CC BY
36Теплогидравлическая оптимизация авиационной криогенной топливной системы, использующей переохлажденный пропан
В.В. Разносчиков, доцент, старший научный сотрудник ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова», к.т.н.,
В.В. Загумённов, старший инженер-испытатель научно-испытательного управления ГЛИЦ им. В.П.Чкалова,
И.А. Демская, инженер ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова»
В статье приводится описание последовательности расчета оптимальных параметров авиационных криогенных топливных систем. Дан пример расчета параметров топливной системы перспективного самолета типа Ту-204К, использующей переохлажденный пропан.
__Ключевые слова:
криогенная топливная система, перспективный самолет, Ту-204К.
ак известно, эффективность авиационной техники определяется не только техническим совершенством силовых установок, оборудования и планера летательного аппарата (ЛА), но и свойствами топлива, на котором работает силовая установка (СУ). Поэтому одна из главных проблем формирования облика перспективной авиационной и аэрокосмической техники - это выбор приоритетного для нее топлива. К основным требованиям, предъявляемым к перспективным то-пливам будущего, относятся, в первую очередь, большие сырьевые запасы, низкая себестоимость, высокие теплофизи-ческие свойства и экологичность.
Очевидно, что керосин, который является продуктом переработки нефти, данным требованиям удовлетворяет не в полной мере. Эксперты международ-
ного энергетического агентства пришли к выводу, что уровень добычи нефти подошел к своему наивысшему пределу, в результате чего ее запасы будут либо исчерпаны, либо существенно уменьшены во всех странах уже в первой половине нынешнего века [1]. Это повлечет рост цен на керосин (впрочем, этому факту мы являемся свидетелями в течение последних лет). По этой причине в ряде развитых стран активно ведутся работы по получению авиатоплива из альтернативных источников: твердых и газообразных углеводородов, а также из биомассы.
Все большее внимание исследователей привлекают криогенные топлива: жидкий водород, сжиженный природный газ (СПГ), в основном состоящий из метана, и криогенный пропан. Эти топлива экологически более чистые, чем традиционные авиакеросины, и имеют лучшие
теплофизические свойства (таблица) -большую теплотворность, хладоресурс и газовую постоянную, которая определяет работоспособность газифицированного криотоплива [2]. Это дает потенциальную возможность получить высокие летно-технические характеристики перспективных ЛА. Причем водород в этом отношении значительно превосходит СПГ и пропан [3].
Однако, проводя анализ перспективных авиационных топлив, необходимо учитывать и то, что температурный диапазон жидкой фазы пропана, метана и особенно водорода (см. таблицу) лежит значительно ниже эксплуатационного, что является причиной необходимости применения криогенной технологии хранения и использования данных топлив на борту ЛА.
При этом в случае использования водорода в качестве авиационного топлива требования к теплоизоляции будут наиболее жесткими, так как он имеет самую низкую температуру кипения, а температурный диапазон существования его жидкой фазы составляет всего 6 К (см. таблицу). Это ведет к увеличению массы теплоизоляционных конструкций, усложняет технологию их производства и эксплуатации.
Помимо низкой температуры, СПГ и особенно жидкий водород имеют очень низкую плотность, что, несмотря
на высокую теплотворность, сильно снижает их энергоемкость в сравнении с традиционными авиакеросинами (см. таблицу).
Уменьшение энергоемкости применяемого топлива требует увеличения объема топливных баков, что отрицательно сказывается на габаритно-массовых характеристиках и эффективности ЛА в целом. Увеличение плотности СПГ и водорода за счет понижения температуры не дает требуемого эффекта из-за узкого температурного диапазона существования их жидкой фазы (см. таблицу). В результате выгода от перехода на СПГ и жидкий водород может быть получена, если для повышения экономичности СУ в ее работе в полной мере будут использованы хладоресурс и работоспособность данных топлив. Но для разработки таких СУ а также для создания необходимой инфраструктуры потребуются время и значительные средства.
