Теоретическое обоснование создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат технических наук Бербек, Андрей Михайлович

• Бербек, Андрей Михайлович
• кандидат технических наук
• 2012

Оглавление диссертации кандидат технических наук Бербек, Андрей Михайлович

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. Анализ проблемы создания двигательных установок на ПМГ и воде для межпланетных космических летательных аппаратов

1.1. Анализ целесообразности использования топлива металл+вода при исследовании объектов солнечной системы

1.2. Анализ внутрикамерных процессов при сжигании металлов в воздухе и водяном паре

1.2.1. Особенности металлических горючих

1.2.2. Воспламенение и горение металлов в воздухе и среде, содержащей водяной пар

1.3. Анализ способов организации внутрикамерных процессов в двигательных установках на ПМГ

1.3.1. Первичное смешение

1.3.2. Воспламенение и стабилизация пламени

1.3.3. Первичное горение

1.3.4. Вторичное смешение

1.3.5. Вторичное горение

1.3.6. Истечение из сопла

1.4. Особенности внутрикамерных процессов при сжигании топлива ПМГ + вода

1.5. Анализ существующей схемы РД ПМГ ВО, её достоинств и

недостатков

Выводы. Постановка задач диссертационной работы

ГЛАВА 2. Выбор горючего и организация внутрикамерных процессов ракетного двигателя на ПМГ и воде в качестве окислителя

2.1. Термодинамические расчёты топлив ПМГ+ВОДА

2.2. Выбор металлического горючего для ракетного двигателя на воде в качестве окислителя

2.2.1. Эксплуатационные характеристики

2.2.2. Термодинамические характеристики

2.2.3. Энергетические характеристики

2.2.4. Дисперсные характеристики

2.2.5. Отработанность технологии

2.2.6. Отработанность процессов

2.2.7. Выбор горючего

2.3. Выбор оптимальных значений внутрикамерных параметров

2.4. Способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе алюминий+вода

2.5. Описание внутрикамерных процессов

2.5.1. Подача порошка алюминия в форкамеру и распределение по рабочему объёму

2.5.2. Подача кислородсодержащего газа в форкамеру и распределение по рабочему объёму

2.5.3. Подача воды в форкамеру и распределение по рабочему объёму

2.5.4. Подача воды в основную камеру сгорания и распределение по рабочему объёму

2.5.5. Смешение алюминия с кислородсодержащим газом и воспламенение смеси

2.5.6. Смешение воспламенившейся газовзвеси алюминия с водой и первичное горение

2.5.7. Вторичное горение ПМГ

2.5.8. Расширение двухфазного потока в сопле и истечение

2.6. Воспламенение ПМГ

2.7. Первичное горение воспламенившейся смеси

Выводы

ГЛАВА 3. Экспериментальные исследования распыла воды центробежными форсунками, предназначенными для установки в форкамере ракетного

двигателя на ПМГ и воде

3.1. Описание экспериментального оборудования

3.2. Система измерения

3.3. Описание форсунки ФР-94ДС

3.4. Методика проведения экспериментов

3.5. Отработка методики измерений

3.6. Описание проведённых экспериментов

3.6.1. Постановка задачи

3.6.2. Измерения в сечении 1

3.6.3. Измерения в сечении 2

Выводы

ГЛАВА 4. Разработка схемы ракетного двигателя на ПМГ и ВО. Рекомендации к проектированию его систем и элементов

4.1. Схема ракетного двигателя на ПМГ и ВО

4.2. Система подачи основных компонентов

4.3. Камера сгорания

4.3.1. Схема камеры сгорания

4.3.2. Условия эффективности процессов в камере сгорания

4.4. Процессы в зоне первичного горения

4.4.1. Оценка времени воспламенения частиц алюминия в форкамере

4.4.2. Оценка времени горения частиц алюминия в форкамере

4.5. Процессы в основной зоне камеры сгорания

4.5.1. Распыливание воды струйными форсунками. Оценка максимального размера капель

4.5.2. Модель процессов испарения капель воды

4.5.3. Расчёт испарения капель воды

4.6. Профилированное сопло

4.7. Защита стенок камеры сгорания и сопла

4.7.1. Форкамера

4.7.2. Основная камера сгорания

4.7.3. Сопло

4.8. Хранение компонентов топлива

4.9. Рекомендации к проектированию систем и элементов ракетного

двигателя на ПМГ и ВО

Выводы

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Теоретическое обоснование создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя»

ВВЕДЕНИЕ

Один из первопроходцев российского ракетостроения Фридрих Артурович Цандер, сподвижник Циолковского, мечтал построить ракетный двигатель (РД), использующий в качестве горючего металл. В двигателе на жидком кислороде в качестве окислителя он именно металл считал основным горючим, а углеводород - вспомогательным. Осуществить эту идею при существующей в то время технологии было невозможно, поэтому наработки Цандера по применению металлов в качестве горючего долгие годы оставались невостребованными [1].

Практически все современные смесевые топлива содержат металлы в виде мелкодисперсных порошков. Введение металла в состав смесевого топлива позволяет значительно поднять удельный импульс, увеличить плотность, повысить стабильность и скорость горения. Для современных топлив типично содержание 10... 20 % порошкообразных металлов: алюминия, магния, бора [2-6].

Сегодня двигатели, использующие порошкообразные металлические горючие (ПМГ), могут быть успешно реализованы и применены в тех областях, где традиционно используются двигатели на углеводородных горючих. Металлы по сравнению с углеводородными соединениями позволяют повысить плотность заряжания баков, обладают большей энергетикой и могут гореть при таких условиях, при которых невозможно горение углеводородов [7-9].

Для успешного исследования космического пространства и объектов Солнечной системы требуется создание специальных двигательных установок (ДУ). В частности, посадочные модули космических летательных аппаратов (КЛА), оснащённые двигателями для взлёта с исследуемого космического объекта, позволили бы доставить на Землю пробы фунта и получить многократно больше научной информации, чем может быть получено с исследовательского аппарата, передающего на Землю только данные телеметрии.

Двигатели для посадочных ступеней КЛА должны развивать достаточно большую тягу (для преодоления притяжения космического объекта) и иметь малую массу. Электрические РД для этой цели не подходят из-за малой развиваемой тяги, ядерные РД тяжелы, опасны и имеют малый КПД. Единственным типом двигателя, который может использоваться для взлёта с космических объектов, остаётся химический РД.

Для межпланетного КЛА наиболее важным критерием эффективности является масса, поскольку при увеличении массы резко возрастают затраты на выведение аппарата в космос. Для возвращаемых на Землю КЛА экономия массы может быть получена за счёт того, что топливо или хотя бы его часть будет добыта аппаратом непосредственно на объекте исследования.

