых условий полета. практическая реализация различных вариантов газодинамических установок кратковременного действия и выяснение реально возникающих конструкторско-технологических проблем и ограничений. отработка новых методов проведения основных измерений в условиях быстропроте-кающего аэродинамического эксперимента с целью получения высокой точности, сравнимой с точностью измерений в аэродинамических трубах стационарного действия. выполнение основных видов аэродинамических исследований с целью апробации возможностей разработанных установок кратковременного действия и методов измерений.

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, рисунков и списка литературы по каждой главе.

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Звегинцев, Валерий Иванович

Основные результаты главы 1.

Выполнен анализ условий испытаний перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями в наземных газодинамических установках. Показано, что основными проблемами для таких испытаний являются чрезвычайно высокие значения требуемой температуры торможения и большие затраты мощности (до 1 МВт на 1 кг массы испытываемой модели).

Рассмотрены различные возможности уменьшения энергетических затрат при испытаниях ГЛА с ПВРД в наземных установках.

Во-первых, выигрыш может быть получен за счет применения различных методов моделирования. При этом уменьшение размеров испытываемых моделей или температуры потока, хотя и требуют увеличения давления, однако позволяют уменьшить потребную мощность установки в десятки и сотни раз. Предложена методика выбора оптимальных параметров набегающего потока для испытаний ПВРД с горением, основанная на предположении существования областей одновременного моделирования критериев подобия Re и Но.

60

Во-вторых, уменьшение продолжительности рабочего режима в наземной установке приводит к пропорциональному уменьшению энергетических затрат, в отличие от натурного полета, где уменьшение продолжительности эксперимента (например, от 100 с до 1 с) уменьшает энергетические затраты всего в 2 - 3 раза.

Из сопоставления необходимых и достижимых условий испытаний делается вывод о перспективности применения установок кратковременного действия для исследования проблем ГЛА с ПВРД в наземных условиях. Параметры существующих аэродинамических установок кратковременного действия позволяют проводить моделирование работающих прямоточных ВРД вплоть до верхней границы их эффективного применения (до Мн = 14 - 15). Определены задачи, исследование которых в установках кратковременного действия представляет наибольший интерес.

Выполнен аналитический обзор современных аэродинамических установок кратковременного действия и направлений их развития, который показал, что:

- газодинамические установки кратковременного действия обеспечивают максимально достижимые условия для наземных аэродинамических испытаний в гиперзвуковом диапазоне скоростей;

- их разработка является актуальной, проводится во всех ведущих странах мира и рассматривается как одно из перспективных направлений в современной экспериментальной аэродинамике.

Предложены пути совершенствования конструкций установок кратковременного действия, обеспечивающие расширение диапазона их применимости.

Список литературы диссертационного исследования доктор технических наук Звегинцев, Валерий Иванович, 2007 год

1.H. Twenty five years of Ramjet development. Jet Propulsion, v.25, №11, 1955, p 604-614.

2. Waltrup P.J., Anderson G.Y., Stull F.D. Разработка гиперзвуковых ПВРД в США: "Новое в зарубежном авиадвигателестроении", ЦИАМ, №2, 1978. С. 12-23.

3. Amin N.F. Сравнение характеристик ракет с ГПВРД на различных горючих при использовании для запуска орудий. J. Spacecraft and Rockets, v.4, №8, 1967. P. 1089 1091 см. также "Новое в зарубежном авиадвигателестроении", ЦИАМ, №4, 1968, стр. 11-15.

4. Летные испытания реактивного снаряда Martlet/Scramjet. Tehnology Week, №9. 1967. см. также РЖ "Авиационные и ракетные двигатели", №12, 1967, реф. 12.34.88.

5. Marquet R. Разработка и летные испытания при М=5 экспериментального ГПВРД. Pyrodynamics, № 4, 1967. см. также РЖ "Авиационные и ракетные двигатели", №11, 1968, реф. 11.34.73.

6. К гиперзвуковым скоростям. Flight int., v. 3477, 1975, p. 657-658. Перевод в Э.И. ВИНИТИ "Авиастроение", №6, 1976. С. 1-4.

7. Hearth D.P., Preyss А.Е. Hypersonic technology approach to an expanded program. Astronautics and Aeronautics, v. 14, №12, 1976. P. 20 37.

8. Курзинер P.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1977. 211 с.

9. Шляхтенко С.М. Теория ВРД. М.: Машиностроение, 1975. 568 с.

10. Зуев B.C., Макарон B.C. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. М.: Машиностроение, 1971. 367 с.

11. Гилязетдинов Б.Н., Затолока В.В. , Звегинцев В.И., Шумский В.В. Характеристики ГПВРД в диапазоне чисел Маха 3+15. В сб. Физическая газодинамика, ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1976. С. 53-56.

12. Penland J.A., Dillon J.K., Pittman J.L. An Aerodynamic Analysis of Several Hypersonic Research Airplane Concepts from M=0,2 to 6,0. AIAA Paper, 78 150, 1978.

13. Flight Int, v.l 15, №3650, 1979.

14. Flight Int, v.l 13, №3612, 1978.

15. Э.И. ВИНИТИ "Астронавтика и ракетодинамика", №26, 1979.

16. Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. М.: Мир, 1968. 504 с.

17. Lancaster О.Е. ed. Jet Propulsion Engines, ser. "High Speed Aerodynamics and Jet Propulsion" v.l2, London, 1959. P. 335 376.

18. Баев В.К., Третьяков П.К. Камера сгорания СГПВРД и возможность ее моделирования. Отчет №403/97, ИТПМ СО АН СССР, Новосибирск, 1970. 49 с.

19. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969. 824 с.

20. Резняков А. Б. Метод подобия. АН КАЗ ССР, Алма-Ата, 1959. 151 с.

21. Вулис JI.A., Ярин Л.П. Аэродинамика факела. Л.: Энергия, 1978. 216 с.

22. Баев В.К. Критериальное описание геометрии пламени гомогенной смеси. ПМТФ, №4, 1966. С. 145-149.

23. Баев В.К., Третьяков П.К. Расчет положения пламени в турбулентном потоке. Известия Сибирского отд. АН СССР, сер. техн. наук, вып. 1, № 3, 1969. С. 32-37.24