В этом случае наиболее удобным является применение пропана, температурный диапазон жидкой фазы которого при давлении 0,1 МПа составляет 144 К (см. таблицу), а плотность уже при температуре кипения - 580 кг/м3. Охладив пропан до температуры плавления, можно увеличить его плотность до 730 кг/м3, то есть на 25 % (рис. 1). Пропан в этом случае является переохлажденной жидкостью и при
Основные свойства топлив
Значение
Показатель ТС-1* СПГ Водород Пропан
Плотность, кг/м3 778,6 424,7 71,5 580,0
при температуре, К 288 111 20 230
Теплотворная способность (низшая), МДж/кг 43,5 50,0 120,0 45,9
Энергоемкость, МДж/м3 33855 21100 8450 26620
Хладоресурс, кДж/кг 1330 2830 13030 3180
Газовая постоянная, Дж/кгК 57,42 518,26 4124,42 115,24
Температурный диапазон существования жидкой фазы, К, при давлении 0,1 МПа 213...423 91.111 14.20 86.230
*
ТС-1 - авиакеросин.
криогенных температурах сравнивается по энергоемкости с авиакеросином марки ТС-1. При этом потребный объем топливных баков уменьшается в 1,5 раза по сравнению с СПГ и в 4 раза по сравнению с жидким водородом.
Рис. 1. Плотность жидких топлив при давлении 0,1 МПа
Таким образом, один из путей перехода авиации на криогенное топливо можно видеть в поэтапном переводе авиационной техники сначала на криогенный пропан, который имеет наименьшую стоимость, а, главное, не требует огромных затрат на разработку новых СУ (достаточно только модернизации уже существующих, в том числе с применением двухтопливной системы), а потом на СПГ и жидкий водород. Кроме этого, на пропане могут быть легче отработаны новые криогенные технологии и технические средства наземного обслуживания самолетов, а также приобретен опыт эксплуатации криогенной техники на объектах менее сложных, чем криогенные водородные летательные аппараты.
Очевидно, что для перевода авиации на криогенный пропан необходимо решить ряд задач, одна из которых - проектирование криогенной топливной системы (КТС) самолета, которая в силу особых свойств криотоплива будет во многом отличаться от топливной системы на авиакеросине. КТС, применяе-
мые в ракетно-космических аппаратах, не в полной мере отвечают требованиям авиационных топливных систем, обусловленным особенностями эксплуатации - многорежимностью, воздействием отрицательных перегрузок и большой продолжительностью работы [4]. Методики расчета и проектирования авиационных КТС практически не описаны в специальной литературе, поэтому ввиду перспективности использования кри-отоплива в России и других странах их разработка является актуальной задачей.
Проектирование криогенной топливной системы самолета
На рис. 2 представлены внешний вид одного из вариантов грузопассажирского самолета на криогенном топливе (а) и схема его КТС (б). Помимо криогенного топливного бака (КТБ) и трубопровода с теплоизоляционным покрытием, в состав КТС (рис. 2б) входят подкачивающий шнекоцентробежный насос (ПН), расположенный в расходном отсеке КТБ, и струйный насос (СН). ПН предназначен для непрерывной подачи топлива к турбонасосному агрегату двигателя с требуемым расходом и кавитаци-онным запасом, обеспечивающим надежную работу этого агрегата. СН обеспечивает устойчивую бескавитационную работу ПН за счет поддержания заданного уровня жидкости в расходном отсеке на всех режимах работы.
В конструкции криобака предусмотрен предохранительный клапан, через который производится выброс пара при достижении максимально допустимого (по условиям прочности) давления в баке. Параметры КТС считаются оптимальными, если в заданных условиях эксплуатации потери топлива через ПК (в результате нагрева) отсутствуют. При этом габариты и масса топливной системы, включая массу невырабатываемо-го остатка топлива в расходном отсеке, остаются минимальными.
а
б
Рис. 2. Внешний вид самолета на криогенном топливе (а) и схема криогенной топливной системы самолета (б), включающей два топливных бака:
ПН - подкачивающий шнекоцентробежный насос; РО - расходный отсек; СН - струйный насос; ТНА - турбонасосный агрегат; ПК - предохранительный клапан
Исследования показывают, что основными способами снижения тепловых потоков в КТС являются:
• применение теплоизоляционных материалов с минимальной теплопроводностью;
• увеличение толщины теплоизоляции;
• уменьшение тепловыделения в КТС.