Роберт Зубрин [10], в частности, одним из первых предлагал использовать окись углерода из марсианской атмосферы и водород, доставляемый с Земли, для производства метана и кислорода, которыми в дальнейшем можно заправлять взлетающие с Марса КЛА. Преимущество данного подхода состоит в том, что ракетные двигатели на метане и кислороде реализуют отработанные и многократно проверенные технические, технологические и конструктивные решения, применяемые при создании РД на жидких углеводородных горючих (ЖУГ). Недостаток - в том, что для синтеза метана требуется тяжёлая и энергоёмкая установка с ядерным реактором в качестве источника энергии.

В работах Шафировича Е.Я. и Гольдшлегера У.И. [11 - 14] при исследовании Марса предлагается напрямую использовать углекислый газ, добываемый из марсианской атмосферы, как окислитель, и транспортируемое с Земли металлическое горючее в химическом ракетном двигателе. Двигатель используется не только для взлёта с Марса после выполнения миссии, но и для выполнения нескольких перелётов по Марсу для расширения района исследований. Авторами проведены расчёты массовых характеристик посадочного модуля для исследования Марса, оснащаемого в одном случае РД на топливе азотный тетраоксид (АТ) +

монометилгидразин (ММГ), в другом - РД на топливе магний + С02. При расчётах было принято, что взлётно-посадочный модуль имеет две двигательные установки: одну на топливе азотный тетраоксид + монометилгидразин (/уд = 330 с), вторую - на ПМГ и добываемом на поверхности космического тела окислителе СОг- Двигательная установка на АТ + ММГ используется как вспомогательная для ориентации и стабилизации в течение всей миссии и как вторая ступень при взлёте аппарата с поверхности небесного тела после выполнения задания. ДУ на ПМГ и запасаемом окислителе используется для перелётов на поверхности небесного тела и как первая ступень при взлёте. Кроме того, предполагалось, что аппарат несёт на борту капсулу с образцами грунта общей массой 100 кг и 200 кг научного оборудования, которое перед взлётом останется на поверхности исследуемого объекта.

Расчёты показали, что потребные массы посадочных модулей примерно одинаковы, если аппарат рассчитан на исследование только одной точки Марса, а при увеличении количества перелётов предлагаемый Шафировичем и Гольдшлегером двигатель позволяет получить многократную экономию массы и, следовательно, стоимости экспедиции.

Для транспортировки на Землю образцов грунта с других тел Солнечной системы с целью экономии массы, а следовательно, и сокращения материальных затрат на экспедицию, предполагается не запасать на борту космического аппарата (КА) всё топливо с Земли, а добывать часть его непосредственно в месте посадки. Такой двигатель, кроме взлёта с Марса, позволил бы спускаемому аппарату совершить несколько перелётов из одной точки марсианской поверхности в другую, многократно расширяя тем самым район исследования и увеличивая научную ценность полученных образцов.

Одним из самых распространённых веществ в Солнечной системе является вода. Водяной лёд присутствует на поверхности спутников Юпитера (Европа, Ганимед, Каллисто), практически на всех спутниках Сатурна, Урана, Нептуна, Плутоне и его спутнике Хароне. Замёрзшая вода

содержится в ядрах комет и на самых крупных объектах пояса Койпера [15, 16]. Воду внеземных объектов можно использовать в качестве окислителя для ракетного двигателя KJIA.

Последние результаты исследований Марса, полученные при помощи зонда Mars Reconnaissance Orbiter, свидетельствуют о наличии не только на полюсах красной планеты, но и в её средних широтах значительного количества чистого водяного льда (по материалам www.inauka.ru). Эти запасы льда очень выгодно использовать в качестве добываемого компонента топлива для марсианских исследовательских летательных аппаратов.

В монографии [7] проведены расчёты массовых характеристик посадочной ступени космического аппарата для исследования Марса и спутников Юпитера, в которой ДУ на топливе А1 + Н20 используется на первой ступени и ДУ на транспортируемом с Земли топливе - на второй. Проведено сравнение полученных данных с данными работы [13].

При расчёте массовых характеристик использовалась методика, описанная в [12]. Программа исследований включает три перелёта по баллистической траектории из одного района космического объекта в другой для сбора образцов, после чего капсула с образцами выводится либо на орбиту вокруг исследуемого объекта, либо на траекторию полёта к Земле. Принято, что на Марсе для обеспечения мягкой посадки аппарата используется чисто аэродинамическое торможение, на спутниках Юпитера -торможение двигателем первой ступени.

На рис. 1 в виде гистограммы приведены массы аппаратов с РД на топливе монометилгидразин + азотный тетраоксид, либо ПМГ + вода, либо ПМГ + С02, которые требуется доставить на поверхность Марса для выполнения определённого количества перелётов и выведения 100 кг полезного груза к Земле. Из гистограммы следует, что выигрыш в массе обеспечен, начиная с одного перелёта. Если аппарат использует только доставляемое с Земли топливо AT + ММГ, то два перелёта и последующая доставка образцов на Землю вообще неосуществимы. Таким образом,

космический летательный аппарат может выполнить на Марсе или спутниках Юпитера (Каллисто, Европа, Ганимед) программу исследований, включающую получение образцов из четырёх областей на поверхности исследуемых объектов, и обеспечить последующую доставку капсулы с образцами на Землю. Это возможно только при использовании аппарата с двигательной установкой, запасающей часть рабочего тела на исследуемых космических объектах.

20

18

16

н 14 га"

га 12

о.

то

§ 10 га

га о о 8 о га

5 6

0

0 12 3

Количество перелётов

Рис. 1. Масса марсианского взлётно-посадочного модуля в зависимости от

исследовательской программы

Удельная тяга ракетного двигателя на металлическом горючем и внеземных окислителях в основном ниже, чем у земных штатных топлив. Однако в условиях космических объектов более важным показателем является минимально необходимая масса посадочной ступени КЛА, доставляемой с Земли на поверхность космического тела. Применение окислителей, добываемых на поверхности внеземных объектов, позволяет уменьшить эту массу при существенном увеличении исследовательской программы [11 - 14, 17-20]. Анализ возможных схем ДУ на внеземных

□ Мд + С02 ■А1+С02 ■ А1+Н20 ■АТ+ММГ

окислителях показал, что двигатель на порошкообразном металлическом горючем, в данном случае, - наиболее приемлемый вариант [18].

Вода является менее активным окислителем, чем кислород. Однако в среде водяного пара частицы металлов (алюминий, магний, бор) воспламеняются при более низких температурах и горят более интенсивно, чем в среде диоксида углерода или даже в воздухе. Это связано с различным воздействием Н20 и С02 на оксидные плёнки, покрывающие поверхность металлов [3]. Водяной пар и летучие продукты реакции его с металлами (водород) воздействуют на оксидные плёнки и снижают их защитные свойства. В отличие от водяного пара, продукты реакции диоксида углерода с металлами, воздействуя на оксидные пленки, увеличивают их защитные свойства. Именно образованием углерода и углеродсодержащих соединений металлов объясняются высокие защитные и прочностные свойства плёнки на поверхности металлов при их воспламенении в С02.

