ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ ДЛЯ СУБОРБИТАЛЬНОЙ РАКЕТЫ.
- Авторы: Чесноков К.А.1, Майоров В.С.1
-
Учреждения:
- федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева»
- Выпуск: № 2(25) (2024)
- Страницы: 10-12
- Раздел: Авиация и ракетно-космическая техника
- Дата публикации: 30.12.2024
- URL: https://vmuis.ru/smus/article/view/27479
- ID: 27479
Цитировать
Полный текст
Аннотация
Цель: В рамках данного исследования была поставлена задача разработать жидкостный ракетный двигатель для суборбитальной ракеты, опираясь на имеющееся стендовое оборудование и требования по высоте полета.
Методы: Техническое задание было сформировано, учитывая параметры тяги, времени работы, давления в камере сгорания и минимальной допустимой скорости истечения на уровне моря. После анализа доступных топливных пар, был выбран набор горючего и окислителя, опираясь на их экологическую безопасность, энергетические характеристики и доступность.
Результаты: Проведен термодинамический расчет с применением программных комплексов, что позволило получить характеристики разработанного жидкостного ракетного двигателя, включая параметры тяги, расхода топлива, температуры и давления в камере сгорания и на выходе из сопла.
Выводы: В результате исследования был разработан геометрический контур камеры сгорания и предложенная система воспламенения, основанная на пирозапальной схеме. Для дальнейшего изучения компонентов двигателя предложено создать экспериментальный образец с возможностью изменения геометрии форсунок и размеров камеры сгорания.
Полный текст
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
Об авторах
Константин Антонович Чесноков
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования«Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева»
Автор, ответственный за переписку.
Email: konstphx@gmail.com
Россия
Владимир Сергеевич Майоров
Email: valodia.m@yandex.ru
Список литературы
- 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.
Дополнительные файлы
