DESIGNING A LOW-THRUST LIQUID ROCKET ENGINE FOR A SUBORBITAL ROCKET
- Authors: Chesnokov K.1, Mayorov V.1
-
Affiliations:
- федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева»
- Issue: No 2(25) (2024)
- Pages: 10-12
- Section: Aviation and rocket and space technology
- Published: 30.12.2024
- URL: https://vmuis.ru/smus/article/view/27479
- ID: 27479
Cite item
Full Text
Abstract
Objective: The objective of this research was to develop a liquid rocket engine for a suborbital rocket, based on existing test equipment and flight altitude requirements.
Methods: The technical specifications were formulated considering thrust parameters, operating time, combustion chamber pressure, and minimum allowable sea-level exhaust velocity. After analyzing available fuel pairs, a fuel and oxidizer combination was selected based on their environmental safety, energetic characteristics, and availability.
Results: Thermodynamic calculations were conducted using software packages, enabling the derivation of characteristics of the designed liquid rocket engine, including thrust parameters, fuel consumption, temperature, combustion chamber pressure, and nozzle exit conditions.
Conclusions: The research led to the development of the combustion chamber's geometric outline and proposed ignition system based on a pyrotechnic scheme. To further investigate engine components, it is suggested to construct an experimental model with the ability to modify nozzle geometry and combustion chamber dimensions.
Full Text
Была поставлена задача разработать ЖРДМТ для суборбитальной ракеты. Исходя из имеющегося стендового оборудования и требований по высоте полета было сформировано техническое задание, указанное в таблице 1.
Таблица 1 – техническое задание
Тяга (Н) | Время работы (сек) | Давление в КС (бар) | Минимально допустимый УИ на уровне моря (м/с) |
800 | 50 | 25 | 2000 м/с |
Одна из основополагающих проблем в создании ЖРД – выбор топливной пары. Топливная пара должна обладать рядом свойств – экологическая чистота, безопасность использования, транспортировки и хранения, хорошие энергетические характеристики.
В качестве горючего могут подойти керосин, спирт, сжиженный природный газ – они достаточно легкодоступны и обладают хорошей энергетичностью.
При выборе окислителя возникают определенные трудности - большинство окислителей обладают высокой токсичностью, либо их проблематично хранить и использовать. В связи с этим было предложено использовать закись азота, т.к. она экологична, сжижается при комнатной температуре, не взрывоопасна сама по себе и обладает приемлемой энергетичностью.
Был проведен термодинамический расчет с использованием программных комплексов Terra и RPA, в результате были получены характеристики, указанные в таблице 2.
Табл.2 – общие характеристики ЖРД
Давление в КС (Мпа) | Тяга на уровне моря (Н) | Тяга на вакууме (Н) | УИ на уровне моря (м/с) | УИ в вакууме (м/с) | Массовый расход (кг/с) | Температура в КС (К) | Давление на срезе сопла (Мпа) |
2.5 | 800 | 920 | 2285 | 2615 | 0.37 | 3226 | 0.08 |
Давление на срезе сопла было выбрано согласно [1].
Также в результате термодинамического расчета был получен геометрический контур камеры ЖРД – рисунок 1.
Рис.1 – геометрический контур камеры ЖРД (с указанием размеров в мм)
Для смесеобразования компонентов было предложено использовать однокомпонентные центробежные форсунки с центральной форсункой горючего, и четырьмя форсунками окислителя.
Поскольку двигатель будет запускаться один раз, в качестве системы воспламенения была выбран пирозапальная схема – высокогорючий твердый состав заводится в камеру и воспламеняется при помощи нагрева спирали, в результате чего происходит воспламенение основных компонентов.
Т.к. предложенные компоненты мало изучены и требуют экспериментального изучения, было предложено создать разборный экспериментальный образец двигателя, с возможностью изменения геометрии форсунок, размеров камеры сгорания и сопла. На рис.2 показана 3D-модель экспериментального двигателя.
Рис. 2 – 3D модель экспериментального двигателя в разрезе
About the authors
Konstantin Chesnokov
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования«Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева»
Author for correspondence.
Email: konstphx@gmail.com
Russian Federation
Vladimir Mayorov
Email: valodia.m@yandex.ru
References
- Егорычев В. С. Термодинамический расчет и проектирование камер ЖРД с СПК TERRA. - Учебное издание изд. - Самара: издательство СГАУ, 2013. - 107 с.
- М.В. Добровольский Жидкостные ракетные двигатели Жидкостные ракетные двигатели// МГТУ им. Баумана. - 2005. - С. 95-117.
Supplementary files