При проектировании двигательных установок на порошкообразных металлических горючих перед разработчиками встаёт ряд задач, связанных с организацией рабочего процесса. Главные из них - обеспечение устойчивой регулируемой подачи металлического порошка в камеру сгорания, его равномерного распределения по поперечному сечению камеры и смешения с окислителем, надёжного зажигания полученной горючей смеси, стабилизации пламени, устойчивого и эффективного горения (высокой полноты сгорания). Из цепи взаимосвязанных процессов определяющими и наиболее сложными для осуществления являются процессы сжигания взвеси

металлического порошка.

За предыдущие полвека бурного развития реактивных двигателей на жидких горючих за рубежом и в России был накоплен большой научный и практический опыт организации рабочего процесса в камерах сгорания углеводородных горючих [21 - 26]. Реактивные двигатели на жидких углеводородных горючих (ЖУГ) достигли высокой степени совершенства и стали широко использоваться в качестве силовых установок летательных

аппаратов (ЛА). К сожалению, этот опыт нельзя применить к установкам на ПМГ из-за особенностей данных горючих. Однако, как будет показано далее, учёт и использование некоторых особенностей металлических горючих позволяет организовать рабочий процесс в реактивных двигателях на ПМГ не менее эффективно, чем в двигателях на ЖУГ.

ЦЕЛЬЮ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ является теоретическое обоснование возможности создания ракетного двигателя для межпланетного космического аппарата на транспортируемом с Земли порошкообразном металлическом горючем и воде, добываемой на поверхности исследуемого космического объекта, в качестве второго компонента топлива.

ЗАДАЧИ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ

Для достижения указанной цели необходимо:

1. Провести комплексный анализ (термодинамический, физико-химических свойств, технологичности, отработанности) топлив металл + вода, выбрать наиболее эффективное и целесообразное металлическое горючее для использования в ракетном двигателе.

2. Разработать способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе металл + вода, позволяющий организовать воспламенение и получить конденсированные продукты сгорания в ультрадисперсном виде (тем самым снизить двухфазные потери удельной тяги).

3. Экспериментально исследовать распыл воды центробежными форсунками, применяющимися в ГТД для подачи керосина, и показать возможность их использования для установки в камере сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде в качестве окислителя.

4. Разработать схему РД ПМГ на воде в качестве окислителя, рассчитанного на низкие внутрикамерные давления, в которой рассмотреть вопросы хранения, подачи, смесеобразования, воспламенения и горения

компонентов, охлаждения конструкции. Сформулировать рекомендации к проектированию систем и элементов двигателей космических аппаратов на ПМГ и воде.

МЕТОДЫ И ПОДХОДЫ, ИСПОЛЬЗОВАННЫЕ В ХОДЕ ВЫПОЛНЕНИЯ

ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ

Использованы методы и подходы теории горения металлов и газодисперсных систем, газовой динамики дисперсных систем, проектирования, конструирования и проведения испытаний элементов ракетных двигателей и нестандартного оборудования.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА:

1. Термодинамическими расчетами впервые показано: топлива металл + вода по удельному импульсу (до 370 с) не уступают традиционным топливам космических аппаратов и при этом обладают следующими преимуществами:

• заправка водой в месте посадки КЛА;

• высокие эксплуатационные характеристики;

• высокие энергетические характеристики.

2. Сформулированы новые принципы организации процесса сжигания порошкообразных металлов и воды в камере сгорания ракетного двигателя без создания чётко выраженных интенсивных зон аэродинамической рециркуляции. Тем самым уменьшается возможность налипания конденсированных частиц на поверхность камеры сгорания. Стабилизация пламени осуществляется за счёт подачи малого количества дополнительного компонента, создающего богатый кислородом низкоскоростной поток газа для воспламенения ПМГ.

3. Впервые показана возможность существенного уменьшения двухфазных потерь удельного импульса в ракетном двигателе на топливе ПМГ + вода за счёт организации горения, при которой конденсированные

продукты сгорания металлического горючего образуются в ультрадисперсном виде.

4. Разработана новая схема системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде, позволяющая минимизировать его массу и габариты.

5. Экспериментально впервые показана возможность применения использующихся в ГТД для подачи керосина центробежных форсунок 94ДС в камере сгорания РД на ПМГ и воде в качестве окислителя.

ПРАКТИЧЕСКАЯ ЗНАЧИМОСТЬ

Результаты работы могут быть использованы при проектировании и отработке систем и элементов новых ракетных двигательных установок на порошкообразном металлическом горючем и воде, предназначенных для установки на межпланетные исследовательские летательные аппараты.

Разработанный способ организации сжигания порошкообразных металлов без применения выраженной аэродинамической рециркуляции потока позволяет предотвратить существенное налипание к-фазы на поверхность элементов камеры сгорания, повысить надёжность и эффективность работы двигателя, а также существенно снизить двухфазные потери удельного импульса.

Применение реактивных двигателей на ПМГ и внеземных окислителях в космических летательных аппаратах позволяет расширить возможности исследования объектов Солнечной системы, в том числе отдалённых.

Полученные в диссертации результаты использовались в проектных работах предприятия ОКБ «Темп» ПермГТУ и в учебном процессе кафедр РКТ и ТКА ПермГТУ.

ДОСТОВЕРНОСТЬ И ОБОСНОВАННОСТЬ

Достоверность и обоснованность результатов работы подтверждается:

1. Использованием программы термодинамических расчётов высокоэнергетических процессов, широко использующейся на предприятиях аэрокосмической отрасли промышленности.

2. Применением известных, проверенных на практике экспериментальных характеристик взаимодействия частиц ПМГ с активными газами.

3. Хорошим согласованием проведённых в работе экспериментов и их совпадением с данными других авторов.

4. Применением современных аттестованных приборов, проверенных и надёжных средств измерения и регистрации, опробованных методик.

НА ЗАЩИТУ ВЫНОСЯТСЯ:

1. Результаты комплексного (термодинамического, физико-химических свойств, технологичности, отработанности) анализа топлив металл + вода, обоснование целесообразности использования топлива алюминии + вода.

2. Способ организации внутрикамерных процессов в ракетном

I и

двигателе на топливе алюминии + вода, позволяющий существенно снизить двухфазные потери удельного импульса, предотвратить налипание к-фазы на поверхность элементов камеры сгорания, повысить надёжность и эффективность работы двигателя.

3. Схема системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания ракетного двигателя на ПМГ и воде, позволяющая минимизировать его массу и габариты.

4. Результаты испытаний центробежных форсунок, использовавшихся в ГТД для подачи керосина, для подачи воды в форкамеру РД ПМГВ.

