Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Химические ракетные двигатели — это реактивные двигатели, которые хранят топливо, сжигают его в камере сгорания и выбрасывают для создания необходимой тяги. В этой категории у нас есть твердое топливо, жидкое топливо и гибридное топливо. Среди всех трех жидкостное топливо обеспечивает максимальную тягу при меньшем количестве топлива и, следовательно, имеет самую высокую топливную эффективность. Таким образом, в этом исследовании рассмотрены две комбинации пропеллентов: LOх/GH2 и LOх/GCH4 [1].
Основным компонентом жидкостного ракетного двигателя, который играет огромную роль в его надежности, производительности и стоимости жизненного цикла, является камера сгорания. Испытания жидкостных ракетных двигателей, особенно камеры сгорания или камеры тяги, являются чрезвычайно сложным процессом, и для его разработки и испытаний традиционно используются дорогостоящие испытательные установки и полномасштабные прототипы. Это очень сложные системы, поэтому за последнее десятилетие использование инструментов моделирования и проектирования таких, как вычислительная гидродинамика (CFD-модели), стало надежным методом для выполнения проектирования и тестирования на ранних этапах разработки продукта. Они экономичны и ускоряют разработку и тестирование этих двигателей.
Приведена задача численного моделирования и моделирования процессов горения LOх/GH2 и LOх/GCH4. Впрыск топлива осуществляется с помощью одного коаксиального инжектора [2]. Процессы горения моделируются при двух условиях давления в камере: 1,5 и 3 МПа соответственно. Цель — понять влияние физических свойств и кинетики пропеллентов на процесс распыления, а также изучить коаксиальную струю и пламя, возникающие при этих условиях субкритического давления, с использованием дискретно-фазового моделирования [3, 4]. Получены результаты и сопоставлены с экспериментальными данными.
