CC BY
0
УДК 621.45.042
DOI: 10.15593/2224-9982/2024.77.03
П.А. Митрович, В.И. Малинин
Пермский национальный исследовательский политехнический университет, Пермь, Российская Федерация
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА ПРОЦЕССОВ И ХАРАКТЕРИСТИК НИЗКОТЕМПЕРАТУРНОГО ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА С БОЛЬШИМ ВРЕМЕНЕМ РАБОТЫ
Статья посвящена экспериментальному исследованию параметров низкотемпературного (температура рабочего тела на выходе составляет 300...700 К) твердотопливного газогенератора с пористым ёмкостным охладителем, работающего 350 с. Объектом исследования является газогенератор с зарядом серийно отработанного твердого топлива массой 5,1 кг и пористым, состоящим из порошкообразного бора (масса 2,9 кг) со средним размером частиц 0,2.0,3 мм. Для расширения температурного диапазона рабочего тела впервые применено разделение потоков на охлаждаемый и не-охлаждаемый. Полученные параметры подтверждают волновой процесс теплообмена и хорошо согласуются с теорией. В прогретой зоне за волной теплообмена выявлено протекание экзотермической химической реакции водяного пара с бором, вследствие чего повышается температура внутри пористого емкостного охладителя на 100.350 К по отношению к температуре в камере сгорания газогенератора. Результаты термодинамических расчетов с частичным неравновесием согласуются с экспериментом. Реализация химической реакции не влияет на процесс волнового теплообмена, ослабляет волну конденсации и повышает эффективность работы охладителя. Низкотемпературный твердотопливный газогенератор с пористым рекомендуется для промышленного применения в качестве источника рабочего тела и как источник топлива для создания тяги в силовых установках.
Ключевые слова: источник рабочего тела, двигательная установка, твердое газогенераторное топливо, пористый емкостный охладитель, порошкообразный бор, волновой эффект теплообмена.
P.A. Mitrovich, V.I. Malinin
Perm National Research Polytechnic University, Perm, Russian Federation
LONG OPERATING LOW TEMPERATURE SOLID PROPELLANT GAS GENERATOR EXPERIMENTAL PROCESSES AND CHARACTERISTICS DEVELOPMENT
The article presents an experimental study on a low-temperature (working fluid temperature at the outlet is 300.700 K) gas generator utilizing solid propellant with a porous capacity coolant operating 350 s. The study object is the gas generator with a 5.1-kilogram propellant grain and the 2.9 kg boron powder-based porous capacity coolant with a particle size distribution between 0.2 and 0.3 mm. For the first time, the flows separation into cooled and uncooled has been implemented to expand the working fluid temperature range. The obtained parameters confirm the heat exchange wave process and align well with theoretical predictions. In the heated zone behind the heat transfer wave, an exothermic chemical reaction occurs between water vapor and boron, resulting in a temperature increase inside the porous capacity coolant by 100.350 K compared to the temperature in the gas generator combustion chamber. The partial nonequilibrium thermodynamic calculations results agree with the experiment. The reaction does not affect the wave heat exchange process but enhances the coolant efficiency. The low-temperature with porous capacity coolant is recommended for industrial application in rocket-space technology as an actuating medium source and as a fuel source for thrust generation in power units.
Keywords: actuating medium source, propulsion system, solid gas-generating propellant, porous capacity coolant, powdered boron, wave heat exchange effect.
В ракетно-космической технике широкое применение нашли двигательные установки (ДУ) с вытеснительной системой подачи. Данный способ широко используется в различных типах ракетных двигателей, включая жидкостные двигатели малой тяги, работающие на больших высотах и в космическом пространстве [1-4]. Кроме того, вытеснительная система может быть применена и в перспективных устройствах, таких как гибридные [5, 6] и электротермические [7] ДУ, двигатели на гелеобразном [8, 9] и порошкообразном твердом топливе [10, 11].
Наиболее распространенным способом вытеснения компонентов ракетного топлива (КРТ) является применение газобаллонной системы [2]. Преимущества использования баллонов со сжатым азотом или гелием - это простота конструкции, относительно высокая надежность и безопасность, устойчивость к внешним воздействующим факторам. Однако существенными недостатками являются: значительная масса и объем конструкции, невозможность подачи всего запаса газа, резкое падение эффективности баллонов с инертным газом в условиях низких температур.