5. Схема ракетного двигателя космических летательных аппаратов на ПМГ и воде. Рекомендации к проектированию систем и элементов подачи, смесеобразования, воспламенения и горения ракетных двигателей ПМГВ.

РЕАЛИЗАЦИЯ РАБОТЫ Разработанные принципы организации внутрикамерных процессов и полученные в результате исследований расчётные и экспериментальные данные использованы:

- в исследовании возможности создания РД ПМГВ для установки на межпланетные исследовательские летательные аппараты;

- в учебном процессе кафедр РКТ и ТКА Пермского государственного технического университета.

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ: Результаты диссертационной работы докладывались на:

- VI, VIII, X, XII Всероссийской научно-технической конференции: Аэрокосмическая техника и высокие технологии. Пермь, 2003, 2005, 2007, 2009 г.г.

- Международной конференции SPACE'2003: Ракетные двигатели и проблемы их применения для освоения космического пространства. Москва-Калуга, 2003 г.

- European combustion meeting (ЕСМ 2003). Orleans, France, 2003.

- Международной конференции SPACE'2006: Космический вызов XXI века. Новые материалы и технологии для ракетно-космической техники. Севастополь, 2006 г.

- V Всероссийской научно-технической конференции: Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики. Казань, 2009 г.

ОБЪЁМ И СТРУКТУРА РАБОТЫ Диссертация состоит из введения, четырёх глав, общих выводов и списка литературы; изложена на 156 страницах, содержит 46 рисунков и 9 таблиц; список литературных источников включает 118 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Введение содержит обоснование актуальности работы (темы исследования), формулировку цели и основных задач, решаемых в диссертации, научную новизну, практическую значимость, реализацию и апробацию работы, содержание диссертации по главам.

В главе 1 на основе известных работ проведён анализ проблем, возникающих при создании двигательных установок на ПМГ, в частности РД на ПМГ и воде. Также проведён анализ внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на металлическом горючем, выявлены их особенности по сравнению с РД на углеводородных горючих и ПВРД на ПМГ. В результате анализа был поставлен ряд задач для дальнейших исследований.

В главе 2 описываются результаты проведённых термодинамических расчётов, анализируются энергетические, эксплуатационные и технологические характеристики топлив металл + вода. На базе этого анализа выбирается топливо алюминий + вода как наиболее целесообразное для использования в РД на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя (ПМГ ВО). На основании проанализированных в главе 1 особенностей ПМГ, характеристик их воспламенения и горения, способов организации внутрикамерных процессов выбраны оптимальные значения параметров камеры сгорания РД ПМГ ВО. Далее приводится возможный способ, схема организации и анализ внутрикамерных процессов в РД на топливе алюминий + вода.

В главе 3 рассмотрены результаты экспериментальных исследований распыла воды центробежными форсунками, применяющимися для подачи керосина в КС ГТД. Описано экспериментальное оборудование, система измерения и методика проведения экспериментов по восстановлению поля распределения капель воды по размерам при истечении из форсунки. Приведены результаты экспериментов. Доказана возможность использования таких форсунок для подачи воды в форкамеру РД ПМГ ВО.

В главе 4 на основании полученных результатов теоретических и экспериментальных исследований, изложенных автором в главах 2 и 3, разработаны схемы: подачи компонентов топлива, камеры сгорания и ракетного двигателя в целом. На основе известных методик расчёта испарения и движения капли в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа и термодинамических расчётов сформулирована модель, описывающая горение в основной зоне КС в рамках квазиравновесного приближения. Приведены оценки конструктивных параметров форкамеры и основной камеры. Разработаны рекомендации к проектированию систем и элементов подачи, смесеобразования, воспламенения и горения двигателей космических аппаратов на ПМГ ВО.

Автор выражает глубокую благодарность Бульбовичу Р.В., Потапову Б.Ф. за обсуждение результатов работы и полезные советы, коллективам конструкторского отдела 203 ОАО «Авиадвигатель» и Института механики сплошных сред УрО РАН за помощь в проведении экспериментов, а также сотрудникам ОКБ «Темп» (г. Пермь) и кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические установки» Пермского национального исследовательского политехнического университета, принимавшим участие в совместных работах по созданию перспективных установок на порошкообразных металлических горючих.

Заключение диссертации по теме «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов», Бербек, Андрей Михайлович

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

1. Проведены анализы термодинамики, физико-химических свойств, энергетических свойств, технологичности, отработанности в составе двигательных установок топливных систем бериллий + вода, бор + вода, алюминий + вода, магний + вода. Наиболее перспективным признано топливо бериллий + вода (термодинамический удельный импульс более 370 с). Однако в результате комплексных оценок выбрано топливо алюминий + вода как наиболее реализуемое в ближайшем будущем для использования в ракетном двигателе на ПМГ и воде в качестве второго компонента топлива.

2. Разработан способ организации внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на топливе А1 + вода, имеющий следующие особенности: а) камера сгорания разбивается на зоны воспламенения, первичного горения (форкамера) и вторичного горения (основная камера); б) воспламенение порошка алюминия осуществляется малым количеством (10 % по массе от суммарного расхода компонентов, доставляемых с Земли) дополнительного компонента, богатого кислородом (более 60 % по массе), получаемого в газогенераторе на топливе гидразин + азотный тетраоксид с отношением окислитель/горючее равным 39; в) в зону первичного горения подаётся 40% воды от суммарного расхода земных компонентов, при этом обеспечивается температура смеси около значения 2400 К и происходит полное исчезновение конденсированного алюминия; г) низкое (0,2.0,3 МПа) давление в камере сгорания; д) для подачи и распыления воды в форкамере используются центробежные шнековые форсунки, а в основной части камеры сгорания -струйные форсунки.

Способ позволяет: а) организовать надёжное воспламенение и обеспечить стабилизацию пламени в камере сгорания без создания выраженных зон аэродинамической рециркуляции потока (тем самым предотвратить налипание частиц конденсированной фазы на элементы конструкции); б) получить конденсированные продукты сгорания в ультрадисперсном виде и снизить двухфазные потери удельной тяги.

3. Экспериментально исследовано распыление воды центробежными форсунками (марки 94ДС), применяющимися в ГТД для подачи керосина, при перепаде около 1 МПа. Показана возможность их использования для установки в форкамере ракетного двигателя на топливе ПМГ + вода. Форсунки при подаче и распыливании воды обеспечивают требуемую дисперсность капель (10.30 мкм), угол конуса распыла превышает 100 градусов.