Ввиду того, что возможности увеличения толщины теплоизоляции из конструктивных соображений ограничены (при этом растут масса и габариты КТС), наиболее эффективным способом снижения интенсивности нагрева топлива является уменьшение
тепловых потоков от работающих ПН и СН за счет понижения их мощности и повышения КПД:
N ( 1 д = -(-
-1),
П Пприв
где N - мощность ПН; п - КПД ПН; Пприв - КПД привода электродвигателя ПН.
Мощность ПН определяется его напором и топливным расходом, который включает в себя пассивный (в двигатель) и активный (в СН) расходы. Потребный напор ПН увеличивается пропорционально сумме потерь полного давления Ар^ и прироста давления насыщенных паров топлива Арп в трубопроводе
в результате нагрева топлива. Исследования показывают, что снизить сумму Др^ и Дрп , которая определяет величину 30 снижения кавитационного запаса турбо-
насосного агрегата, можно подбором диаметра и толщины теплоизоляции трубопровода (рис. 3). Кроме того, уменьшение давления в ПН ведет к росту его КПД за счет снижения потерь на утечки и на дисковое трение [5].
Рис. 3. Зависимость максимальных потерь в трубопроводе от его диаметра: ^опт - оптимальный диаметр трубопровода, йтр - диаметр трубопровода
Очевидно, что снизить мощность ПН за счет расхода можно, только уменьшив активный расход топлива. При этом снижается и мощность СН [6]. Эксперименты показывают, что на взлете в расходном отсеке может наблюдаться уменьшение уровня («просадка») топлива, а при снижении мощности СН этот эффект усиливается, и возникает угроза выхода ПН на критический кавитаци-онный режим. В результате необходимо либо увеличивать объем расходного отсека (но при этом растет масса невы-рабатываемого остатка топлива), либо уменьшать расчетный кавитацион-ный запас ПН, что также является нежелательным. В связи с этим возникает необходимость подбора оптимального соотношения объема расходного отсека, мощности СН и расчетного
кавитационного запаса ПН, которые дают минимальный тепловой поток и минимальную массу невырабатываемого остатка топлива.
Таким образом, задачей проектирования КТС самолета является ее теплоги-дравлическая оптимизация с учетом взаимовлияния всех элементов и особенностей эксплуатации авиационной техники - большой продолжительности стоянок и полета, многорежимности, воздействия отрицательных перегрузок и др.
Расчетная схема теплообмена между окружающей средой и топливом в баке показана на рис. 4. Бак условно делится на три области, в которых процессы теплообмена качественно различаются. В области А тепловой поток направлен через теплоизоляцию бака в газообразное топливо, находящееся над жидким топливом. В области В тепловой поток поступает из газовой фазы топлива в жидкую, а в области С тепловой поток направлен в жидкое топливо через теплоизоляцию бака.
При этом для упрощения расчета в математической модели КТБ сделаны определенные допущения. Сложный термодинамический процесс, протекающий в надтопливном пространстве КТБ, рассматривается как последовательность основных термодинамических процессов [7]:
• адиабатное сжатие газа (от расширяющегося в результате нагрева топлива) на стоянке либо адиабатное расширение газа в полете (в результате расхода топлива);
• изохорный нагрев или охлаждение газа (в зависимости от температуры атмосферного воздуха и жидкой фазы топлива);
• изменение массы газа при его конденсации и кипении жидкого топлива (также учитывается при определении массы и температуры жидкого топлива).