В качестве альтернативы газобаллонной системы и с целью снижения массы и габаритов вытеснительного устройства предложено использовать низкотемпературный твердотопливный газогенератор (НТГГ) с пористым ёмкостным охладителем (ПЕО) [11, 13]. При работе такого газогенератора обеспечивается стабильная низкая (300...400 К) температура рабочего тела (РТ) с заданным давлением и большим временем работы (100 с и более). В источниках [11-14] приведены расчетно-теоретические и экспериментальные данные. Продолжением этих исследований является экспериментальная отработка НТГГ с временем охлаждения 350 с. Целью данной работы является получение и анализ режимных параметров низкотемпературного твердотопливного газогенератора с большим временем охлаждения.
Материалы и методы
Описание экспериментальной установки
Испытаниям подвергался НТГГ с большим временем работы, принципиальная схема которого представлена на рис. 1.
Рис. 1. Схема экспериментального НТГГ с ПЕО
Впервые применено разделение продуктов сгорания заряда твердого топлива на два потока - охлаждаемый и неохлаждаемый. Данный подход позволяет расширить диапазон температур РТ на выходе. Далее приведено описание экспериментального НТГГ с ПЕО.
Низкотемпературный газогенератор включал корпус 1 с теплозащитным покрытием (ТЗП), твердотопливный заряд 2, воспламенительное устройство 3 с пиросредством, днище с ТЗП 4, сопло критического истечения 5, сопло критического истечения с газоходом 6, ПЕО 7, размещенный в корпусе 8 с ТЗП и зафиксированный с двух сторон решетками, днище 9 и сопло критического истечения 10. Газоход сопла 6 сообщает внутренний объем газогенератора (где происходит горение заряда 2) с объемом за ПЕО 7. На наружную поверхность газохода нанесено ТЗП. Заряд твердого топлива 2 торцевого горения выполнен вкладным. Опорные решетки заряда на схеме условно не показаны. Пористый ёмкостный охладитель выполнен из порошкового материала.
Работа газогенератора осуществлялась следующим образом. По командному сигналу срабатывало пиросредство и воспламенительное устройство 3 зажигало заряд 2. Продукты сгорания заряда 2 посредством сопел 5 и 6 делились на две части. Большая часть ПС (77 %) посту-
пала через сопло 5, фильтровалась через ПЕО 7 и интенсивно охлаждалась до температуры, близкой к температуре материала охладителя 7 до испытания. Меньшая часть истекала через сопло и газоход 6 в объем за охладителем 7. Таким образом, поток разделялся на охлаждаемый и неохлаждаемый. На выходе из ПЕО 7 охлажденные продукты сгорания активно смешивались с неохлажденными. Полученная смесь истекала из газогенератора через сопло 10.
Давление в газогенераторе РГГ и температура смеси ПС ТРТ регулировались от испытания к испытанию установкой сопел 5 и 6 с различными площадями критических сечений. Давление перед охладителем РПО и за ним РРТ регулировалось установкой сопла 10 с различными площадями критических сечений.
Для регистрации режимных параметров НТГГ во время испытаний использовались датчики давления ЛХ-412 (РГГ), ЛХ-415 (РПО и РРТ) и вольфрам-рениевые термопары (ТГГ, Т1, Т2, Т3) и хромель-алюмелиевые (ТРТ) термопары. Схема размещения датчиков давления и термопар в газогенераторе показана на рис. 1. Термопара ТГГ, измерявшая температуру ПС, расположена в камере сгорания (КС) НТГГ и на схеме (см. рис. 1) не показана. Термопары, устанавливаемые в материале ПЕО, размещались на расстоянии от начала охладителя: Т1 - 48, Т2 - 113, Т3 - 178 мм.
Параметры заряда и материала пористого емкостного охладителя
Проведено четыре огневых стендовых испытания НТГГ. В каждом испытании использовался заряд, изготовленный из серийного смесевого твердого топлива. Данное топливо является низкотемпературным газогенераторным составом, имеет скорость горения от 1 до 3 мм/с в диапазоне давлений 30.150 кгс/см2. При этом продукты сгорания практически не содержат к-фазу (2 < 1 %). В таблице представлен основной покомпонентный состав ПС при давлении в КС 40 кгс/см2. Заряд массой 5,1 кг и длиной 450 мм имеет бронировку по внешней поверхности. Использовались заряды из одной партии.