4. Разработана схема РД на ПМГ (порошкообразный алюминий) и воде в качестве окислителя, в которой рассмотрены вопросы хранения, подачи, смесеобразования, воспламенения и горения компонентов, охлаждения конструкции. Особенности двигателя: а) вытеснительная газогенераторная система подачи основных компонентов топлива, в которой газогенератор системы подачи - на монотопливе (гидразин); б) для системы подачи воды используется смесь 40 % гелия и 60 % продуктов разложения гидразина (по массе), которая имеет температуру не более 620 К (предел стойкости резиновых мембран в баке воды); в) для системы подачи ПМГ используется порошкообразный ёмкостный охладитель, обеспечивающий более холодный газ (температура не более 350 К); г) сопло двигателя можно профилировать как сопло для ЖРД с гомогенными продуктами сгорания.

5. Сформулированы рекомендации к проектированию систем и элементов двигателей космических летательных аппаратов на ПМГ и ВО: а) определены условия эффективного протекания процессов в характерных зонах камеры сгорания (воспламенения, первичного и вторичного горения), проведены оценочные расчёты процессов воспламенения и первичного горения; б) в основной зоне рассмотрены процессы распиливания воды струйными форсунками; в) на основе известных методик расчёта испарения капли в высокоскоростном, высокотемпературном потоке газа и термодинамики внутрикамерных процессов сформулирована модель, описывающая горение в основной зоне КС в рамках квазиравновесного приближения; г) проведены оценочные расчёты испарения капель воды в основной зоне и расчёты основных параметров камеры сгорания, на основе которых определены необходимые длины характерных зон; д) рассчитаны основные конструктивные, режимные и массогабаритные параметры одного варианта ракетного двигателя в целом.

Полученные теоретические и экспериментальные результаты обосновывают возможность создания ракетного двигателя на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя.

По теме диссертации опубликовано 11 работ [18, 20, 107, 108, 112 - 118], в том числе три [116 - 118] - в рецензируемых научных журналах из перечня Высшей Аттестационной Комиссии Российской Федерации.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Бербек, Андрей Михайлович, 2012 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Мелькумов Т.М. Основные идеи Ф.А. Цандера в области ракетных двигателей. В кн.: Ф.А. Цандер и современная космонавтика. - М.: Наука, 1976. С. 17-21.

2. Горение порошкообразных металлов в активных средах / П.Ф. Похил, А.Ф. Беляев, Ю.В. Фролов и др. - М.: Наука, 1972. - 294 с.

3. Мальцев В.М., Мальцев М.И., Кашпоров Л.Я. Основные характеристики горения. - М.: Химия, 1977. - 320 с.

4. Ерохин Б.Т., Липанов A.M. Нестационарные и квазистационарные режимы РДТТ. - М.: Машиностроение, 1972. - 200 с.

5. Фахрутдинов И.Х. Конструкция и проектирование РДТТ. / И.Х. Фахрутдинов, А.В. Котельников. -М.: Машиностроение, 1987. - 328 с.

6. Шапиро Я.М. Теория ракетного двигателя на твёрдом топливе / Я.М. Шапиро, Г.Ю. Майзинг, Н.Е. Прудников. - М.: Воениздат, 1966. - 256 с.

7. Малинин В.И. Внутрикамерные процессы в установках на порошкообразных металлических горючих. - Екатеринбург-Пермь: УрО

РАН, 2006.-262 с.

8. Егоров А.Г. Процессы горения порошкообразного алюминия в прямоточных камерах реактивных двигательных установок. - Самара: СНЦ

РАН, 2004. - 376 с.

9. Ягодников Д.А. Воспламенение и горение порошкообразных металлов. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009. - 432 с.

10. Миссия выполнима. Вокруг света. 2002, №11. С. 60 - 70.

11. Shafirovich, Е. Ya., Shiryaev, A.A., and Goldshleger, U. I.: Magnesium and Carbon Dioxide: a Rocket Propellant for Mars Missions. Journal of Propulsion and Power, Vol. 9, No. 2, 1993, pp. 197 - 203.

12. Shafirovich, E. Ya., and Goldshleger, U. I.: Mars Multi-Sample Return Mission. Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 48, 1995, pp. 315 -319.

13. Shafirovich, E. Ya., and Goldshleger, U. I.: Prospects for Using C02/Metal Propellants in Mars Missions. Proceedings of the Twenty-Second International Pyrotechnics Seminar. IIT Research Institute, Chicago, Illinois, 1996, pp. 365 - 376.

14. Гольдшлегер У.И., Шафирович Е.Я. Ракетные топлива С02/металл для марсианских экспедиций // Международная конференция SPACE'2003: Ракетные двигатели и проблемы их применения для освоения космического пространства. Тезисы докладов. - М.: ИХФ РАН, 2003. С. 140 - 141.

15. Силкин Б.И. В мире множества лун / Под ред. E.JI. Рускол. - М.:

Наука, 1982.-208 с.

16. Ротери Д. Планеты / Перевод с англ. Т. Новиковой. - М.: ФАИР-

ПРЕСС, 2005.-320 с.

17. Malinin V.I. and Berbek A.M. Interplanetary space vehicles rocket engine powdered metal fuel and oxidizer, obtained on a surface of explored space objects. In: European combustion meeting (ECM2003), Orleans, France, October 25-28, 2003. Book of Abstracts, p. 93.

18. Малинин В.И., Бербек A.M., Крюков А.Ю. Ракетный двигатель межпланетных аппаратов на порошкообразном металлическом горючем и окислителе, добываемом на поверхности исследуемых космических объектов // В кн.: Ракетные двигатели и проблемы освоения космического пространства (Космический вызов XXI века). Том 1 / [Под ред. И.Г. Ассовского, О.Д. Хайдена]. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2005. С. 500 - 502.

19. Малинин В.И., Бульбович Р.В. Перспективы применения порошкообразных металлических горючих в двигательных установках летательных аппаратов для исследования спутника Сатурна Титана // Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2005. Материалы VIII Всероссийской научно-технической конференции / Под ред. А.Н. Аношкина, М.А. Нихамкина и К.В. Недопекиной. - Пермь: ПГТУ, 2005. С. 99.

20. [Петренко В.Щ Малинин В.И., Бербек A.M. Ракетные двигатели для полета на Марсе, использующие марсианские природные ресурсы //VI

Всероссийская научно-техническая конференция: Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2003. Программа и тезисы докладов. - Пермь: ПГТУ, 2003. С. 121.

21. Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов высших технических учебных заведений / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; Под ред. В.П. Глушко. - М.: Машиностроение, 1989. - 464 с.

22. Бондарюк М.М., Ильяшенко С.М.. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. - М.: Оборонгиз, 1958. - 392 с.

23. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей / Б.В. Раушенбах, С.А. Белый, И.В. Беспалов и др. - М.: Машиностроение, 1964. - 526 с.

24. Процессы смесеобразования и горения в ВРД /А.Г. Прудников, М.С. Волынский, В.П. Сагалович. -М.: Машиностроение, 1971. - 356 с.

25. Теория воздушно-реактивных двигателей. Под. ред. С.М. Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1975. - 568 с.

26. Талантов A.B. Горение в потоке. - М.: Машиностроение, 1978. -

160 с.