Течение топлива в трубопроводе можно считать вынужденным конвективным. При этом процесс теплообмена
Лр кПа
30
20
ю
1
1 \
\ > 2 V* у *
N " — -V У
0,-1
0,8
1,2
<7- кг/с
Рис. 4. Схема тепловых потоков
в топливном баке КТС
(^внеш - внешний тепловой поток)
рассчитывали во времени, то есть путем итерации с заданным временным интервалом. На каждой итерации выполняется расчет теплообмена во всех расчетных областях. Верификация математической модели теплообмена в криогенном баке осуществлялась по опытным данным, полученным при испытаниях натурного КТБ. При верификации математической модели КТБ и последующих параметрических исследованиях установлено, что наибольшая погрешность расчета связана с неточностью определения коэффициента теплопроводности материала теплоизоляции. Лучистый теплообмен рассчитывался по известным зависимостям с учетом поглощения и отражения излучения [8, 9]. Расчет теплофизических свойств криогенных топлив осуществлялся с помощью математической модели то-плив [10].
Расчет гидравлических сопротивлений в трубопроводе с учетом его изгибов и в кранах проводился по формулам,
Рис. 5. Зависимость изменения кавитацион-ного запаса ТНА в трубопроводе и потребного повышения давления в ПН от расхода топлива (вт):
1 - потребное повышение давления в ПН;
2 - изменение кавитационного запаса ТНА в трубопроводе; 3 - потери давления в трубопроводе; 4 - прирост давления насыщенных паров топлива в трубопроводе
приведенным в [11]. При этом для выбранного варианта теплоизоляции и диаметра трубопровода определялись потери полного давления и прирост давления насыщенных паров топлива во всем эксплуатационном диапазоне расходов (рис. 5). Их сумма определяет величину снижения кавитацион-ного запаса турбонасосного агрегата в трубопроводе, которая необходима для расчета ПН.
При расчете насосов определялись их геометрия, энергетические и кавитацион-ные характеристики, а также тепловые потоки [4, 5]. Сначала брали ПН с наименьшей мощностью, а затем при фиксированном пассивном расходе, итерационно повышая давление в этом насосе, рассчитывали варианты с большей мощностью.
Расчет проводился до тех пор, пока степень повышения давления в ПН не превышала величину снижения кавита-ционного запаса турбонасосного агрегата. При этом угол наклона напорной характеристики ПН каждый раз
32
подбирался таким, чтобы данное превышение было минимальным во всем диапазоне расходов (см. рис. 5).
Мощность СН, начиная с минимального значения, итерационно повышалась за счет увеличения активного расхода топлива, пока располагаемый кави-тационный запас ПН (с учетом снижения уровня топлива в РО), соответствующий взлетному режиму, не сравняется с критическим. Таким образом, описанный алгоритм позволял так рассчитать агрегаты питания КТС, чтобы при минимальном избытке мощности насосов обеспечивалось надежное топливопита-ние двигателя для каждого варианта конструкции трубопровода.
Постановка задачи оптимизационного исследования
Критерием оптимизации выбран минимум массы КТС. При этом обязательным условием является отсутствие выбросов пара через предохранительный клапан в течение всего цикла выполнения задания.
В качестве примера рассмотрим КТС среднемагистрального пассажирского самолета на пропане Ту-204К с двигателями ПС-90 (см. рис. 2). Примем в качестве варьируемых следующие три параметра:
• внутренний диаметр трубопровода 20...50 мм;
• толщину теплоизоляции трубопровода 5.20 мм;
• толщину теплоизоляции бака 5.75 мм.
Ограничивающими параметрами являются максимальный внешний диаметр трубопровода 90 мм и толщина теплоизоляции бака 75 мм. Место расположения трубопроводов в топливной системе не меняется. Длина трубопровода (для каждого бака) - 15 м с пятью поворотами по 90°.
Для расчета был взят среднестатистический полетный цикл, выполняемый
магистральным самолетом, состоящий из стоянки перед взлетом, в который входит собственно стоянка и руление до взлетной полосы, полет самолета по заданному профилю и стоянка после полета до момента начала заправки криогенным топливом. Другими словами, после заправки криогенным топливом самолет должен иметь возможность стоять и ожидать взлета, а после посадки - некоторое время ожидать заправку. Профиль полета включал следующие участки:
• взлет до высоты 500 м;
• набор высоты 11 км - в течение 20 мин;
• крейсерский полет на высоте 11 км - в течение 6 ч 40 мин;
• снижение до высоты 500 м - в течение 20 мин;
• заход на посадку и посадка.
