DESIGN OF THE COMBUSTION CHAMBER HEAT SHIELD OF A LIQUID ROCKET ENGINE FOR AN ULTRALIGHT LAUNCH VEHICLE
- Authors: Matveev I., Bagautdinov D., Butorin S.
- Issue: No 1(24) (2024)
- Pages: 8-10
- Section: Aviation and rocket and space technology
- Published: 31.12.2024
- URL: https://vmuis.ru/smus/article/view/27447
- ID: 27447
Cite item
Full Text
Abstract
Currently, there is an increased demand for launching a large number of micro spacecraft, including CubeSat class vehicles. However, at the moment, Russia lacks ultra-light and light class launch vehicles that could satisfy this demand. It was decided to design a propulsion system for an ultralight launch vehicle using environmentally friendly and safe fuel components. In this paper, the methods of thermal protection of the chamber of a liquid rocket engine belonging to the class of low thrust liquid rocket engines (SLLRE) are considered. According to the results of calculations and research, the scheme of heat protection of the chamber of the liquid propellant rocket engine was made.
Full Text
Одной из актуальных задач при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) является обеспечение надежной тепловой защиты камеры при минимально возможных потерях эффективности на цели охлаждения. Основные методы теплозащиты камеры ЖРД представлены на рисунке 1.
В данной работе рассмотрено проектирование теплозащиты ЖРДМТ, предназначенного для ракеты-носителя сверхлегкого класса, характеристики которого приведены в таблице 1.
Расчеты показывают, что значения тепловых потоков в области минимального сечения превышают 3 МВт/м2, что приводит к перегреву камеры в условиях ЖРДМТ. В связи с тем, что использовать многие способы охлаждения в условиях ЖРДМТ не всегда возможно, в работе не рассмотрено емкостное, теплоизоляционное и траспирационное охлаждение.
По результатам расчета проточного регенеративного охлаждения температура охладителя (керосина) превысила температуру его разложения, что недопустимо. Для обеспечения эффективного регенеративного охлаждения необходимо повысить расход охладителя в 5 раз, что не представляется возможным.
Согласно [2], массовый расход компонента на пристеночное охлаждение не должен превышать 20% от общего. Была построена модель взаимодействия конусов распыла форсунок (рис.2), согласно которой массовый расход окислителя на пристеночное охлаждение составляет 15,4%. Для достижения оптимальной температуры продуктов сгорания 2340 К [2] коэффициент избытка окислителя в пристеночном слое должен быть равен 4, тогда средний идеальный удельный импульс тяги камеры в пустоте составляет 2520,9 м/с.
Для обеспечения дополнительной теплозащиты дозвуковой части камеры было рассчитано завесное охлаждение. Исходя из изученных свойств окислителя и давлений в ПГС установлено, что он будет поступать в газифицированном виде в камеру. Согласно расчетам, массовый расход через 4 струйные форсунки равен 14,4%. Коэффициент избытка окислителя в завесе равен 5 для обеспечения необходимой температуры продуктов сгорания – 1961 К. Средний идеальный удельный импульс тяги камеры в пустоте с учетом пристенка и завесы равен 2454,17 м/с.
Также был рассмотрен вариант с использованием соплового вкладыша из боросилицированного графита, чтобы избежать прогара стенки в сверхзвуковой части камеры. Графит работоспособен до температур, близких к температуре сублимации – 3770 К [3].
По итогам расчетов, получена схема охлаждения двигателя (рис.3).
About the authors
Ilya Matveev
Author for correspondence.
Email: ilyami200263@gmail.com
Russian Federation
Danil Bagautdinov
Email: lenovoa536.db@gmail.com
Stepan Butorin
Email: elephant-sos@yandex.ru
References
- Воробьев А. Г., Боровик И. Н., Хохлов А. Н., Богачева Д. Ю. Разработка экспериментально-расчетной системы исследования эффективности завесного охлаждения жидкостного ракетного двигателя малой тяги// Труды МАИ. - 2012. - С. 1-11.
- В. Е. Алемасов, А. Ф. Дрегалин, А. П. Тишин Теория ракетных двигателей. - 3-е изд. - Москва: "Машиностроение", 1980. - 535 с.
- В. А. Борисов Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - Учебное изд. - Куйбышев: Куйбышевский авиационный институт, 1982. - 72 с.
Supplementary files