27. Особенность формирования агломератов при горении смесевых композиций / Е.И. Гусаченко, В.П. Фурсов, В.И. Шевцов и др. В кн.: Физика аэродисперсных систем. - Киев-Одесса: Вища шк., 1982, вып.21. С. 62 - 66.

28. Лукин А.Я., Степанов A.M. Расчет дисперсности продуктов сгорания металлической частицы // Физика горения и взрыва. 1983. Т. 19, № 3. С. 41-50.

29. Лукин А.Я., Степанов A.M. Теоретическое исследование процессов образования конденсированных продуктов при горении частиц металла // Физика горения и взрыва. 1983. Т. 19, № 4. С. 45 - 49.

30. Исследование конденсированных продуктов горения магниевых порошков. I. Зависимость от давления / Е.И. Гусаченко, Л.Н. Стесик, В.П. Фурсов, В.И. Швецов // Физика горения и взрыва. 1974. Т. 10, № 4. С. 548 -554.

31. Исследование конденсированных продуктов горение магниевых порошков. II. Зависимость от размера частиц /Е.И. Гусаченко, JI.H. Стесик, В.П. Фурсов, В.И. Швецов // Физика горения и взрыва. 1974. Т. 10, № 5. С. 669 - 676.

32. Физико-химические свойства элементов. Справочник /Под ред. Г.В. Самсонова. - Киев: Наукова Думка, 1965. - 807 с.

33. Окисление металлов. Т.2 /Под. ред. Ж. Бенара. Перев. с франц. -

М.: Металлургия, 1969. - 444 с.

34. Свойства элементов. Справ, изд. /Под. ред. М.Е. Дрица. - М:

Металлургия, 1985, - 672 с.

35. Ген М.Я., Фролов Ю.В., Сторожев В.Б. О горении частиц субдисперсного алюминия // Физика горения и взрыва. 1978. Т. 14, № 5. С. 153 - 155.

36. Гремячкин В.М. К теории воспламенения металлических частиц //

Физика горения и взрыва, 1983. Т. 19, № 3. С. 9 - 14.

37. Модель воспламенения одиночной частицы бора во влажных средах /Л.А. Гапоненко, С.Н. Буйновский, Ю.И. Тулупов, Т.А. Яковлева // Физика горения и взрыва, 1981. Т. 17, № 1. С. 13 - 19.

38. Окисление металлов. Т.2 /Под. ред. Ж. Бенара. Перев. с франц. -

М.: Металлургия, 1969. - 444 с.

39. Газификация окиси бора /Я.И. Вовчук, А.Н. Золотко, Л.А. Клячко и др. // Физика горения и взрыва, 1974. Т. 10, № 4. С. 615 - 618.

40. Гуревич М.А., Лапкина К.И., Озеров Е.С. Предельные условия воспламенения частицы алюминия // Физика горения и взрыва. 1970. Т.6, №2. С. 172-176.

41. Гуревич М.А., Кирьянов И.М., Озеров Е.С. Горение одиночных частиц бора // Физика горения и взрыва. 1969. Т. 5, № 2. С. 217 - 222.

42. Валов А.Е., Гусаченко Е.И., Шевцов В.И. Влияние давления окислительной среды и концентрации кислорода на воспламенение одиночных частиц магния //Физика горения и взрыва, 1991, Т.27, №4. С.З - 7.

43. Хайкин Б.И., Блошенко В.Н., Мержанов А.Г. О воспламенении частиц металла // Физика горения и взрыва, 1970. Т. 6, № 4. С. 474 - 480.

44. Розенбанд В.И., Ваганова Н.И. Прочностная модель гетерогенного воспламенения частиц металлов // Физика горения и взрыва, 1992. Т. 28, № 1. С. 3-9.

45. О периоде индукции воспламеняющейся совокупности частиц магния / М.К. Копейка, А.Н. Золотко, Д.И. Полищук. В кн.: Физика аэродисперсных систем. - Киев - Одесса: Вища школа, 1974, вып. 12. С. 65 -71.

46. Изучение индукционных задержек при воспламенении газовзвесей металлических порошков / А.Б.Рыжик, Б.С.Лимонов, B.C. Махин. В кн.: Физика аэродисперсных систем. Киев-Одесса: Вища шк., 1974, вып. 12. С. 71 -76.

47. Задержка воспламенения газовзвеси частиц бора / А.Н. Золотко, Л.А. Клячко, К.М. Копейка и др. В кн.: Горение конденсированных систем. Черноголовка: Наука, 1977. С. 88 - 90.

48. Воспламенение и горение газовзвеси частиц алюминия /С.Н. Афанасьев, В.Ю. Жарков, Е.С. Озеров. В кн.: Физика аэродисперсных систем. Киев-Одесса: Вища шк., 1985, вып. 27. С. 39 - 42.

49. Критические условия воспламенения аэровзвесей порошков легких металлов / Ю.А. Юрманов, А.Б. Рыжик, Б.С. Лимонов, B.C. Махин. В кн.: Горение и взрыв. - М.: Наука, 1977. С. 335 - 339.

50. Критические условия воспламенения газовзвеси частиц бора /А. Н. Золотко, Л.А. Клячко, К.М. Копейка и др. // Физика горения и взрыва, 1977.

Т. 13, № 1. С. 38-44.

51. Критические условия воспламенения взвеси конгломератов и

частиц бора /А. Н. Золотко, Д.И. Полищук, А.И. Швец // Физика горения и взрыва, 1980. Т. 16, № 1. С. 10 - 14.

52. Воспламенение двухкомпонентной газовзвеси частиц металлов /А.Н. Золотко, A.M. Мацко, Д.И. Полищук и др. // Физика горения и взрыва,

1980. Т. 16, № 1.С. 23-36.

53. О механизме ламинарного пламени в аэровзвесях металлических частиц / В.Г. Шевчук, А.К. Безродных, Л.В. Бойчук и др. // Физика горения и

взрыва, 1988. Т. 24, № 2. С. 85 - 89.

54. Ягодников Д.А., Вяткин А.И., Иванов В.В. Теоретическое и экспериментальное исследование взаимодействия алюминия с воздухом // Вопросы двигателестроения. - М.: МГТУ, 1988. С. 11 - 16. - (Тр. МГТУ; № 510).

55. Скорость распространения пламени в газовзвесях частиц магния /В.Г. Шевчук, C.B. Горошин, Л.А. Клячко и др. // Физика горения и взрыва,

1982. Т. 18, №5. С. 57-63.

56. О режимах распространения пламени в аэровзвесях металлических частиц /В.Г. Шевчук, E.H. Кондратьев, А.Н. Золотко и др. // Физика горения

и взрыва, 1982. Т. 18, № 5. С. 70 - 76.

