Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Современные требования к перспективным двигательным установкам космических аппаратов заключаются в обеспечении высоких энергетических характеристик без ущерба надежности, экологичности и стоимости. Таким образом, необходимо использовать экологически безопасные компоненты топлива, для получения и переработки которых имеется развитая промышленная отечественная база. Учитывая данные требования, топливная пара кислород — метан является одной из наиболее перспективных, в том числе, благодаря возможности обеспечения унификации компонентов, как для основных ракетных двигателей всех ступеней, так и вспомогательных двигательных установок космического аппарата. Однако переход от классических компонентов жидкостных ракетных двигателей малой тяги к газообразным кислороду и метану обусловливает необходимость проведения теоретического исследования теплового состояния данного типа двигательных установок. Знание особенностей влияния способа подачи компонентов и основных режимных параметров рабочего процесса на его качество также необходимо для максимальной реализации преимуществ топливной пары кислород — метан [1].
На основании предварительных расчетных и экспериментальных работ [2–4] в качестве объекта исследования выбран модельный ракетный двигатель малой тяги на компонентах кислород — метан, работающий как в непрерывном, так и в импульсном режимах. В работе проведено трёхмерное численное моделирование процесса горения газообразных кислорода и метана, основанное на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье — Стокса. Для замыкания система уравнений дополнена моделью турбулентности k–ω SST и уравнением состояния идеального газа. Для совместного решения задач турбулентного течения и химической кинетики используется модель тонкого фронта пламени (Flamelet). В результате математического моделирования получены поля распределения температуры и концентраций продуктов сгорания в камере сгорания модельного ракетного двигателя малой тяги. Предлагаемый подход к исследованию характеристик рабочего процесса в ракетных двигателях малой тяги актуален в процессе выполнения многопараметрических исследований, а также на этапе предварительного выбора режимов работы и технического облика данного типа двигательных установок.
С учетом распределения температуры и концентраций продуктов сгорания в камере сгорания проведено численное исследование теплового состояния элементов конструкции модельного ракетного двигателя малой тяги. При расчетах учтен конвективный и радиационный теплообмен между огневой стенкой и продуктами сгорания, охлаждение наружной поверхности камеры ракетного двигателя малой тяги, а также осевые перетечки тепла в элементах конструкции. Получены нестационарные температурные поля в элементах конструкции модельного ракетного двигателя малой тяги, работающего в импульсном режиме.