Состав продуктов сгорания при давлении 40 кгс/см2 (4,08 МПа)
Компонент Массовое содержание, %
СО 30,6
N2 23,6
СО2 22,4
Н2О 20,3
Н2 2,76
В качестве материала ПЕО использовался порошкообразный бор со среднемассовым размером частиц 0,2.0,3 мм по объему. Такой диаметр частиц позволяет повысить его массовую эффективность и получать на выходе из газогенератора поток продуктов сгорания, который не
содержит твердой конденсированной фазы. Происходит очищение продуктов сгорания от возможного попадания твердых продуктов разложения бронировки твердотопливного заряда и теплоизоляции корпуса газогенератора, тем самым выполняется функция фильтрации продуктов сгорания. Масса материала охладителя составила 2,9 кг. На рис. 2 приведено дифференциальное распределение массы по размерам частиц . Обозначения: т1 - масса частиц I фракции, т^ - масса всей пробы порошкообразного
бора, определенная ситовым анализом.
Результаты и обсуждение
Результаты испытаний
Испытания проводились при следующих режимных параметрах НТГГ:
- среднеинтегральное значение давления в КС на временном интервале от 15 до 350 с -37 кгс/см2 (3,77 МПа);
- среднеинтегральный массовый секундный расход ПС на том же временном интервале - 14,5 г/с;
- время работы 350 с.
Зависимости изменения давления, массового секундного расхода и температуры во время одного из испытаний представлены на рис. 3-5. Расход продуктов сгорания твердого топлива, О, г/с, определялся по формуле газоприхода с поверхности горения заряда:
О = ртоп-и ■ ^-103,
где ртоп - плотность твердого топлива, кг/м3; и = /(р) - скорость горения заряда, зависящая от свойств топлива и давления в камере сгорания, м/с; £гор - поверхность горения заряда (в случае заряда торцевого горения - площадь поперечного сечения), м2
Рис. 3. Зависимость давления в различных зонах НТГГ от времени
Рис. 4. Зависимость массового секундного расхода от времени
— КС — Т1 — Т2 — ТЗ После ПЕО
2000 1800 1600 1400
Ч 1200
со о.
н 1000 го а. си
1= 800 си
600 400 200 0
0 50 100 150 200 250 300 350 400
Время, с
Рис. 5. Зависимость температуры в различных зонах НТГГ от времени
Повышение перепада давления в ПЕО (см. рис. 3), которое наблюдается приблизительно с 16 по 55 с, обусловлено не только возрастанием давления в КС, но и процессами конденсации водяного пара внутри охладителя. При охлаждении ПС часть водяного пара конденсируется и оседает в порах охладителя, тем самым незначительно снижается проходное сечение, повышается сопротивление потоку газа и давление. Данный эффект подтверждается тем, что он происходит тогда, когда термопары Ть Т2, Т3 регистрируют волну конденсации.
При анализе экспериментальных данных температуры (рис. 5) наблюдается устойчивый волновой процесс теплообмена на всем протяжении работы НТГГ. Время охлаждения продуктов сгорания соответствует времени работы газогенератора (350 с). Максимальная температура смеси ПС в момент окончания работы газогенератора не превышает 590 К.
Наличие волны конденсации водяного пара, предшествующей волне теплообмена, объясняется теорией [12, 14] и подтверждается изменением температуры на термопарах Т (с 5 по 13 с), Т2 (с 15 по 30 с), Т3 (с 28 по 50 с), представленном на рис. 5.
