The paper considers a model low-thrust rocket engine using the environmentally friendly gaseous oxygen–methane components as a scientific and technical lead obtained by the authors in the course of preliminary experimental studies. The engine design makes it possible to investigate the influence of the mixing unit configuration, namely position of the supply holes and presence or absence of the components swirling on the mixing process efficiency. Numerical simulation was carried out in a three-dimensional stationary formulation of “cold” mixing of gaseous oxygen and methane and was based on the Favre-averaged Navier — Stokes equations solution closed by the k–ω-SST turbulence model and the ideal gas state equation. Calculation results are provided for various configurations of the mixing unit. It is shown that the most efficient method for the considered model low-thrust rocket engine is the method of supplying gaseous components with swirling in a single direction.

Along with the turbojet engines, cruise missiles are using the ramjet engines, Features of the ramjet rockets use in most cases are characterized with the combustion chamber operating for significant time at the maximum heating, which makes it a rather heat-loaded unit that requires solving complex issues of the heat resistance. Therefore, calculations are relevant to determine thermal state of the combustion chamber elements, which makes the basis for making rational design decisions. This paper determines temperatures of the burner liner wall of the ramjet engine main combustion chamber affected by combustion products and cooling air. Certain similarity in the design of the burner liners of turbojet and ramjet engine on liquid fuel made it possible to adapt calculation methods worked out for a turbojet engine to the ramjet engine combustion chambers. Main sections of the combustion chamber and their characteristic features were identified. A system of non-linear heat transfer equations was solved using empirical coefficients for both cooled and uncooled sections. Graphs of temperature distribution in sections of the burner liner along the entire length of the combustion chamber were plotted. Qualitative analysis of the obtained results showed that the applied method could be used to determine the thermal state of the burner liner walls as the first approximation, without taking into account local design features, but using only the aerial vehicle flight conditions and the liquid fuel parameters.

A test bench and a model low-thrust rocket engine operating on the environmentally friendly gaseous components, i.e. oxygen and methane, in continuous and pulse modes are presented. A series of fire bench tests of such model engine was carried out in order to obtain the efficiency criterion values of the working process in the chamber (consumption complex coefficient) and to evaluate thermal state of its structural elements in continuous and pulse operating modes for various values of the operating parameters. Temperature of the outer walls of all structural elements was determined using the Optris PI160 thermal imager. It is shown that transition from continuous to the pulse operation mode of the model low-thrust rocket engine leads to a decrease in the working process efficiency by 30...40%. Raising the pressure in the combustion chamber makes it possible to increase the fuel combustion completeness and, consequently, the consumption complex coefficient.

Введение. Надежность работы жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) во многом определяется эффективностью системы охлажде-ния. Одним из способов повышения эффективности процесса охла-ждения является развитие теплоотдающей поверхности, например за счет оребрения [1, 2]. Современные технологии изготовления камер сгорания ЖРД позволяют получать тракты охлаждения с предельно высокой степенью оребрения с помощью аддитивных технологий [3, 4] и технологий деформирующего резания [5][6][7]. Однако предель-ные малые значения параметров микрогеометрии, сложная гидроди-намика потока охладителя, сопряженный характер теплообмена, а также специфика технологических параметров обусловливают необ-ходимость внесения определенных корректировок в классическиеИнженерный журнал: наука и инновации # 12·2017модели процессов тепло-и массообмена, протекающих в трактах охлаждения камер сгорания ЖРД [8].Цель данной работы -разработка экспериментальной установ-ки, конструкции модельных рабочих участков и методик экспери-ментального исследования характеристик теплогидравлических про-цессов в трактах охлаждения в камерах сгорания ЖРД с предельно высокой степенью оребрения для обоснования возможности и оценки эффективности их применения.Описание экспериментальной установки. Для достижения по-ставленной цели разработаны экспериментальный стенд, модельные рабочие участки трактов охлаждения камер сгорания ЖРД, а также методики проведения испытаний и регистрации параметров с исполь-зованием информационных технологий и измерительных комплексов.На рис. 1 представлена 3D-модель тракта охлаждения камеры сгорания ЖРД, изготовление которой предполагается с использова-нием аддитивных технологий.Рис. 1. Модель цилиндрического участка камеры сго-рания (а) и тракт охлаждения с предельно высокой степенью оребрения (б)Исследования и экспериментальное определение характеристик…

Математическое моделирование течения охладителя в тракте охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя с предельно высокой степенью оребрения © В.П. Александренков, К.Е. Ковалев, Д.А. Ягодников МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия Выполнено расчетно-теоретическое исследование распределения охладителя в тракте охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) для целях разработки практических рекомендаций по повышению эффективности системы охлаждения с предельно высокой степенью оребрения. Создана трехмерная математическая модель, включающая в себя замкнутую систему уравнений гидродинамики, а также начальные и граничные условия для элемента камеры модельного ЖРД с продольным расположением каналов в тракте охлаждения, выполненном с использованием аддитивных технологий. Рассчитаны поля скоростей и давлений в характерных зонах тракта охлаждения при различных значениях массового расхода охладителя, подтвердившие работоспособность предложенной схемы, обеспечивающей равномерное распределение охладителя в тракте охлаждения модельного ЖРД. Получена зависимость гидравлических потерь от массового расхода охладителя и размера частиц порошка, используемого в аддитивной технологии изготовления огневой стенки и тракта охлаждения. Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, математическая модель, предельная степень оребрения, теплообмен, тракт охлаждения Математическое моделирование течения охладителя в тракте охлаждения камеры… Инженерный журнал: наука и инновации # 11·2019 9 Александренков Владислав Петровичканд. техн. наук, доцент кафедры «Ракетные двигатели», старший научный сотрудник НИИ ЭМ МГТУ им. Н.Э. Баумана.