Инженерный журнал: наука и инновации
# 4·2017 1
УДК 621.455 DOI 10.18698/2308-6033-2017-4-1606
Расчетное и экспериментальное исследование
надежности запуска и выхода на режим ракетного
двигателя малой тяги на газообразных компонентах
кислород + метан с электроискровым зажиганием
© Е.А. Андреев, А.В. Новиков, О.Е. Шацкий
МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия
Расширение сырьевой базы отечественного ракетостроения, а также повышен-
ные экологические требования предполагают применение криогенного метана
в качестве горючего компонента космических и воздушно-космических двигатель-
ных систем. Актуальной становится задача создания ракетных двигателей малой
тяги на несамовоспламеняющихся компонентах для использования в системах
ориентации и стабилизации космических аппаратов. В связи с этим возникает
необходимость в определении условий надежного воспламенения газообразных
компонентов топлива кислород + метан для различных конструкций узлов воспла-
менения при варьировании мощности агрегата зажигания. В статье проанализи-
рованы электрические системы зажигания, способные обеспечить многоразовый
запуск, приведены результаты расчетных и экспериментальных исследований ра-
кетного двигателя малой тяги с зонной подачей компонентов в широком диапа-
зоне геометрических и режимных параметров. Даны практические рекомендации
по проектированию камер сгорания.
Ключевые слова
: ракетный двигатель, двигатель малой тяги, электрические си-
стемы зажигания, надежное воспламенение, стендовые испытания
Введение.
Импульсный режим работы ракетных двигателей малой
тяги обусловливает повышенные требования к надежности много-
кратного запуска таких двигателей. Традиционно надежность обес-
печивается использованием в системах ориентации и стабилизации
космических аппаратов самовоспламеняющихся пар компонентов
топлива. Современное развитие ракетно-космической техники, уве-
личение массы и номенклатуры выводимой полезной нагрузки делает
актуальным использование в жидкостном ракетном двигателе малой
тяги (ЖРДМТ) широкого спектра как известных, так и перспектив-
ных топливных пар. В частности, расширение сырьевой базы отече-
ственного ракетостроения предполагает применение криогенного ме-
тана в качестве горючего компонента космических и воздушно-
космических двигательных систем.
Однако для топливной пары кислород + метан практически от-
сутствуют данные о выборе диапазона значений режимных парамет-
ров (давление в камере сгорания, коэффициент избытка окислителя
и т. п.), при которых гарантировано их воспламенение и выход каме-
ры сгорания на стационарный режим работы. Учитывая положитель-