Путем сопоставления измеренных значений температуры на термопарах Ть Т2, Т3 и на термопаре ТГГ выявлено её повышение внутри ПЕО относительно камеры сгорания газогенератора. Значение температуры на термопарах Ть Т2, Т3 достигает 1400...1650 К, тогда как температура продуктов сгорания заряда твердого топлива в КС остается практически постоянной и не превышает 1313 К (соответствует равновесной термодинамической температуре с учетом погрешностей расчета и измерений). При этом резкое кратковременное повышение температуры в начальный момент времени обусловлено срабатыванием воспламенительного устройства (температура ПС воспламенительного состава выше 2800 К) и в сравнительном анализе не учитывается. Процесс увеличения температуры на термопарах внутри ПЕО объясняется протеканием экзотермических химических реакций при контакте ПС с материалом охладителя. Водяной пар вступает во взаимодействие с материалом охладителя - бором. Реализуется следующая химическая реакция: 3Н20| + 2В ^ В203 + 3Н2|. При этом газовая постоянная ПС не уменьшается, так как количество молей Н20| равно количеству молей Н2|. На возможность и интенсивность протекания данной реакции существенное влияние оказывают ряд причин: количество энергии, подводимое к системе (температура неохлажденных ПС); время пребывания водяного пара в зоне контакта с охладителем; дисперсность бора. Реакция протекает тем интенсивнее, чем больше температура и время пребывания и чем меньше диаметр частиц бора.
Протекание химических реакций не нарушает тезис о «замораживании» состава ПС при охлаждении. Тем не менее процесс тепломассообмена не может быть полностью описан математической моделью, представленной авторами [12, 14]. Температура в таком случае внутри
ПЕО не должна превышать 1313 К, однако результаты экспериментальной отработки (см. рис. 4) свидетельствуют об обратном. Нельзя не отметить, что повышение температуры вследствие протекания экзотермических реакций увеличивает эффективность охладителя, так как с ростом температуры возрастает удельная теплоемкость бора.
Внутри холодной зоны (справа от волны теплообмена) температура составляет около 380 К (см. рис. 5). Данному значению соответствует давление водяного пара - pH08°°,°98 МПа. Тогда
массовое содержание конденсированной воды (при температуре 38° К), %, приближенно определяется как
РТ=38° • ц ZH;O8° « н'° -100 * 4,8,
РПЕО • Цсм
где цсм и цно - молярные массы смеси ПС и водяного пара соответственно, РПЕО = (Рпоинт + РрТинт )' °,5 - среднее значение давления внутри охладителя; рПО™ и рРТ™ -
среднеинтегральные значения давлений перед и после охладителя соответственно. Сопоставив полученное значение с данными в КС, можно сделать вывод о том, что в среднем 76 % (по массе от исходного значения ZH20) водяного пара вступило в реакцию с бором. Таким образом,
главный недостаток использованного топлива - снижение удельной газовой постоянной РТ вследствие значительного содержания конденсированной H20T - нивелируется за счет наличия химических реакций. Лишь порядка 5 % водяного пара конденсируется и вносит вклад в снижение газовой постоянной.
С целью моделирования частичного химического неравновесия проведены вычисления в программе термодинамического расчета состава фаз произвольных гетерогенных систем, а также их термодинамических и транспортных свойств «Terra» [15]. Рассматривался «горячий» слой, в котором температура материала охладителя больше или равна температуре в КС (ТПЕО > Тт). Удалялись химические реакции, продуктами которых являются следующие вещества: N2CT, C, BN, B4C, H3BO3, HBO2, B2O2T, H3B3O3T, H3B3O6T, B3HN3T. По результатам расчетов температура внутри ПЕО изменяется от 140° до 150° К в зависимости от переменной L - отношения массы ПС к массе охладителя. Отмечено, что при использовании равновесной термодинамики температура для тех же соотношений L достигает 230° К, следовательно, наиболее близкими к экспериментальным данным являются результаты частичного неравновесного моделирования.
По результатам огневых стендовых испытаний подтверждены следующие режимные параметры:
- максимальная температура смеси ПС (ТРТ) в момент окончания работы газогенератора не более 59° К;
- время охлаждения продуктов сгорания соответствует времени работы газогенератора (35° с);
- отношение массы ПЕО к массе заряда твердого топлива составляет не более 0,6.
Практическая значимость и область применения
Относительно низкое значение массы и габаритов при сохранении характеристик вы-теснительного устройства на высоком техническом уровне [16] и использование полностью отработанного, надёжного газогенераторного топлива в совокупности с полученными результатами экспериментов позволяют применять НТГГ с ПЕО в различных устройствах ракетно-космической и авиационной техники.
