Прямоточный двигатель сверхзвукового горения: Американцы испытали гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

гиперзвуковой прямоточный двигатель — патент РФ 2121070

Двигатель предназначен для использования в комбинированных двигательных установках летательных аппаратов. Гиперзвуковой прямоточный двигатель выполнен двухконтурным, содержит внутренний дозвуковой и внешний сверхзвуковой контуры. Проточная часть сверхзвукового контура образована корпусами дозвукового и сверхзвукового контуров. Дозвуковой контур состоит из диффузора с дозвуковой скоростью на выходе, коллекторов подачи топлива и воды и реактора, в котором углеводородное топливо предварительно подвергается реакции конверсии с водой, с выделением продуктов реакции с высоким содержанием свободного водорода, поступающих в сверхзвуковой контур. Эффективное использование углеродного топлива в рабочем цикле двигателя позволяет снизить эксплуатационные затраты и расширить сырьевую базу топлива гиперзвуковых летательных аппаратов. 2 ил.

Рисунок 1, Рисунок 2

Формула изобретения

Гиперзвуковой прямоточный двигатель, содержащий сверхзвуковой контур, состоящий из входного диффузора, сверхзвуковой прямоточной камеры сгорания, системы подачи топлива, переходного канала и сопла, отличающийся тем, что гиперзвуковой прямоточный двигатель дополнительно содержит дозвуковой контур, состоящий из входного диффузора и камеры сгорания, входной диффузор дозвукового контура выполнен со сверхзвуковым и дозвуковым участками, камера сгорания дозвукового контура выполнена в виде реактора с поясами газовых форсунок, сообщающихся с камерой сгорания сверхзвукового контура, система подачи топлива выполнена в виде системы подачи углеводородного топлива и воды в дозвуковой контур.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации и ракетной технике и может быть использовано при создании комбинированных двигательных установок гиперзвуковых летательных аппаратов.

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель, расположенный под фюзеляжем воздушно-космического самолета, представляющий собой щелевой канал переменного сечения, содержащий сверхзвуковой диффузор внутреннего сжатия, камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расширяющегося участка, и расширяющееся сопло с расположенными в камере сгорания поясами топливных форсунок. Для повышения эффективности работы двигателя, поверхность крыла самолета используется в качестве дополнительного элемента сжатия и расширения, а часть форсунок вынесена во входной диффузор [1].

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель, содержащий проточную часть, состоящую из входного диффузора, сверхзвуковой прямоточной камеры сгорания и сопла, и систему подачи топлива [2].

Недостаток известных устройств заключается в том, что они рассчитаны на использование в качестве топлива жидкого водорода, что вызывает ряд эксплуатационных проблем, связанных с его заправкой и хранением на борту летательного аппарата. Низкая плотность жидкого водорода по сравнению с используемыми в современной авиации и перспективными углеводородными топливами и необходимость теплоизоляции баков приводят к росту массы и габаритов летательного аппарата.

Задачей изобретения является организация эффективного использования углеводородного топлива в рабочем цикле гиперзвукового прямоточного двигателя.

Решение задачи достигается тем, что гиперзвуковой прямоточный двигатель выполнен двухконтурным, причем дозвуковой малорасходный внутренний контур содержит диффузор, включающий сверхзвуковой и дозвуковой участки, и реактор с коллекторами подачи топлива и воды и рядом поясов газовых форсунок для подачи продуктов реакции конверсии во внешний контур сверхзвукового горения.

На фиг.1 приведена схема гиперзвукового прямоточного двигателя, на фиг.2 — схема дозвукового контура двигателя.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель состоит из корпуса сверхзвукового контура 1 и установленного на пилонах 2 корпуса дозвукового контура 3. В передней части корпуса 3 расположена камера 4 дозвукового контура. Проточная часть двигателя содержит входной диффузор 5, прямоточную камеру сгорания 6 сверхзвукового контура, переходный канал и сопло 7. Камера 4 дозвукового контура состоит из диффузора 8, включающего сужающийся сверхзвуковой и расширяющийся дозвуковой участки, топливного коллектора 9, водяного коллектора 10 с выполненными в них поясами жидкостных форсунок, и реактора 11 с рядом поясов газовых форсунок 12.

