Дослідження процесів у детонаційних ракетних двигунах
Journal Title: Механіка гіроскопічних систем - Year 2017, Vol 0, Issue 33
Abstract
Запропоновано схему детонаційного ракетного двигуна з ініціацією імпульсів ротаційною детонаційною хвилею. Розроблено фізичні моделі і випробувальний стенд для підтвердження її роботоздатності. Наведено результати експериментальних досліджень у вигляді ілюстрацій і значень швидкості фронтів. З них можна зробити висновок про роботоздатність запропонованої схеми. Виявлено розмір комірки сітки, яка блокує розповсюдження дефлаграційного і детонаційного фронтів для даних умов експерименту.
Authors and Affiliations
Степан Василів, Микола Коваленко, Валентин Грушко
Keywords
Related Articles
- EP ID EP510738
- DOI 10.20535/0203-3771332017119369
- Views 81
- Downloads 0
Robust supersonic aircraft control system
The motion trajectories of an aircraft with solid fuel engine cause a rapid change in flight altitude and velocity. Therefore, for such objects, the application of stationary control laws, obtained without taking into ac...
УЗГОДЖЕНИЙ ПОЛІТ ГРУПИ БЕЗПІЛОТНИХ ПОВІТРЯНИХ СУДЕН
<p class="a"><span lang="EN-US">Пропонується підхід, для автономного керування польотом безпілотних авіаційних комплексів (БАК). Для розробки алгоритмів систем керування груповим польотом БАК, об’єднаємо динаміку декільк...
RAYLEIGH WAVES ARISING IN THE COLLISION OF ELASTIC BODIES AND HERTZ IMPACT THEORY GENERALIZATION
<p class="MsoNormal" style="text-align: justify; text-indent: 35.4pt;"><span style="font-size: 10.0pt; line-height: 107%; font-family: 'Times New Roman','serif'; mso-bidi-font-family: 'Times New Roman'; mso-bidi-theme-fo...
Экспериментальное подтверждения работоспособности капиллярного заборного устройства при отделении космического аппарата
Описаны методы определения модельных условий (выбор масштаба опытной конструкции, вида модельной жидкости, величины ускорений и т.д.), дано описание стенда разработанного специально под данные испытания и приведены резул...
Использование методики расчета времени существования ИСЗ при проектировании систем увода с околоземных орбит
Разработана методика расчета траекторных параметров космических аппаратов, уводимых с низких околоземных круговых орбит с высотами диапазоном от 600 км до 1200 км с целью борьбы с антропогенным засорением околоземного ко...