Розглядається проблема низького питомого імпульсу ротаційного детонаційного ракетного двигуна, описаного у відкритій літературі. Ціллю роботи є виявлення факторів, що знижують характеристики установок такого типу. Висунуто припущення, що через структуру течії компонентів палива в зоні їхнього змішування детонує лише частина – решта реагує в режимі дефлаграції. Для підтвердження висунутого припущення проведено експериментальні дослідження. Наведено результати дослідів, отриманих на плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна. Описано експериментальну випробувальну установку та методику проведення експериментів. Наведено картини ізоліній статичного та повного тиску, а також картини течії. З цієї інформації можна зробити висновок, що потік надзвуковий, зі складними утвореннями вихорів і скачків ущільнення. Детонаційна хвиля, взаємодіючи з цими елементами потоку, хоча і розповсюджується, при цьому втрачає частину енергії, що і відображається на питомому імпульсі.
Рассматривается проблема низкого удельного импульса ротационного детонационного ракетного двигателя, описанного в открытой литературе. Целью работы является выявление факторов, снижающих характеристики установок такого типа. Выдвинуто предположение, что из-за структуры течения компонентов топлива в зоне их смешивания детонирует только часть – остальное реагирует в режиме дефлаграции. Для подтверждения выдвинутого предположения проведены экспериментальные исследования. Приведены результаты опытов, полученных на плоской модели ротационного детонационного ракетного двигателя. Описана экспериментальная испытательная установка и методика проведения экспериментов. Приведены картины изолиний статического и полного давления, а также картины течения. По этой информации можно сделать вывод, что поток сверхзвуковой, со сложными образованиями вихрей и скачков уплотнения. Детонационная волна, взаимодействуя с этими элементами потока, хотя и распространяется, при этом теряет часть энергии, что и отражается на удельном импульсе.
The problem of a low specific pulse of the rotary detonation rocket engine described in the related literature is examined. The research objective is to reveal the factors degrading the characteristics of the systems of this type. It is assumed that due to the structure of propellant components flow in the zone of their mixing only the portion detonates, and the rest reacts in the deflagration mode. To confirm the assumption under consideration, the experimental investigations have been conducted. The test results are obtained using a plane model of the rotary detonation rocket engine. The experimental test installation and the testing technique are described. The patterns of isolines for static and total pressures, as well as the flow patterns are presented. From this information, it can conclude that the flow is supersonic with complex vortices and shock waves. Although while interacting with these flow elements the detonation wave propagates, but in so doing loses a share of energy, affecting the specific pulse.
Експериментальні дослідження течії газу в плоскій моделі ротаційного детонаційного ракетного двигуна