Двигатель работает следующим образом. Гиперзвуковой воздушный поток тормозится до умеренных сверхзвуковых скоростей во входном диффузоре 5, а затем меньшая часть его расхода подвергается дальнейшему торможению в диффузоре 8 до умеренных дозвуковых скоростей. Углеводородное топливо и вода, поступающие в корпус 3 через полости в пилонах 2, через пояса форсунок топливного коллектора 9 и водяного коллектора 10 подаются в реактор 11, где при одновременном горении топлива в дозвуковом потоке осуществляется реакция конверсии углеводородного топлива с водой, например конверсия метана:
CH₄+2H₂O _ CO₂+4H₂.
Под действием избыточного статического давления в реакторе 11 продукты реакции конверсии через пояса газовых форсунок 12 поступают в прямоточную камеру сгорания 6 сверхзвукового контура, где происходит сверхзвуковое горение водорода, содержащегося в продуктах реакции, в большей части расхода воздуха. Тяга двигателя создается при истечении продуктов сгорания из сопла 7.

Использование предлагаемого гиперзвукового прямоточного двигателя позволяет снизить эксплуатационные затраты, расширить сырьевую базу топлива гиперзвуковых летательных аппаратов и создать эффективные двигательные установки для различных типов средств выведения космических аппаратов, в том числе для авиационно-космических систем аэродромного базирования.

Источники информации
1. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. — М.: Машиностроение, 1989, с. 121 — 122.

2. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. — М.: Машиностроение,1977, рис. 3.1(б) (прототип).

гиперзвуковой прямоточный двигатель — патент РФ 2116490

Гиперзвуковой прямоточный двигатель для двигательных установок воздушно-космических самолетов, крылатых ракет содержит прямоточную камеру сгорания и систему подачи жидкого топлива. Соосно прямоточной камере сгорания установлено центральное тело с расположенным в нем турбонасосным агрегатом. Турбонасосный агрегат состоит из установленных на общем валу осевой газовой турбины и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельным подводом топлива. Вокруг крыльчаток насосов расположены концентрические топливные коллекторы, в которых со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок. Форсунки могут быть выполнены в виде тангенциальных сверлений в стенках коллекторов. Турбина расположена за насосами по течению потока. Такое выполнение двигателя приводит к повышению энергетических характеристик двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

Формула изобретения

1. Гиперзвуковой прямоточный двигатель, содержащий прямоточную камеру сгорания и систему подачи жидкого топлива, отличающийся тем, что соосно прямоточной камере сгорания установлено центральное тело с расположенным в нем турбонасосным агрегатом, состоящим из установленных на общем валу осевой газовой турбины и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельным подводом топлива, вокруг крыльчаток которых расположены концентрические топливные коллекторы, в которых со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что форсунки выполнены в виде тангенциальных сверлений в стенках коллекторов.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбина расположена за насосами по течению потока.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации и ракетной технике и может быть использовано в двигательных установках воздушно — космических самолетов, крылатых ракет и других гиперзвуковых летательных аппаратов.

Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель, расположенный под фюзеляжем воздушно — космического самолета, представляющий собой щелевой канал переменного сечения, содержащий сверхзвуковой диффузор внутреннего сжатия, камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расширяющегося участка, и расширяющееся сопло, с расположенными в камере сгорания поясами топливных форсунок. Для повышения эффективности работы двигателя поверхность крыла самолета используется в качестве дополнительного элемента сжатия и расширения, а часть форсунок вынесена во входной диффузор [1].

Основным недостатком известной схемы гиперзвукового прямоточного двигателя является низкая эффективность смесеобразования и горения при распылении жидкого топлива в сверхзвуковом потоке, что приводит к увеличению длины прямоточной камеры сгорания.

Известен комбинированный ракетный двигатель, содержащий прямоточную камеру сгорания, спрофилированную для сверхзвукового горения, систему подачи жидкого топлива и ракетный двигатель твердого топлива с вращающимися газоводами, оснащенными механическими приводами. В форсуночные головки газоводов осуществляется подача жидкого топлива. Газоводы оканчиваются соплами Лаваля с эллиптическими выходными сечениями, в стенках которых выполнены сквозные окна. При вращении газоводов сверхзвуковой поток топлива, представляющего собой смесь продуктов сгорания твердого топлива и паров жидкого топлива, истекает соосно сверхзвуковому потоку в прямоточной камере сгорания, и частично — в радиальной плоскости камеры сгорания в виде вращающихся струй, что способствует более интенсивному смесеобразованию, с дальнейшим дожиганием топливовоздушной смеси в сверхзвуковом потоке [2].