Перспективным является применение НТГГ с длительным временем работы в реактивных двигателях, использующих забортный окислитель. В этом случае РТ может обеспечивать работоспособность как системы наддува и вытеснения компонентов ракетного топлива [11], так и исполнительных механизмов, отклоняющих управляющие органы летательного аппарата
(ЛА). Температура РТ может достигать 600 К. Система непрерывно потребляет РТ, а циклограмма работы двигателя не предполагает импульсных включений. Излишки рабочего газа стравливаются в атмосферу [11].
Актуальным является применение НТГГ с ПЕО в качестве источника рабочего тела газогенераторной системы, обеспечивающей вытеснение компонентов ракетного топлива в двигательных установках [16]. Такие ДУ используются на верхних ступенях ракет-носителей, в разгонных блоках и космических аппаратах. Температура РТ лежит в диапазоне 300...500 К и зависит от конструкции элементов пневмогидравлической системы, применяемых материалов, времени работы и других параметров. Важной особенностью таких ДУ является многократное включение, работа в импульсном режиме, длительные паузы между запусками и зависимость величины расхода во времени от текущего фазового состояния объекта управления. Именно поэтому необходимо использование нескольких газогенераторов, ресивера, газового редуктора и системы клапанов.
Низкотемпературный твердотопливный газогенератор длительного действия может использоваться как источник топлива для создания тяги силовой установки (без использования других компонентов ракетного топлива). Примером служат двигатели коррекции, стабилизации и ориентации ЛА, двигатели индивидуального средства передвижения космонавта. Принципиальная схема таких ДУ представлена на рис. 6.
Рис. 6. Принципиальная схема двигателя на основе НТГГ с ПЕО: 1 - НТГГ с ПЕО; 2, 4, 8 - горловины заправочные и проверочные; 3 - обратный клапан;
5 - предохранительный клапан; 6 - ресивер, предварительно заправленный гелием;
7, 7а, 7* - пусковые пироклапаны; 9 - газовый редуктор; 10 - сопла критического истечения; СУ - система управления; блок с точками - прочие устройства (электропневмоклапаны,
датчики, газоходы и т.д.)
Перед началом работы ресивер 6 заправляется сжатым гелием через горловину заправочную 4 до заданного давления. Это позволяет максимально эффективно использовать предоставленный объем и сократить массу НТГГ. Затем проводится проверка работоспособности магистрали редуктора 9 путем продувки газа через тракт, который образуют две части горловины проверочной 8, редуктор и газоходы.
Работа устройства практически идентична функционированию газогенераторной системы [16] и осуществляется следующим образом. По команде блока управления объекта управления (условно не показан на схеме) подается сигнал на пусковые пироклапаны 7 и 7а в результате чего происходит вскрытие газоходов, расположенных между ресивером 6 и газовым редуктором 9 и между газовым редуктором 9 и соплами критического истечения 10. Рабочее тело из ресивера 6 поступает в газовый редуктор 9, где его давление снижается до необходимой вели-
чины и истекает через сопла 10. Таким образом, на данном этапе работа устройства аналогична работе двигателя на холодном газе, так как ресивер 6 здесь выступает в роли баллона высокого давления. Далее при достижении в ресивере 6 определенного уровня давления срабатывает сигнализатор давления «Д», который подает сигнал в СУ на запуск газогенератора.
Силовая установка снабжена несколькими газогенераторами. После завершения работы газогенератора № 1 и подачи сигнала на СУ запускается следующий газогенератор, который работает аналогичным образом.
Такая схема позволяет при заданных массогабаритных ограничениях обеспечить гибкость управления тягой, в том числе при длительном времени работы более 1000 с, больших паузах (до нескольких дней) между рабочими циклами. Охлаждение ПС в таких установках происходит до 400.. .800 К в зависимости от применяемых материалов и типа ДУ.
Заключение
По результатам испытаний сделаны следующие выводы:
1. Разработана экспериментальная установка низкотемпературного твердотопливного газогенератора с ПЕО (бор со средним размером частиц 0,2-0,3 мм). Масса топлива составила 5,1 кг, масса ПЕО 2,9 кг. Впервые применено разделение потоков на охлаждаемый и неохлаж-даемый. Данный подход позволяет расширить диапазон температур РТ на выходе.