Каждому участку профиля полета соответствует режим работы двигателя, обеспечивающий поддержание тяги, заданных угла тангажа и скорости полета с соответствующим расходом топлива. Стоянка самолета (после заправки) перед взлетом - от 2 до 18 ч, после посадки (до следующей заправки) - 2 ч.
Исследовалась КТС, включающая два КТБ, имеющих форму цилиндра со сферическими торцами: бак № 1 - расположен на фюзеляже спереди, а бак № 2 - за баком № 1 (см. рис. 2). Объемы баков равны, а диаметры и длина различные. Предохранительные клапаны в обоих КТБ рассчитаны на перепад давления 0,2 МПа (повышение располагаемого перепада давления в КТБ требует увеличения их прочности, что ведет к росту массы КТС). Оба КТБ заправлены на 95 %. Пропан находится на линии насыщения. Материал теплоизоляции баков и трубопровода -пенополиуретан ППУ-17Н.
Результаты исследования
После проведения оптимизационных исследований получен вариант КТС со следующими параметрами:
• толщина теплоизоляции бака № 1 -0,016 м, № 2 - 0,023 м;
• внутренний диаметр бака № 1 -2,110 м, № 2 - 1,400 м;
• масса бака № 1 - 532,2 кг, № 2 -787,3 кг;
• толщина теплоизоляции трубопровода - 0,006 м;
• внутренний диаметр трубопровода - 0,050 м;
• масса трубы - 21,1 кг;
• максимальная потребная мощность привода ПН -167 Вт.
Минимально допустимый кавитаци-онный запас ПН составляет 0,23 м, что позволяет применить расходный отсек с высотой стенок меньше половины диаметра обоих КТБ и снизить количество активного топлива, отбираемого от ПН на привод СН, на 22 %. При этом исключается возможность снижения уровня топлива в расходном отсеке на взлете в случае отказа одного из ПН (во время штатного взлета до высоты 500 м должны работать два ПН), даже если баки заправлены на 50 %.
Данный вариант является оптимальным, так как КТС имеет минимально возможную массу и габариты, при этом обеспечивается заданный диапазон
продолжительности стоянок без выбросов топлива через ПК.
Дальнейшее снижение массы КТС за счет уменьшения толщины теплоизоляции КТБ, заправленных кипящим пропаном, неминуемо приведет к сокращению времени стоянки перед взлетом. В противном случае произойдет выброс топлива через ПК. В этих условиях добиться улучшения габаритно-массовых характеристик исследуемой КТС можно только путем увеличения энергоемкости заправляемого топлива за счет его переохлаждения.
На рис. 6-10 представлены зависимости габаритно-массовых и эксплуатационных характеристик КТБ от степени переохлаждения заправляемого пропана относительно температуры кипения.
Из рис. 8-10 видно, что при охлаждении топлива масса и внутренний диаметр обоих баков уменьшаются, однако понижение температуры пропана при заправке больше чем на 7 К требует уменьшения толщины теплоизоляции КТБ (см. рис. 7), что влечет за собой значительное сокращение диапазона стоянок перед взлетом (см. рис. 6). Уменьшать теплоизоляцию криобаков в этом случае необходимо для обеспечения
Рис. 6. Зависимость эксплуатационного диапазона стоянок перед взлетом от степени переохлаждения заправляемого пропана относительно температуры кипения
Рис. 7. Зависимость толщины теплоизоляции КТБ от степени переохлаждения заправляемого пропана относительно температуры кипения
34
Д.."