В комбинированном ракетном двигателе с вращающимися газоводами эффективность смешения выше, чем в двигателе — аналоге, но усложнение конструкции, включающей дополнительные механические приводы и источник энергии — ракетный двигатель твердого топлива, ведет к повышению стоимости двигателя и снижению его надежности. Кроме того, время эффективной работы двигателя ограничено запасом твердого топлива, что исключает возможность применения такого двигателя в качестве маршевого при длительном гиперзвуковом полете.

Целью изобретения является повышение энергетических характеристик двигателя за счет интенсификации смесеобразования и горения в сверхзвуковом потоке, без использования дополнительных источников энергии.

Указанная цель достигается за счет установки, соосно осесимметричной прямоточной камере сгорания, центрального тела с расположенным в нем турбонасосным агрегатом, состоящим из установленных на общем валу осевой газовой турбины, работающей в сверхзвуковом потоке, и группы высоконапорных центробежных насосов с параллельной подачей, крыльчатки которых подают жидкое топливо в концентрические топливные коллекторы. В коллекторах со сдвигом шага выполнены пояса струйных жидкостных форсунок, через которые осуществляется подача топлива в камеру сгорания в ее радиальной плоскости, с последующим воспламенением топливовоздушной смеси и стабилизацией горения в зоне повышенной статической температуры за турбиной, расположенной за насосами по течению потока.

На фиг. 1 схематически изображен гиперзвуковой прямоточный двигатель; на фиг. 2 — схема турбонасосного агрегата; на фиг. 3 — сечение А-А с указанием направлений подачи топлива и вращения вала турбонасосного агрегата.

Гиперзвуковой прямоточный двигатель представляет собой корпус 1 с осесимметричным каналом переменного сечения, содержащим входной сверхзвуковой диффузор 2, камеру сгорания, состоящую из цилиндрического участка 3 предварительного смешения и воспламенения и расширяющегося участка 4, и сверхзвуковое расширяющееся сопло 5.

По оси канала на полых пилонах 6 установлено центральное тело 7, в передней части которого расположен конус 8, способный перемещаться в осевом направлении. В центральном теле установлен турбонасосный агрегат 9, состоящий из группы высоконапорных центробежных топливных насосов 10 с параллельным подводом топлива и расположенной за ними осевой турбины 11, установленных на общем валу. По периметру крыльчаток насосов 10 расположены топливные коллекторы 12 с поясами струйных форсунок, выполненных со сдвигом шага в виде тангенциальных сверлений в стенках коллекторов.

Двигатель работает следующим образом. При полете с гиперзвуковой скоростью в диффузоре 2 осуществляется частичное торможение встречного потока до умеренных сверхзвуковых скоростей. Степень торможения регулируется осевым перемещением конуса 8. При вращении вала турбонасосного агрегата 9 центробежные насосы 10 подают топливо в коллекторы 12, из которых через тангенциальные струйные форсунки осуществляется подача топлива в цилиндрическую часть 3 камеры сгорания, в ее радиальных сечениях, сопровождаемая дроблением жидких струй на капли, их испарением и образованием топливовоздушной смеси. Топливо подается к насосам 10 через полости в пилонах 6 при их одновременном охлаждении. Вращение турбонасосного агрегата 9 обеспечивается действием потока топливовоздушной смеси на лопатки осевой турбины 11. При этом с ростом скорости потока в цилиндрической части 3 камеры сгорания возрастает частота вращения турбонасосного агрегата 9, что приводит к росту гидравлического давления в топливных коллекторах 12 и повышению тонкости распыления топлива. Дискретное изменение расхода топлива осуществляется изменением числа действующих насосов 10, а плавное регулирование — изменением подачи топлива на входе в насосы. При торможении части потока топливовоздушной смеси на лопатках турбины 11 за турбиной возникает зона с повышенной статической температурой, в которой осуществляется местное воспламенение смеси и стабилизация процесса горения. Дальнейшее горение гомогенной смеси происходит в расширяющейся части 4 камеры сгорания, а продукты сгорания расширяются в сопле 5, создавая тягу двигателя.

