Abstract
The paper presents the results of calculating thermodynamic and thermophysical properties of the combustion products of gaseous oxygen-hydrogen fuel according to the ideal LRE model taking into account the phase state of the components, as well as the parameters of a low-thrust engine according to the model of computational gas dynamics to ensure the selection of operation and design factors that define the design of a thruster for advanced aerospace objects. It is shown that ideal models can be used for the selection of some parameters, such as: the excess oxidant ratio, the pressure in the combustion chamber, the geometric degree of area expansion ratio. High-level computational gas dynamics models need to be used for the selection of some of the parameters of the engine to be designed, such as: design parameters of the propellant injection pattern, reduced length of the combustion chamber and some others. Air specific impulse was used as the selection criterion. The obtained calculation data allow one to choose the main parameters of the engine being designed with account for real processes in the combustion chamber and the nozzle of the engine.
Highlights
Важнейшей составной частью космических аппаратов (КА) различного целевого назначения, разгонных блоков (РБ) и других объектов ракетно-космической техники (РКТ) является система управления, включающая двигательные установки с жидкостными ракетными двигателями малой тяги (ЖРДМТ) в качестве исполнительных органов
The paper presents the results of calculating thermodynamic and thermophysical properties of the combustion products of gaseous oxygen-hydrogen fuel according to the ideal LRE model taking into account the phase state of the components, as well as the parameters of a low-thrust engine according to the model of computational gas dynamics to ensure the selection of operation and design factors that define the design of a thruster for advanced aerospace objects
Low-thrust rocket engine; gaseous oxygen-hydrogen fuel; models of the working process (thermodynamic and computational gas dynamics); operation and design factors; engine specific impulse
Summary
При выборе давления в камере сгорания РДМТ рассмотрим результаты термодинамического расчёта топлива Н2Г +О2Г , представленные на рис. 1. Зависимости расходного комплекса (а), температуры продуктов сгорания (б) удельного импульса тяги (в) от коэффициента избытка окислителя. Результаты термодинамического расчёта для топлива Н2Г +О2Г в виде зависимостей удельного импульса тяги от геометрической степени расширения сопла представлены на рис. Н2Г +О2Г для ракетного двигателя малой тяги могут быть рекомендованы следующие основные параметры, определяющие проектный облик двигателя: коэффициент избытка окислителя ОК 0,60 (1,0); давление в камере сгорания pk ~1,0 МПа; геометрическая степень расширения сопла Fс ≥ 250. Применение в ракетных двигателях малой тяги высокоэффективных экологически чистых компонентов топлива различного агрегатного состояния, по которым отсутствует опыт создания таких двигателей, также требует новых априорных знаний о влиянии массового соотношения компонентов топлива, приведённой длины камеры сгорания, допустимой температуры стенки камеры, величины давления в камере сгорания, геометрической степени расширения сопла и других на этапе выбора и предпроектной проработки создаваемых конструкций. Перебор вариантов в интересующем диапазоне изменения параметра позволяет получить закономерность влияния определяющих факторов (режимных и конструктивных) с учётом протекания реальных процессов в камере сгорания и сопле РДМТ
Sign-in/Register to view highlights & summary Sign-in/Register to access full text options 
Free) 
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 call
