Математическое моделирование и экспериментальное исследование характеристик камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги на метане и кислороде

• Автор: Лапицкий, Владимир Иванович
• Шифр специальности: 05.07.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2006
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 163 с. : ил.

Перечень сокращений, условных обозначений, символов, единиц и

терминов

Глава 1. Перспективы использования сжиженных природных газов в

качестве горючего ракетных двигателей

1.1. Сравнительный анализ энергетических характеристик топлив на основе сжиженных природных газов

1.1.1. Специфика использования топлив на основе сжиженных газов для ЖРД

1.1.2. Энергетические характеристики перспективных экологически чистых топлив на основе сжиженных газов
1.2. Анализ состояния зарубежных и отечественных разработок ЖРД, работающих на топливах "кислород + сжиженный природный газ"

1.3. Математическое моделирование внутрикамерных процессов

в ЖРД

ГЛАВА 2. Расчетно - теоретические исследования рабочего процесса в

камере сгорания ЖРДМТ
2.1. Математическая модель и методика расчета распределения параметров по объему КС ЖРДМТ на газообразных компонентах топлива
2.1.1. Физическая картина рабочего процесса в камере сгорания
2.1.2. Расчетная схема определения параметров камеры сгорания
2.1.3. Исходная система уравнений

2.1.4. Исходные данные
2.1.5. Программа расчета параметров рабочего процесса
2.2. Результаты расчетов различных схем смесеобразования и
определение влияния основных факторов на параметры
рабочего процесса в КС ЖРДМТ
2.2.1. Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса при осевой подаче компонентов топлива
2.2.2. Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса для схемы с радиальным вдувом окислителя вблизи форсуночной головка
2.2.3. Расчетное исследование влияния различных факторов на параметры рабочего процесса для схемы с зонной подачей топлива в КС
Глава 3. Экспериментальное определение характеристик камеры сгорания
ЖРДМТ
3.1. Стенд для огневых испытаний ЖРДМТ в земных условиях и
конструкция экспериментальных образцов
камер ЖРДМТ
3.1.1. Описание стенда для огневых испытаний ЖРДМТ в земных условиях
3.1.2. Описание конструкции экспериментальных камер ЖРДМТ
3.2. Методика проведения экспериментальных исследований
3.3. Погрешность определения основных параметров ЖРДМТ
3.3.1. Система измерения и обработки параметров
3.3.2. Расчёт погрешностей измерения основных параметров 13

3.4. Анализ результатов испытаний и разработка рекомендаций
по проектированию камер ЖРДМТ
3.4.1. Результаты испытаний первого модельно двигателя 13
3.4.2. Результаты испытаний модельной камеры с регенеративным охлаждением
3.5. Сравнение результатов полученных по разработанной расчетной методике с экспериментальными данными других авторов
3.6. Рекомендации по проектированию камер ЖРДМТ
Выводы
Список использованных источников

совершенства рабочего процесса в КС. В результате проведения серии огневых стендовых испытаний была подтверждена работоспособность ЖРДМТ при удельном импульсе 2450 м/с.
Проблемой создания ЖРДМТ на компонентах топлива газообразные "кислород-водород" НИИмаш занимается с 1970 года. За прошедший период времени был исследован ряд двигателей с диапазоном тяг от 0,3 до 2500 Н, в основном, с газодинамическими системами воспламенения (ГДСВ). В процессе проведения опытно-конструкторских работ оценивалось влияние различных конструктивных (геометрические размеры газоструйных излучателей, камер сгорания, типы смесительных элементов и т.д.) и эксплуатационных параметров на эффективность рабочего процесса.
Двигательные установки рассматриваемого класса с геометрической степенью расширения сопла /а = 1000 подтвердили работоспособность в диапазоне входных давлений от 0,4 до 6,5 МПа и позволили реализовать значение удельного импульса -3400...3800 м/с при а = 0,25...0,37.
На основе полученного научно-технического задела в НИИМаш проведены также проектные исследования ЖРДМТ тягой 98 Н и определены основные их характеристики:
- номинальная тяга- 98 Н;
- массовое соотношение компонентов топлива - Кт = 6;
- пустотный удельный импульс на номинальном режиме работы - не менее 3850м/с;
- время выхода на номинальный режим - менее 0,04 с;
- длительность одного включения - 0,05...300 с;
- масса двигателя -1,4 кг.
Также в НИИМаш выполнены проектные исследования ракетного двигателя системы ориентации и обеспечения запуска маршевых двигателлей разгонного блока на компонентах топлива "кислород-пропан". В соответствии с техническим заданием в двигателе должны быть реализованы