Данное техническое решение обеспечивает повышение эффективности использования топлива в рабочем цикле двигателя, что приводит к росту его экономичности, при сокращении габаритов камеры сгорания и массы двигателя. Отсутствие дополнительных приводов и источников энергии снижает стоимость производства и отработки двигателя и повышает его эксплуатационную надежность.

Вид изнутри сверхзвукового горения

Мгновенные распределения безразмерной температуры T/T0 и массовой доли топлива с синими пунктирными линиями, заданными YF=0,05: (вверху, вариант LP-OS1) слабый удар со стехиометрической смесью, (в центре, случай LP-OS2) сильный удар со стехиометрической смесью , и (внизу, случай LP-OS2-H) сильный удар с богатой топливом смесью. Здесь серые точки обозначают испаряющиеся капли топлива. Авторы и права: Чжаоксин Рен, Бинг Ван и Лунси Чжэн

В реактивном двигателе поток воздуха замедляется, чтобы повысить температуру и давление для сгорания — сжигание топлива с правильным соотношением топлива и воздуха для преодоления лобового сопротивления позволяет получить ускорение.

Но в сверхзвуковых двигателях достижение нужной скорости потока, создание правильного соотношения испаряемого топлива и обеспечение воспламенения в нужное время является более сложной задачей. При испарении жидкости в камере сгорания в игру вступает нечто большее, чем просто гравитация и сопротивление, особенно со сверхзвуковыми ударными волнами в уравнении.

Вихри — динамические структуры, возникающие в турбулентном потоке, — подвергаются воздействию ударной волны. Это изменяет способ сгорания топлива и увеличивает количество возможностей поведения частиц. Чтобы углубить наше понимание динамики сверхзвукового потока, исследователи обращаются к численному моделированию, чтобы рассчитать огромное разнообразие возможных результатов в этой измененной системе.

В своем исследовании, опубликованном на этой неделе в Physics of Fluids , Zhaoxin Ren, Bing Wang и Longxi Zheng рассмотрели сверхзвуковое горение во временном ряду посредством численного моделирования. Это позволило им увидеть, как изменяющиеся переменные, такие как массовая загрузка топлива, интенсивность ударной волны и типы отражающих и передаваемых волн, создаваемых в разные моменты времени, повлияют на воспламенение.

Они смогли количественно охарактеризовать влияние падающей косой ударной волны на крупномасштабные сдвиговые вихри и экзотермические реакции, математически отобразив влияние переменных и результирующие типы волн, создаваемых в ударном газе. Их анализ устанавливает надежный метод моделирования сверхзвукового горения с использованием инструментов математического моделирования, специально разработанных для этой цели.

«В настоящее время никакое коммерческое программное обеспечение не может моделировать проблему сверхзвукового горения, потому что оно требует численных схем высокого порядка для расчета сверхзвуковых течений со сложными эволюционирующими ударными волнами, а также скорректированных моделей для описания динамики капель, обе из которых мы тщательно рассматриваем в нашей собственные коды моделирования», — сказал Ван, соавтор исследования. «Прямое численное моделирование может охватывать полные масштабы потоков, участвующих во взаимодействии ударной волны с вихрем».

Используя комбинацию пользовательских кодов моделирования и метода Эйлера-Лагранжа, обычно применяемого к двухфазным потокам с частицами, авторы смогли выполнить широкий спектр моделирования и предоставить серию тестовых примеров, которые дают информацию для проектирования ГПВРД. Их анализ выявил два режима индуцированного горения, в том числе локальный квазидетонационный режим, возникающий за счет образования преломленной волны, связанной с химической реакцией.

«ГПВРД — наиболее подходящий вариант для высокоскоростных полетов со скоростью шесть и более Маха», — сказал Ван. «Понимание сложного физического механизма сверхзвукового горения и воздействия падающих ударных волн может помочь инженерам выбрать наилучшее сочетание смешивания и горения за счет установки подвижных компонентов в камере сгорания».