214
1,12
2,1
2.08
1 1 1
-1НН1НШ дпмгтр бака № 1 ---вжтрекиш диаметр бака № 1
-16
-12
-4
Г. К
Рис. 8. Зависимость габаритов КТБ № 1 от степени переохлаждения заправляемого пропана относительно температуры кипения
Рис. 9. Зависимость габаритов КТБ № 2 от степени переохлаждения заправляемого пропана относительно температуры кипения
целостности конструкции КТБ при выполнении полетов с минимальным временем стоянки перед взлетом. Дело в том, что с уменьшением температуры заправляемого топлива снижается интенсивность нагрева газообразного пропана в надтопливном пространстве КТБ. Все это приводит к возникновению отрицательного перепада давления в баке при посадке (рис. 11, область А) и потере устойчивости конструкции КТБ, что в эксплуатации категорически недопустимо. С уменьшением толщины
теплоизоляции КТБ значительно улучшаются их габаритно-массовые характеристики (см. рис. 7-10), однако сокращается максимальное время стоянки перед взлетом (см. рис. 6) из-за наличия выбросов топлива через ПК (рис. 12) либо возникновения угрозы разрыва КТБ при расширении нагревающегося топлива (рис. 13). Все это делает эксплуатацию авиационной техники на пропане, охлажденном до температуры плавления, с максимальной энергоемкостью практически невозможной.
Таким образом, максимальную выгоду от охлаждения заправляемого пропана можно получить, понизив температуру топлива ниже температуры кипения на 16 К. В результате масса КТС уменьшается на 10,91 %, а внешний диаметр КТБ № 1 - на 2,56 %. Однако в этом случае располагаемый диапазон продолжительности стоянок перед взлетом сокращается с 16 ч до 30 мин (см. рис. 6).
Максимальный выигрыш в массе и габаритах КТС без ухудшения эксплуатационных характеристик получается при охлаждении пропана на 7 К (см. рис. 6). При этом масса КТС уменьшается на 1,3 %, а внешний диаметр КТБ № 1 - на 0,8 %.
Решение о выборе конкретного варианта заправки необходимо принимать в зависимости от требуемых условий эксплуатации.
Разработанный комплекс математических моделей криогенной топливной системы самолета позволил выполнить оптимизационные и параметрические исследования, которые дают основания сделать следующие выводы.
1. На интенсивность нагрева крио-топлива значительное влияние, помимо толщины теплоизоляции, оказывают как конфигурация бака, так и тепловой поток при работе подкачивающего насоса, мощность которого, в свою очередь, зависит от длины и диаметра трубопровода и толщины его теплоизоляции.
2. Время стоянки заправленного самолета лимитируется параметрами
Рис. 10. Зависимость массы КТБ от степени переохлаждения заправляемого пропана относительно температуры кипения
Рис. 11. Изменение давления в КТБ № 2, заправленном переохлажденным пропаном, во время стоянок и полета: толщина теплоизоляции бака - 0,023 м; пропан охлажден на 16 К ниже температуры кипения
Рис. 12. Изменение давления в КТБ № 2, заправленном переохлажденным пропаном, на стоянке перед взлетом: толщина теплоизоляции бака - 0,003 м; пропан охлажден на 16 К ниже температуры кипения
КТБ, имеющего меньший относительный диаметр, так как интенсивность нагрева криотоплива в нем выше. Для увеличения времени стоянки заправленного самолета целесообразно выполнять этот бак с большей толщиной теплоизоляции.
3. Применение криогенного пропана,
Рис. 13. Изменение площади «зеркала» топлива в КТБ № 2, заправленном переохлажденным пропаном, на стоянке перед взлетом: толщина теплоизоляции бака -0,003 м; пропан охлажден на 16 К ниже температуры кипения
охлажденного до температуры плавления, с максимальной энергоемкостью в целях улучшения габаритно-массовых характеристик КТС нецелесообразно, так как в этом случае возникает угроза разрыва криобаков на стоянке перед взлетом или потери устойчивости их конструкции при посадке.
Литература
1. Международное энергетическое агентство / URL: http://www.iea.org// (дата обращения 30.08.2012).
2. Рид Р., Праусниц Дж., Шервуд Т. Свойства газов и жидкостей: Справочное пособие / Пер. с англ. под ред. Б.И. Соколова - 3-е изд., перераб. и доп. - Л: Химия, 1982. - 592 с., ил. - Нью Йорк, 1977.
3. Андреев В.А., Борисов В.Д., Малышев В.В. и др. Внимание газы: криогенное топливо для авиации. - М.: Московский рабочий, 2001. - 224 с.