2. Время работы газогенератора составляет 350 с. При использовании соответствующих зарядов данный параметр в перспективе может быть увеличен до 1000 с и более.
3. Низкотемпературный твердотопливный газогенератор обладает относительно малой массой и габаритами - отношение массы ПЕО к массе заряда топлива не превышает 0,6.
4. В полностью прогретой зоне (перед волной теплообмена) при контакте материала охладителя с ПС возникают химические реакции с выделением тепла. Температура внутри ПЕО превышает температуру в КС на 100.350 К. Повышение температуры способствует увеличению удельной теплоемкости бора, что приводит к улучшению эффективности охлаждения и, соответственно, не требует дополнительного добавления массы ПЕО. Протекающие химические реакции не влияют на волновой процесс теплообмена. При этом наблюдается воздействие на волну конденсации. Лишь порядка 24 % водяного пара от исходного значения конденсируется, что также позитивно сказывается на эффективности системы.
5. Низкотемпературный твердотопливный газогенератор с пористым ёмкостным охладителем рекомендуется к промышленному применению и внедрению в ракетно-космическую и авиационную технику в качестве источника рабочего тела и как источник топлива для создания тяги в силовых установках.
Библиографический список
1. Концепция космической транспортно-энергетической системы на основе солнечного межорбитального электроракетного буксира / И.И. Хамиц, И.М. Филиппов, Л.С. Бурылов [и др.] // Космическая техника и технологии. - 2017. - № 1 (16). - С. 32-40.
2. Добровольский, М.В. Жидкостный ракетные двигатели. Основы проектирования: учебное пособие / М.В. Добровольский. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. - 461 с.
3. Design of a Low-Thrust LOX/KerosenePressure-Fed Liquid Rocket Engine / Ali J. Gamgeh, Hikeu Bui, Emmett Moore [и др.] // AIAA Régional Student Conférences, NY, 31 March-1 April 2023. NY, 2023. -9 p. DOI: 10.2514/6.2023-72230
4. Seong Ho Im. Modeling of fuel transport in pressure-fed systems with flow passage opening devices / Ho Im Seong // Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering. - 2021. - Vol. 0, iss. 0. - P. 1-9. DOI: 10.1177/0954410021994996
5. Потапкин, А.В. Экспериментальное исследование тяговых характеристик гибридного ракетного двигателя при различных способах подачи окислителя / А.В. Потапкин, Т.С. Ли // Физика горения и взрыва. - 2004. - Т. 40, № 4. - С. 15-22.
6. Komomik, D. Investigation of a Ducted Rocket with a Paraffin/Oxygen Hybrid Gas Generator /
D. Komornik, A. Gany // Journal of Propulsion and Power. - 2019. - Vol. 35, iss. 6. - P. 1-8. DOI: 10.2514/1.b37448
7. Исследование параметров импульсной электронагревной двигательной установки на воде для наноспутника / В.Н. Блинов, В.В. Косицын, А.И. Лукьянчик, В.И. Рубан // Космическая техника и технологии. - 2023. - № 3 (42). - С. 47-59.
8. Green gelled propellant highly throtteable rocket motor and gas generator technology: Status and applications / P. Caldas Pinto, H.K. Ciezki, K.W. Naumann [и др.] // Progress in Propulsion Physics. - 2019. -Vol. 11. - P. 91-130. DOI: 10.1051/eucass/201911091
9. Kuznetsov, A. Development of a lab-scale gel fuel ramjet combustion / A. Kuznetsov, Y. Solomon, B. Natan // 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Nashville, TN, 25-28 July 2010. - Nashville, TN, 2010. - 12 p. DOI: 10.2514/6.2010-7124
10. Ягодников, Д.А. Горение порошкообразных металлов в газодисперсных средах / Д.А. Ягодников. - 2-е изд., испр. и доп. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. - 444 с.