Дополнительная информация:
Чжаоксин Рен и др. , Численный анализ взаимодействия вихря, ударной волны и экзотермической реакции в сверхзвуковом плоском сдвиговом слое, наполненном каплями, Physics of Fluids (2018). DOI: 10.1063/1.5011708

Предоставлено
Американский институт физики

Цитата :
Вид изнутри на сверхзвуковое горение (2018, 15 марта)
получено 5 ноября 2022 г.
с https://phys.org/news/2018-03-view-supersonic-combustion.html

Этот документ защищен авторским правом. Помимо любой добросовестной сделки с целью частного изучения или исследования, никакие
часть может быть воспроизведена без письменного разрешения. Контент предоставляется только в ознакомительных целях.

Разработка возможности сжигания предварительно смешанной смеси для экспериментов с двухрежимным ГПВРД

[1] Peters N, Turbulent Combustion, Cambridge University Press, 2000. [Google Scholar]

[2] Borghi R, «Моделирование турбулентного горения», Progress in Energy and Combustion Science, Vol. 14, № 4, 1988, стр. 245292. [Google Scholar]

[3] Брей К., Либби П. и Уильямс Ф. Высокоскоростное турбулентное горение в турбулентных реагирующих потоках (под редакцией Либби П.А. и Уильямса Ф.А.), Academic Press, Лондон, Великобритания, 1994. [Google Scholar]

[4] Williams FA, Combustion Theory, Westview Press, 19.85. [Google Scholar]

[5] Бен-Якар А. и Хэнсон Р.К., «Полностные пламегасители для зажигания и стабилизации пламени в ГПВРД: обзор», Журнал движения и мощности, Том. 17, № 4, 2001. С. 869–877. [Google Scholar]

[6] Грубер М.Р., Баурле Р.А., Матхур Т. и Хсу К.Ю., «Фундаментальные исследования концепций патронов с полостью для сверхзвуковых камер сгорания», Journal of Propulsion and Power, Vol. 17, № 1, 2001, стр. 146–153. [Google Scholar]

[7] Матхур Т., Грубер М., Джексон К., Донбар Дж., Дональдсон В., Джексон Т. и Биллиг Ф. «Эксперименты по сверхзвуковому горению с топливной форсункой на основе полости», Journal of Propulsion and Power, Том. 17, № 6, 2001. С. 1305–1312. [Академия Google]

[8] Грубер М.Р., Донбар Дж.М., Картер К.Д. и Хсу К.Ю., «Исследования смешивания и горения с использованием полых держателей пламени в сверхзвуковом потоке», Journal of Propulsion and Power, Vol. 20, № 5, 2004, стр. 769–778. [Google Scholar]

[9] Миллиган Р.Т., Лю Дж., Там С.Дж., Эклунд Д.Р., Хагенмайер М.А., Дэвис Д.Л., Риша Д.Дж., Грубер М., Матур Т., «Двухрежимная камера сгорания с ГПВРД: численная чувствительность и оценка экспериментов» », AIAA Paper 2012–0947, 2012. [Google Scholar]

[10] Tatman BJ, Rockwell RD, Goyne CP, McDaniel JC, and Donohue JM, «Experimental Study of Vitiation Effects on Flameholding in a Cavity Flameholder», Journal Движения и мощности, Vol. 29, № 2, 2013. С. 417–423. [Google Scholar]

[11] Генри Дж. Р. и Андерсон Г.Ю., «Соображения по проектированию ГПВРД с интегрированным корпусом», Отчет НАСА № TM X2895, 1973 г. [Google Scholar]

[12] Menon S, «Shock- Улучшение перемешивания, вызванное волнами, в камерах сгорания ГПВРД», Документ AIAA 89–0104, 1989. [Google Scholar]

[13] Вуд К.В. и Шетц Дж.А., «Влияние нестационарного ударного воздействия на высокоскоростное смешение газов», Документ AIAA 91. -5091, 1991. [Google Scholar]

[14] Виктор К.Г., «Влияние ударных систем, вызванных противодавлением, на перемешивание поперечных струй со скоростью 2,9 Маха».Freestream», магистерская диссертация, кафедра инженерной физики, Univ. of Virginia, Charlottesville, VA, 1994. [Google Scholar]