4. Архаров A.M., Кунис И.Д. Криогенные заправочные системы стартовых ракетно-космических комплексов. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006. - 252 с.
5. Овсянников Б.В., Боровский Б.И. Теория и расчет агрегатов питания ЖРД. -М.: Машиностроение, 1986. - 376 с.
6. Лямаев Б.Ф. Гидроструйные насосы и установки. - Л.: Машиностроение, 1988. - 278 с.
7. Кобельков В.Н., Улас В.Д., Федоров Р.М. Термодинамика и теплопередача. -М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2004. - 328 с.
8. Справочник по теплообмену. Т.1. / Под ред. Петухова Б.С., Шикова В.К. -М.: Энергоиздат, 1987. - 316 с.
9. Расчет теплозащиты, теплового и термонапряженного состояния элементов конструкции летательных аппаратов // Труды ЦНИИ № 30 МО. - 1968. - № 78 (248). - 316 с.
10. ГСССД 197-01 Таблицы стандартных справочных данных. Пропан жидкий и газообразный. Термодинамические свойства, коэффициенты динамической вязкости и теплопроводности при температурах 86.. .700 К и давлениях 0,1.. .100 МПа.
11. Идельчик И.Е. Гидравлические сопротивления (физико-механические основы), 3-е изд. - М.: Машиностроение, 1992. - 672 с.
Требования по подготовке статей к опубликованию в журнале
Все научно-технические статьи должны иметь на русском и английском языках следующие составляющие:
заголовок, ФИО авторов полностью, их должности, ученая степень (при наличии), контакты (e-mail, телефоны), аннотации, ключевые слова.
Авторы остальных публикаций (информационных, рекламных и т.д.) представляют на русском и английском языках: заголовок, ФИО авторов полностью, их должности, адрес и контакты (e-mail, телефоны).
Материалы статей должны быть представлены по электронной почте в программе WinWord. Текстовый материал с иллюстрациями и таблицами должен иметь сквозную нумерацию. Графический материал должен быть выполнен в формате, обеспечивающем ясность всех деталей рисунков. На рисунках цифры на осях графиков даются только прямым шрифтом, позиции на рисунках - только курсивным.
Формулы и символы должны быть четкими и понятными. Все обозначения в формулах необходимо расшифровать. В формулах и на рисунках все латинские буквы должны быть курсивными, за исключением тригонометрических функций, чисел Рейнольдса, Нуссельта и некоторых других величин. Греческие, русские буквы и цифры в формулах даются только прямым шрифтом. Нумеруются только те формулы, на которые сделаны ссылки в тексте.
Обозначения физических величин и единиц измерений необходимо давать в Международной системе единиц (СИ). Обязательно соблюдение действующих ГОСТов.
Текст, таблицы и графические рисунки должны быть выполнены в программе Word в формате doc, rtf. Фотографии (не менее
300 dpi, CMYK)- в формате jpg, jpeg, tiff, pdf. Не следует форматировать текст самостоятельно.
При пересылке материалов по е-mail следует сопровождать их пояснительной запиской (от кого, перечень файлов и т.д.). Объемные файлы должны быть заархивированы.
При подготовке статей к печати необходимо руководствоваться документами, определяющими правила передачи информации через СМИ. Авторский коллектив должен указать ответственное лицо, с которым редакция будет вести переговоры в процессе подготовки статьи к изданию.
В список литературы включаются источники, на которые есть ссылки в статье. Ссылаться можно только на опубликованные работы. Список литературы составляется в порядке употребления. В нем приводятся следующие сведения: фамилия и инициалы авторов, название работы; для журнала - название, год издания, номер, страницы, на которых размещена статья; для книг - место и год издания, издательство, общее число страниц.
Редакция оставляет за собой право редакторской правки и не несет ответственности за достоверность публикации. Все внесенные изменения и дополнения в представленную к изданию статью согласовываются с автором или представителем авторского коллектива.
Редакция также оставляет за собой право размещать опубликованные статьи на сайтах журнала и Национальной газомоторной ассоциации. Редакция не передает и не продает материалы для публикации в других печатных и электронных изданиях без согласования с автором (представителем авто-рского коллектива).