11. Митрович, П.А. Анализ требований к твердотопливным газогенераторам для систем подачи порошкообразного топлива реактивных двигателей / П.А. Митрович, В.И. Малинин // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. -2021. - № 66. - С. 39-46. DOI: 10.15593/2224-9982/2021.66.04
12. Коломин, А.Е. Теоретическое обоснование создания газогенераторов на твёрдом топливе с порошкообразными ёмкостными охладителями / А.Е. Коломин. - Пермь: ПГТУ, 2006. - 130 с.
13. Пат. 2410291 Российская Федерация, МПК B01J 7/00, B01J 19/14. Газогенератор / Коломин
E.И., Малинин В.И., Серебренников С.Ю., Коломин А.Е. - № 2005109108/15; заявл. 29.03.2005; опубл. 27.01.2007, Бюл. №.
14. Охлаждение продуктов сгорания газогенераторных топлив в порошкообразных емкостных охладителях / В.И. Малинин, Е.И. Коломин, С.Ю. Серебренников, И.С. Антипин // Вестник ПГТУ. Аэрокосмическая техника. - 2002. - № 13. - С. 72-76.
15. Белов, Г.В. Термодинамическое моделирование химически реагирующих систем / Г.В. Белов, Б.Г. Трусов. - М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2013. - 96 с.
16. Пат. 2410291 Российская Федерация, МПК B01J 7/00 (2006.01). Газогенераторная система / Митрович П.А.., Малинин В.И., Малютин А.А.; патентообладатель АО «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева». -№ 2023102237; заявл. 01.02.2023; опубл. 08.11.2023.
References
1. Koncepciya kosmicheskoj transportno-energeticheskoj sistemy na osnove solnechnogo mezhorbi-tal'nogo elektroraketnogo buksira / I.I. Hamic, I.M. Filippov, L.S. Burylov [i dr.] // Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii. - 2017. - № 1 (16). - S. 32-40.
2. Dobrovol'skij M.V. ZHidkostnyj raketnye dvigateli. Osnovy proektirovaniya: uchebnoe posobie / M.V. Dobrovol'skij. M.: Izd-vo MGTU im. N.E. Baumana, 2016. - 461 s.
3. Design of a Low-Thrust LOX/KerosenePressure-Fed Liquid Rocket Engine / Ali J. Gamgeh, Hikeu Bui, Emmett Moore [i dr.] // AIAA Regional Student Conferences, NY, 31 March-1 April 2023. NY, 2023. - 9 p. https://doi.org/10.2514/6.2023-72230.
4. Seong Ho Im. Modeling of fuel transport in pressure-fed systems with flow passage opening devices // Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering. - 2021 Vol. 0, Iss. 0. - P. 1-9. doi: 10.1177/0954410021994996
5. Potapkin A.V. Eksperimental'noe issledovanie tyagovyh harakteristik gibridnogo raketnogo dvigate-lya pri razlichnyh sposobah podachi okislitelya / A.V. Potapkin, T.S. Lee // Fizika goreniya i vzryva. - 2004. T. 40. № 4. S. 15-22.
6. Komornik, D., & Gany, A. Investigation of a Ducted Rocket with a Paraffin/Oxygen Hybrid Gas Generator // Journal of Propulsion and Power. - 2019. - Vol. 35, Iss. 6. - P. 1-8. DOI: 10.2514/1.b37448.
7. Issledovanie parametrov impul'snoj elektronagrevnoj dvigatel'noj ustanovki na vode dlya nanosput-nika / V.N. Blinov, V.V. Kosicyn, A.I. Luk'yanchik, V.I. Ruban. // Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii. -2023. - № 3 (42). - S. 47-59.
8. Green gelled propellant highly throtteable rocket motor and gas generator technology: Status and applications / P. Caldas Pinto, H.K. Ciezki, K.W. Naumann [i dr.] // Progress in Propulsion Physics. - 2019. -Vol. 11. - P. 91-130. https://doi.org/10.1051/eucass/201911091.
9. Kuznetsov A., Solomon Y., Natan B. Development of a lab-scale gel fuel ramjet combustion // 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Nashville, TN, 25-28 July 2010. - Nashville, TN, 2010. - 12 p. DOI: 10.2514/6.2010-7124.
10. YAgodnikov D.A. Gorenie poroshkoobraznyh metallov v gazodispersnyh sredah. - 2-e izd., ispr. I dop. -M.: Izd-vo MGTU im. N.E. Baumana, 2018. - 444 s.