[15] Choi B, Takae K, Kouchi T, and Masuya G, «Турбулентные характеристики струи, впрыскиваемой в сверхзвуковой поток с псевдоударной волной», Journal of Propulsion and Мощность, Том. 28, № 5, 2012. С. 971–981. [Google Scholar]

[16] Васильев В., Закотенко С. Н., Крашенинников С. Ю., Степанов В. А. Численное исследование перемешивания и усиления за косыми ударными волнами // Журнал AIAA. 32, № 2, 1994, стр. 311–316. [Google Scholar]

[17] Виноградов В.А., Шихман Ю.М., Сигал С. Обзор предварительного впрыска топлива в сверхзвуковых химически реагирующих потоках // Обзоры прикладной механики. 60, № 4, 2007. С. 139–148. [Google Scholar]

[18] Heiser WH и Pratt DT, Hypersonic Airbreathing Propulsion, AIAA Education Series, AIAA, Вашингтон, округ Колумбия, 1994, стр. 305–306. [Google Scholar]

[19] Lee SH, Характеристики двойного поперечного впрыска в камеру сгорания ГПВРД, Часть 1: Смешивание, Journal of Propulsion and Power, Vol. 22, № 5, 2006. С. 1012–1019.. [Google Scholar]

[20] Ливингстон Т., Сигал С., Шиндлер М. и Виноградов В. А., «Проникновение и распространение струй жидкости во впускном отверстии внешнего внутреннего сжатия», Журнал AIAA, Vol. 38, № 6, 2000, стр. 989–994. [Google Scholar]

[21] Оуэнс М., Муллагири С., Сигал С. и Виноградов В.А., «Влияние предварительного впрыска топлива на смешивание в воздушном потоке со скоростью 1,6 Маха», Journal of Propulsion and Power, Vol. 17, № 3, 2001, стр. 605–610. [Google Scholar]

[22] Lee SH и Mitani T, «Смешивание увеличения поперечного впрыска в камере сгорания ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 19, № 1, 2003. С. 115–124. [Google Scholar]

[23] Грубер М.Р., Картер К.Д., Монтес Д.Р., Хаубелт Л.С., Кинг П.И. и Хсу К.Ю., «Экспериментальные исследования впрыска топлива с помощью пилона в сверхзвуковой поперечный поток», Journal of Propulsion and Power, Vol. . 24, № 3, 2008. С. 460–470. [Google Scholar]

[24] Роуэн С.А. и Полл А., «Характеристики ГПВРД с комбинированным нормальным и тангенциальным впрыском топлива», Journal of Propulsion and Power, Vol. 22, № 6, 2006. С. 1334–1338. [Академия Google]

[25] Гарднер А.Д., Полл А. и Макинтайр Т.Дж., «Впрыск в иллюминатор восходящего потока в двумерной модели ГПВРД», Shock Waves, Vol. 11, № 5, 2002. С. 369–375. [Google Scholar]

[26] Макгуайр Дж. Р., Бойс Р. Р. и Мадфорд Н. Р., «Радикальные процессы воспламенения фермы в двумерном сверхзвуковом сгорании», Journal of Propulsion and Power, Vol. 24, № 5, 2008. С. 1248–1257. [Google Scholar]

[27] Boyce RR, Mudford NR, and McGuire JR, «Визуализация OH-PLIF сверхзвуковых потоков горения при радикальном земледелии», Shock Waves, Vol. 22, № 1, 2012, стр. 9–21. [Google Scholar]

[28] Хаас Дж. Ф. и Стертевант Б., «Взаимодействие слабых ударных волн с цилиндрическими и сферическими неоднородностями газа», Journal of Fluid Mechanics, Vol. 181, 1987, стр. 41–76. [Google Scholar]

[29] Хермансон Дж. К. и Цетеген Б. М., «Вызванное ударом смешение турбулентных струй неоднородной плотности», Physics of Fluids, Vol. 12, № 5, 2000. С. 1210–1225. [Google Scholar]

[30] Недунгади А. и Льюис М.Дж., «Численное исследование улучшения смешивания топлива с использованием взаимодействия наклонного удара и вихря», Journal of Propulsion and Power, Vol. 16, № 6, 2000, стр. 946–955. [Google Scholar]

