в 7 раз. При этом средняя температура достигает значения до 7,5
T
0
.
Достигаемый уровень температуры превышает порог воспламенения
газообразных топливных пар, применяемых в ЖРД МТ. Время запуска
двигателя при этом составляет не более 15 мс.
Получены рекомендации по выбору основных геометрических па-
раметров сопла и резонатора. Показано, что резонансный эффект,
сопровождающийся наиболее высокими температурами газа в резо-
наторе, наблюдается при частоте пульсаций 3. . . 4 кГц. Определены
оптимальные соотношения между основными геометрическими пара-
метрами ГСВ:
L
= 2
. . .
3
D
1
и
S
= 12
. . .
14
D
1
.
После воспламенения происходит повышение давления в КС и
пульсации в резонаторе прекращаются. При этом двигатель переходит
на стационарный режим работы. Следует отметить, что в случае сры-
ва пламени режим повторного запуска может быть реализован путем
кратковременного открытия электроклапана горючего ЭК2.
Рассматриваемый метод воспламенения может быть применен в
различных устройствах, принцип действия которых аналогичен работе
ЖРД МТ, в частности в сверхзвуковых технологических горелках для
резки материалов и напыления покрытий.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. B e l y a e v V. S., G u t e r m a n V. Y u., I v a n o v A. V. The study of theoretical
and experimental feasibilities of the rocket fuel components ignition by laser
radiation. Published at “Superintence Light Fields and Ultrafast Processes” edited
by V.E. Yashin, A.A. Andreev // Proc. of SPIE. Vol. 5482 (SPIE, Bellingham, WA,
2004).
2. И в а н о в А. В., Р е б р о в С. Г., П о н о м а р е в Н. Б. и др. Способ воспламе-
нения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство
для его осуществления (варианты). Патент Российской федерации на изобрете-
ние. № 2326263 с приоритетом от 14.05.2007.
3. Д о б р о в о л ь с к и й М. В. Жидкостные ракетные двигатели. – М.: Изд-во
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. – 486 с.
4. Ш и д л о в с к и й В. П. Влияние диссипативных процессов на эволюцию удар-
ных волн // Ракетная техника и космонавтика. – 1977. – Т. 15, № 1. – С. 35–41.
5. А н т о н о в А. Н., К у п ц о в В. М., К о м а р о в В. В. Пульсации давления
при струйных и отрывных течениях. – М.: Машиностроение, 1990. – 272 с.
6. Z a k i r o v V. A., L a w r e n c e T. J., S e l l e r s J. J., and S w e e t i n g M. N.
Nitrous oxide as a rocket propellant // Proc. of the 51st International Astronautical
Congress, Rio de Janeiro, Brazil, 2–6 October 2000, also published in Acta
Astronautica. – 2001. 48 (5–12). – P. 353–362.
7. В о р о н е ц к и й А. В., П о л я н с к и й А. Р., А р е ф ь е в К. Ю. Установка
сверхзвукового газопламенного напыления покрытий с использованием в ка-
честве окислителя N
2
O // Тез. науч.-практич. конф. молодых специалистов и
ученых “Перспективные технологии самолетостроения в России и в мире”. –
Новосибирск: СибНИА, 2011. – С. 5–6.
8. И в а н о в Э. И., К р ю к о в И. А. Пульсационные режимы течения в газоди-
намическом воспламенителе // Математическое моделирование. – 1999. – Т. 11,
№ 2.
40 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2012. № 1