11. Mitrovich, P.A. Analiz trebovanij k tverdotoplivnym gazogeneratoram dlya sistem podachi poroshkoo-braznogo topliva reaktivnyh dvigatelej / P.A. Mitrovich, V.I. Malinin. DOI 10.15593/2224-9982/2021.66.04. // Vestnik Permskogo nacional'nogo issledovatel'skogo politekhnicheskogo universiteta. Aerokosmicheskaya tekhnika. - 2021. - №. 66. - S. 39-46.
12. Kolomin A.E. Teoreticheskoe obosnovanie sozdaniya gazogeneratorov na tvyordom toplive s porosh-koobraznymi yomkostnymi ohladitelyami. Disertaciya. Perm': PGTU, 2006, 130 s.
13. Pat. 2410291 Rossijskaya Federaciya, MPK B01J 7/00, B01J 19/14. Gazogenerator / Kolomin E.I., Malinin V.I., Serebrennikov S.YU., Kolomin A.E.- № 2005109108/15; zayavl. 29.03.2005; opubl. 27.01.2007, Byul. №.
14. Ohlazhdenie produktov sgoraniya gazogeneratornyh topliv v poroshkoobraznyh emkostnyh oh-laditelyah. V.I. Malinin, E.I. Kolomin, S.YU. Serebrennikov, I.S. Antipin // Vestnik PGTU. Aerokosmicheskaya tekhnika, 2002 g., № 13. S. 72-76.
15. 11. Belov G.V., Trusov B.G. Termodinamicheskoe modelirovanie himicheski reagiruyushchih sistem. M.: MGTU im. N.E. Baumana, 2013, 96 s.
16. Pat. 2410291 Rossijskaya Federaciya, MPK B01J 7/00 (2006.01). Gazogeneratornaya sistema / Mitrovich P.A.., Malinin V.I., Malyutin A.A.; patentoobladatel' AO «GKNPC im. M.V. Hrunicheva». -№ 2023102237; zayavl. 01.02.2023; opubl. 08.11.2023.
Об авторах
Митрович Петр Андреевич (Пермь, Российская Федерация) - аспирант кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы», Пермский национальный исследовательский политехнический университет (614990, Пермь, Комсомолький пр., 29, e-mail: petr.mitrovic@yandex.ru).
Малинин Владимир Игнатьевич (Пермь, Российская Федерация) - доктор технических наук, профессор кафедры «Ракетно-космическая техника и энергетические системы», Пермский национальный исследовательский политехнический университет (614990, Пермь, Комсомолький пр., 29, e-mail: malin-invi@mail.ru).
About the authors
Petr A. Mitrovich (Perm, Russian Federation) - PhD Student, Department of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolsky av., Perm, 614990, e-mail: petr.mitrovic@yandex.ru).
Vladimir I. Malinin (Perm, Russian Federation) - Doctor of Technical Sciences, Professor, Department of Rocket and Space Engineering and Power Generating Systems, Perm National Research Polytechnic University (29, Komsomolskiy av., Perm, 614990, e-mail: malininvi@mail.ru).
Финансирование. Исследование проведено при финансовой поддержке Минобрнауки России в рамках реализации программы стратегического академического лидерства «Приоритет 2030».
Конфликт интересов. Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов.
Вклад авторов. Все авторы сделали равный вклад в подготовку публикации.
Поступила: 03.05.2024
Одобрена: 10.05.2024
Принята к публикации: 18.06.2024
Просьба ссылаться на эту статью в русскоязычных источниках следующим образом: Митрович, П.А. Экспериментальная отработка процессов и характеристик низкотемпературного твердотопливного газогенератора с большим временем работы / П.А. Митрович, В.И. Малинин // Вестник Пермского национального исследовательского политехнического университета. Аэрокосмическая техника. - 2024. - № 77. - С. 27-36. DOI: 10.15593/2224-9982/2024.77.03
Please cite this article in English as: Mitrovich P.A., Malinin V.I. Long operating low temperature solid propellant gas generator experimental processes and characteristics development. PNRPU Aerospace Engineering Bulletin, 2024, no. 77, pp. 27-36. DOI: 10.15593/2224-9982/2024.77.03