[31] Marble FE, Zukoski EE, Jacobs JW, Hendricks GJ, and Waitz IA, «Shock Enhancement and Control of Hypersonic Mixing and Combustion», AIAA Paper 90–1981, 1990. [Google Scholar]

[32] Вайтц И.А., Марбл Ф.Е. и Зукоски Э.Е., «Исследование инжектора с контурной стенкой для увеличения скорости перемешивания», Журнал AIAA, Vol. 31, № 6, 1993, стр. 1014–1021. [Google Scholar]

[33] Ян Дж., Кубота Т. и Зукоски Э.Е., «Применение перемешивания, вызванного ударом, к сверхзвуковому горению», Журнал AIAA, Vol. 31, № 5, 1993, стр. 854–862. [Google Scholar]

[34] Катлер А.Д., Магнотти Г., Канту Л., Галло Э., Роквелл Р.Д. и Гойн С.П., «Измерения когерентной антистоксовой рамановской спектроскопии с двумя насосами в двухрежимном ГПВРД», Journal of Propulsion и мощность, Vol. 30, № 3, 2014. С. 539–549. [Google Scholar]

[35] Johansen CT, McRae CD, Danehy PM, Gallo EC, Cantu LM, Magnotti G, Cutler AD, Rockwell RD, Goyne CP и McDaniel JC, «OH PLIF эксперимента по сверхзвуковому горению UVa: конфигурация А», Журнал визуализации, Vol. 17, № 2, 2014. С. 131–141. [Академия Google]

[36] Rice BE, Goyne CP, McDaniel JC и Rockwell RD, «Характеристика двухрежимного ГПВРД с помощью стереоскопической измерения скорости изображения частиц», AIAA 2014–0986, 52-я встреча AIAA по аэрокосмическим наукам, Национальная гавань, Мэриленд, январь
2014. [Google Scholar]

[37] Фултон Дж. А., Эдвардс Дж. Р., Хассан Х. А., Макдэниел Дж. К., Гойн С. П., Роквелл Р. Д., Катлер А. Д., Йохансен К. Т. и Дэнехи П. М., Моделирование реактивного потока в двухрежимной камере сгорания ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, № 3, 2014. С. 558–575. [Академия Google]

[38] Rockwell RD, Goyne CP, Rice BE, Kouchi T, McDaniel JC, and Edwards JR, «Совместное экспериментальное и вычислительное исследование двухрежимной ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, № 3, 2014 г., стр. 530538. [Google Scholar]

[39] Уллум У., Шмидт Дж. Дж., Ларсен П. С., МакКласки Д. Р., «Статистический анализ и точность данных PIV», Journal of Visualization, Vol. 1, № 2, 1998. С. 205–216. [Google Scholar]

[40] Cantu LM, Gallo EC, Cutler AD, Bathel BF, Danehy PM, Rockwell RD, Goyne CP и McDaniel JC, «Визуализация моделирования смешивания топлива и воздуха в двухрежимном ГПВРД», Журнал движения и мощности, Vol. 32, № 2, 2016. С. 373–382. [Академия Google]

[41] Rockwell RD, Goyne CP, Haw W, Krauss RH, McDaniel JC и Trefny CJ, «Экспериментальное исследование влияния вибрации TestMedium на характеристики и мощность двухрежимного ГПВРД», Journal of Propulsion and Power, Vol.27 , №5, 2011. С. 1135–1142. [Google Scholar]

[42] Krauss RH, McDaniel JC, Scott JE, Whitehurst RB, Segal C, Mahoney GT и Childers JM, «Уникальная установка с чистым воздухом, непрерывным потоком и высокой температурой застоя для сверхзвуковых исследование горения», документ AIAA 88–3059., 1988. [Google Scholar]

[43] Krauss RH and McDaniel JC, «A Clean Air Continuous Flow Propulsion Facility», AIAA Paper 92–3912, 1992. [Google Scholar]

[44] Ramesh K, Edwards JR , Челия Х., Гойн С., Макдэниел Дж., Рокуэлл Р.
Кирик Дж., Катлер А. и Данехи П., «Моделирование больших вихрей высокоскоростного сжигания предварительно смешанного этилена», AIAA 2015–0356, 53-е совещание AIAA по аэрокосмическим наукам, Киссимми, Флорида, январь
2015.