Abstract
The paper presents the description of a mathematical model of the working process of a low-thrust rocket engine operating on gaseous oxygen-hydrogen fuel and some fragments of the technology of computational analysis of distribution of gas-dynamic parameters in the engine duct. We present the results of calculating the stream line distribution, the distribution of total temperature profile along the flow path of the engine chamber and at its characteristic cross sections, the axial component of (total) speed of combustion products in the Laval nozzle output section. The results of calculating the temperature in the area of the rocket engines inner wall are presented. It is shown that the distribution of the combustion products stagnation temperature has a significant impact on the efficiency of fuel conversion in the engine chamber, its thermal state and makes it possible to identify the ways of improving the workflow of the low-thrust rocket engine.
Highlights
Для любых ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) актуальным является распределение газодинамических параметров в трактах двигателей, определяющих совершенство рабочих процессов в камере сгорания и сопле, влияющих на тепловое состояние конструкции и формирующих основные параметры ракетных двигателей
We present the results of calculating the stream line distribution, the distribution of total temperature profile along the flow path of the engine chamber and at its characteristic cross sections, the axial component of speed of combustion products in the Laval nozzle output section
Анализ расчётной информации даёт возможность наметить пути совершенствования рабочего процесса двигателя как в направлении повышения качества смесеобразования, так и в направлении обеспечения теплового состояния конструкции путём приведения температуры продуктов сгорания в пристенных слоях в соответствие с допустимой температурой конструкционных материалов
Summary
Для любых РДМТ актуальным является распределение газодинамических параметров в трактах двигателей, определяющих совершенство рабочих процессов в камере сгорания и сопле, влияющих на тепловое состояние конструкции и формирующих основные (энергетические) параметры ракетных двигателей. Расчётные исследования рабочего процесса ракетных двигателей малой тяги на газообразных кислороде и водороде (Р ~ 100 Н) проведены с помощью математической модели, созданной на основе программного комплекса ANSYS CFD [1], включающей базовые уравнения сохранения массы, импульса, энергии, концентрации компонентов топлива в форме Навье-Стокса. В работе исследуются структура течения, параметры рабочего процесса ракетных двигателей малой тяги, определяющие их эффективность и надёжность, основные (энергетические) характеристики РДМТ и оценивается тепловое состояние конструкции.
Sign-in/Register to view highlights & summary 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 callMore From: VESTNIK of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
Disclaimer: 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.