57. Нестационарное распространение пламени в газовзвесях частиц твёрдых горючих / В.Г. Шевчук, E.H. Кондратьев, Л.В. Бойчук и др. В кн.: Физика аэродисперсных систем. Киев-Одесса: Вища школа, 1985, вып. 27. С. 70-73.

58. Агеев Н.Д. Ламинарный двухфазный факел. Эксперимент и теория. Автореферат на соискание уч. ст. канд. физ.-мат. наук. - Одесса: ОГУ, 1987. - 16 с.

59. Скорость стационарного пламени в газовзвесях алюминия / Н.Д. Агеев, C.B. Горошин, А.Н. Золотко и др. В кн.: Химическая физика процессов горения и взрыва: Горение гетерогенных и газовых систем. -

Черноголовка: ОИХФ РАН, 1989. С. 83 - 85.

60. О возможности увеличения скорости распространения фронта пламени в аэровзвеси алюминия /Д.А. Ягодников, A.B. Воронецкий, В.В. Мальцев, В.А. Селезнев // Физика горения и взрыва, 1992. Т. 28, № 2. С.

51-54.

61. Ягодников Д. А., Воронецкий A.B. Экспериментально-теоретическое исследование воспламенения и горения аэровзвеси капсулированных частиц алюминия //Физика горения и взрыва, 1997. Т. 33, №1. С. 60-68.

62. Ягодников Д.А., Сухов A.B. Повышение реакционной способности порошкообразных металлических горючих // Внутрикамерные процессы, горение и газовая динамика дисперсных систем: Сб. лекций - СПб: БГТУ,

1997. Т. 2. С. 20-35.

63. Yagodnikov D.A., Voronetskii A.V., Sukhov A.V. Heat and mass transfer in turbulent combustion of airdisperse systems // Heat transfer research,

1993. Vol. 25, No. 3. P. 389 - 392.

64. Ягодников Д.А., Сухов A.B. Визуализация и анализ изображений турбулентного горения аэровзвеси алюминия // Химическая физика процессов горения и взрыва. Горение: Тезисы докладов X Всес. Симпозиума по горению и взрыву. - Черноголовка, 1992. С. 99 - 100.

65. Алексеев А.Г., Судакова И.В. Скорость распространения пламени в аэровзвесях металлических порошков // Физика горения и взрыва, 1983. Т.

19, №5. С. 34-36.

66. Распространение фронта химической реакции в двухфазном потоке / В.М. Кудрявцев, A.B. Сухов, A.B. Воронецкий и др. В кн.: Высокотемпературные газовые потоки, их получение и диагностика. -

Харьков: ХАИ, 1986, вып. 4. С. 66 - 69.

67. Ягодников Д.А., Воронецкий A.B., Лапицкий В.И. Распространение пламени по аэровзвеси алюминия при пониженных давлениях // Физика горения и взрыва. 1995. Т. 31, № 5. С. 23 - 31.

68. Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Стабилизация пламени в потоке аэровзвеси порошков алюминия // Доклады 3-й Международной конференции по внутрикамерным процессам и горению в

установках на твердом топливе и ствольных системах (ICOC-99) // Ижевск: ИПМ УрО РАН. 2000. С. 691 - 700.

69. Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Воспламенение и горение аэровзвеси алюминия в реакторе высокотемпературного синтеза порошкообразного оксида алюминия // Физика горения и взрыва. 2002. Т.38, №5. С. 41-51.

70. Бобров А.Н., Ягодников Д.А., Попов И.В. Воспламенение и горение двухкомпонентной газовзвеси порошкообразного горючего и окислителя // Физика горения и взрыва. 1992. Т. 28, № 5. С. 3 - 5.

71. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др. - М.: Высш. шк. 1983. -656 с.

72. Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Особенности горения частицы алюминия в потоке активных газов //Физика горения и взрыва. 1999. Т.35,№1.С. 41-47.

73. Коломин Е.И., Малинин В.И., Обросов A.A. Влияние условий смешения и горения аэровзвеси алюминия на дисперсный состав продуктов сгорания // Международная школа - семинар: Внутрикамерные процессы, горение и газовая динамика дисперсных систем. Сборник материалов. - СПб: БГТУ, 1995. С. 136-141.

74. Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Влияние параметров окисляющей среды на процесс накопления окисла на поверхности горящих частиц алюминия // Международная конференция по внутрикамерным процессам и горению: Проблемы конверсии и экологии энергетических материалов (ICOC-96). Россия, СПб, 1996: Сборник материалов в 2х частях. -Ижевск: ИПМ УрО РАН, 1997. Ч. 1. С. 33 - 39.

75. Получение ультрадисперсных порошков методом сжигания аэровзвесей частиц металлов / В.Н. Анциферов, В.И. Малинин, С.Е. Порозова, А.Ю. Крюков // В кн.: Перспективные материалы и технологии:

77. Акимов В.Б., Бакулев В.И., Горбунов Г.М. и др. Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1975.-568 с.

78. Гриценко Е.А., Данильченко В.П., Лукачев С.В., Ковылов Ю.Л., Резник В.Е., Цыбизов Ю.И. Некоторые вопросы проектирования авиационных газотурбинных двигателей. - Самара: СНЦ РАН, 2002. - 527 с.

79. Гидродинамика и теория горения потока топлива /Б.А. Канторович, В.И. Миткалинный, В.М. Делягин и др. - М.: Металлургия. 1971.-488 с.

80. Физические величины: Справочник. А.П. Бабичев, H.A. Бабушкина, А.М. Братковский и др. /Под ред. И.С. Григорьева, Е.З. Мейлихова- М.: Энергоатомиздат, 1991. - 563 с.

81. Справочник металлурга по цветным металлам. Производство алюминия. - М.: Металлургия, 1971. - 320 с.

82. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Под ред. В.П. Глушко-М.: Наука. 1981. Т. 3, кн. 2. - 400 с.

83. Ягодников Д. А., Воронецкий A.B. Экспериментально-теоретическое исследование воспламенения и горения аэровзвеси капсулированных частиц алюминия //Физика горения и взрыва, 1997. Т. 33, №1. С. 60-68.

84. Ягодников Д.А., Сухов A.B. Повышение реакционной способности порошкообразных металлических горючих // Внутрикамерные процессы, горение и газовая динамика дисперсных систем: Сб. лекций - СПб: БГТУ, 1997. Т. 2. С. 20-35.

85. Сжигание мелкодисперсного порошка алюминия в потоке воздуха / А.Г. Егоров, К.В. Мигалин, В.Я. Ниязов и др. // Химическая физика. 1990. Т. 9, № 12. С. 1633 - 1635.

86. Егоров А.Г., Кальней А.Д., Шайкин А.П. Стабилизация пламени порошкообразного металлического горючего в турбулентном потоке воздуха // Физика горения и взрыва. 2001. Т. 37, № 5. С. 28 - 35.

87. Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Стабилизация пламени в потоке аэровзвеси порошков алюминия // Доклады 3-й Международной конференции по внутрикамерным процессам и горению в установках на твердом топливе и ствольных системах (1СОС-99) // Ижевск: ИПМ УрО РАН. 2000. С. 691 - 700.

88. Петренко В.И., Малинин В.И. Регулируемые ПВРД на порошкообразных металлических горючих - новое перспективное направление в реактивном двигателестроении // Материалы IX Всероссийской конференции: Исследование, проектирование и отработка регулируемых энергоустановок. - Уфа, 2001. С. 11 - 24.

89. Петренко В.И., Малинин В.И. ПВРД на порошкообразных металлических горючих - перспективное направление улучшения баллистических характеристик управляемых ракет // Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики: Доклады конференции. -Томск: ТГУ, НИИПММ, 2002. С. 94 - 98.

90. Дитякин Ю.Ф. и др. Распыливание жидкостей. - М.: Машиностроение, 1977. - 208 с.

91. Хавкин Ю.И. Центробежные форсунки. - Л.: Машиностроение, 1976.-168 с.

92. Блох А.Г. и Кичина Е.С. Средний диаметр капель при

распыливании топлива центробежными форсунками.

_______

93. Клячко Л.А. К теории центробежной форсунки // Теплоэнергетика, 1962, №3. С. 10-15.

94. Баранаев М.К., Теняков В.И. Размер капель центробежной форсунки в широком диапазоне свойств диспергируемой жидкости // Известия АН СССР, 1970. С. 84 - 96.

95. Блох А.Г., Кичкина Е.С. Распыливание жидкого топлива механическими форсунками центробежного типа. - В кн.: Вопросы аэродинамики и теплопередачи в котельно-топочных процессах. М., Госэнергоиздат, 1959. С. 48 - 56.

96. Витман JI.A., Кацнельсон Б.Д., Палеев И.И. Распыливание жидкостей форсунками. М. - Л., Энергоиздат, 1962, 264 с.

97. Головков Л.Г. Распределение капель по размерам при распыливании жидкостей центробежными форсунками // Инженерно-физический журнал, 1964, № 7. С. 55 - 62.

98. Новиков И.И. Закономерности дробления жидкостей в центробежных форсунках // Журнал технической физики, 1948. Т. 18, вып. 3. С. 345-354.

99. В.А. Бородин, Ю.А. Дитякин и др. Распыливание жидкостей. М., «Машиностроение», 1967. 263 с.

100. Кулагин Л.В., Морошкин М.Я. Форсунки для распыливания тяжёлых топлив. М., «Машиностроение», 1973. 200 с.

101. Реактор горения порошков металлов в активном газе / В.И. Малинин, Е.И. Коломин, И.С. Антипин, A.A. Обросов // Научно-технические разработки в области СВС: Справочник / Под общей ред. академика А.Г. Мержанова. - Черноголовка: ИСМАН, 1999. С. 184 - 185.

102. Трусов Б.Г. Моделирование химических и фазовых равновесий при высоких температурах (АСТРА.4). Препринт МГТУ, 1991. - 30 с.

ЮЗ.Бербек A.M., Малинин В.И., Бульбович Р.В. Топлива с добываемыми вне Земли компонентами для перспективных двигателей космических аппаратов. // X Всероссийская научно-техническая конференция: Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2007. Программа и тезисы докладов. - Пермь: ПГТУ, 2007. С. 38.

104. Малинин В.И. Организация внутрикамерных процессов и оптимизация параметров в двигательных и технологических установках на порошкообразных металлических горючих // XXV Российская школа по проблемам науки и технологий, посвящённая 60-летию Победы. Краткие сообщения (Дополнения). - Екатеринбург: УрО РАН, 2005. С. 385 - 387.

105.Бербек А. М., Малинин В. И. Организация внутрикамерных процессов в ракетном двигателе на порошкообразном алюминии и воде //

Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики. Материалы V всероссийской научно-технической конференции 12 - 13 октября 2009 г., Казань, Россия. - Казань: КГТУ, 2009. С. 396 - 400.

106. Малинин В.И., Коломин Е.И., Серебренников С.Ю., Антипин И.С. Охлаждение продуктов сгорания газогенераторных топлив в порошкообразных емкостных охладителях / Вестник ПГТУ. Аэрокосмическая техника, 2002 , № 13. С. 72 - 76.

107. Газогенератор / Е.И. Коломин, В.И. Малинин, С.Ю. Серебренников, А.Е. Коломин // Патент РФ № 2292234, С 2, 27.01. 2007.

108. Стернин JI.E. Двухфазные моно- и полидисперсные течения газа с частицами / JI.E. Стернин, Б.Н. Маслов, A.A. Шрайбер, A.M. Подвысоцкий. -М.: Машиностроение, 1980. - 172 с.

109. Луканин В.Н. Теплотехника: Учеб. Для вузов/ В.Н. Луканин, М.Г. Шатров, Г.М. Камфер и др.; Под ред. В.Н. Луканина. - 4-е изд., испр. - М.: Высш. шк., 2003.-671 с.

110. Бербек A.M., Малинин В.И. Устройство выделения конденсированной фазы из потока продуктов сгорания двигательных и технологических установок на металлическом горючем // Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2005. Материалы VIII Всероссийской научно-технической конференции / Под ред. А.Н. Аношкина, М.А. Нихамкина и К.В. Недопекиной - Пермь: ПГТУ, 2005. С. 26.

111. Малинин В.И., Бульбович Р.В., Бербек A.M. Перспективы создания двигательных установок космических летательных аппаратов на металлических горючих и внеземных окислителях // В кн.: Перспективные материалы и технологии для ракетно-космической техники. (Космический вызов XXI века). Том 3 /[Под ред. A.A. Берлина, И.Г. Ассовского]. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2007. С. 401 - 406.

112. Бербек A.M., Малинин В.И. Организация рабочего процесса в ракетном двигателе на порошкообразном металлическом горючем и воде // Аэрокосмическая техника, высокие технологии и инновации - 2009.

Материалы XII Всероссийской научно-технической конференции (Пермь, 9-10 апреля 2009 г.) - Пермь: ПГТУ, 2009. С. 220 - 222.

ПЗ.Бербек A.M., Малинин В.И. Проект ракетного двигателя, работающего на порошкообразном металлическом горючем и воде в качестве окислителя // Космонавтика и ракетостроение, 2010, № 1 (58). С. 146 - 152.

114. Малинин В.И., Серебренников С.Ю., Бербек A.M. Анализ особенностей горения порошков металлов в смесях с воздухом, водой и диоксидом углерода // Пожаровзрывобезопасность, 2010. Т. 19 № 4. С. 12 -17.

115. Бербек A.M., Малинин В.И. Организация рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя на порошкообразном алюминии и воде // Вестник КГТУ им. А.Н. Туполева, 2010. № 3. С. 22 - 27.