Abstract
Study relates to rocket engine liquid oxygen fuel systems. The evaporation of oxygen was determined in ~5 long cylindrical tank. Experiments were taken under natural conditions. The tank was fuelled with boiling oxygen. The tank pressurization during flight was done with hot helium. It was input into tank as centralized jet with ~180 m/sec speed and mass average temperature ~500K. The total avg-integral aerodynamic heat flow into oxygen ~16 KWt/sq.m. The inner tank surface is waffled (mechanical milling). The gas temperature in free tank volume was measured in 25 spots using rods. The amount of free volume in tank was determined using fuel usage control system. The oxygen upper layer temperature inside the tank reaches the saturated vapour temperature by the middle of the flight when the absolute gas pressure is 1.3-1.5 bar. Oxygen evaporation insignificant speed was determined during engine working time (less than 1kg/sec). The correlation between evaporation speed and the value of aerodynamic heat flow was not determined. The likely reason is tank inner waffled surface and the presence of the power cone. The highest evaporation speed was measured in the beginning of the pressurization system functioning. The hot helium flow interacts with oxygen surface at that time. The necessity to decrease helium input speed was shown.
Highlights
Дослідження відносяться до систем живлення ракетних двигунів рідким киснем
При всех известных успехах Советского Союза в космосе к моменту начала проектирования РН «Зенит» и «Энергия» были созданы и сданы в эксплуатацию на кислородно-керосиновом топливе всего лишь две двухступенчатых ракеты
Известные рекомендации по проектированию системам наддува (СН) баков с кислородом разработаны для подвесных теплоизолированных шарообразных топливных баков и переохлажденного кислорода
Summary
Проведенные исследования относятся к области ракетного двигателестроения, а более конкретно - к системам наддува (СН) баков с жидким кислородом двигательных установок (ДУ) ракетносителей (РН). В настоящее время в качестве топлива ЖРД наиболее широко используются и планируются к применению в обозримом будущем жидкий кислород и углеводородное горючее типа керосин. ЖРД следующих РН – «Зенит», «Маяк» (Украина); Antares (США, Украина); Falcon 9, Atlas V (США); Н-1 (Япония); многочисленного семейства РН «Союз-2», «Ангара» (Россия); КSLV-1 (Южная Корея, Россия). Объяснение этому простое – данная топливная пара обладает высокой энергетикой, самая дешевая, доступная и экологически достаточно чистая. СН топливных баков ДУ традиционно являются одними из наиболее сложных и наукоемких. Неудивительно, что современные пневмогидравлические системы подачи топлива в двигатель являются еще и самыми дорогими частями РН после ЖРД [2]
Sign-in/Register to view highlights & summary Sign-in/Register to access full text options 
Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
Schedule a callDisclaimer: All third-party content on this website/platform is and will remain the property of their respective owners and is provided on "as is" basis without any warranties, express or implied. Use of third-party content does not indicate any affiliation, sponsorship with or endorsement by them. Any references to third-party content is to identify the corresponding services and shall be considered fair use under The CopyrightLaw.
