Search academic texts

Information × Registration Number 0826U000784, PhD dissertation Status Доктор філософії Date popup.evolution o Title Features of heat transfer modeling in liquid propellant rocket engine chambers manufactured using additive technologies Author Volodymyr V. Sliusariev, popup.head Valerii L. Bucharskyi popup.opponent Nataliia S. Priadko popup.opponent Hanna M. Koloskova popup.review Volodymyr I. Lipovskyi popup.review Oleksandr Zolotko Description Дисертаційна робота складається з вступної частини, чотирьох основних розділів, висновків, списку використаних джерел та двох додатків. Робота представлена на 125 сторінках, містить 42 рисунка та 4 таблиці і список джерел, що містить 121 найменування. При проєктуванні рідинних ракетних двигунів (РРД) однією з найважливіших задач є розробка системи охолодження. Охолоджувальний тракт суттєво впливає на різні параметри системи, такі як допустиме масове співвідношення компонентів палива, потужність насосів, компонування та масу двигуна. В свою чергу, розробка ефективної системи охолодження неможлива без достовірних даних по тепловому стану камери двигуна на всіх режимах його роботи. Отримані параметри теплопередачі мають задовольняти вимоги за багатьма факторами: температури стінки камери не мають перевищувати значень, при яких матеріал втрачає свої механічні властивості, температури компонентів мають бути менші за температури кипіння, при використанні вуглеводневих палив необхідно підтримувати температуру стінки зі сторони охолоджувача в певному діапазоні для запобігання випадінню твердих осадів на стінках каналу (що є типовим для гасу) або детонації (що можливо при використанні НДМГ), тощо. Крім того, розрахунки теплопередачі актуальні не тільки на стадії проєктування двигуна, але й необхідні для аналізу результатів вогневих випробувань та усунення виявлених дефектів. Все вищесказане підтверджує необхідність розробки нових моделей теплопередачі в камерах РРД, які з одного боку будуть відрізнятися простотою та ефективністю у порівнянні з CFD-моделюванням, а з іншого – зможуть повною мірою розкрити потенціал сучасного рівня розвитку обчислювальної техніки та враховувати особливості нових технологій виготовлення зразків ракетно-космічної техніки на відміну від класичних моделей теплопередачі. Об’єктом дослідження даної роботи є процеси теплопередачі та гідродинаміки в агрегатах РРД. Предметом дослідження є теплофізичні процеси у трактах охолодження РРД, виготовлених з використанням адитивних технологій. Метою роботи є розробка методики оптимізації параметрів тракту охолодження, виготовленого адитивним методом, яка забезпечувала б мінімальну масу конструкції при допустимих значеннях температури стінки. Для досягнення даної мети було поставлено наступні задачі: 1) проаналізувати існуючі підходи до розрахунку охолодження камер РРД; 2) розробити диференціальну модель тракту охолодження камери РРД; 3) сформувати нові розрахункові залежності для коефіцієнта ефективності оребрення з урахуванням нерівномірності поля температур в поперечному перерізі ребра; 4) розробити алгоритм оптимізації та застосувати його для проектування тракту охолодження камери перспективного двигуна третього ступеня ракети-носія. Наукова новизна даної роботи полягає у наступному: 1) розроблено та верифіковано нову диференціальну модель тракту охолодження камери двигуна, яка є розвитком існуючого підходу до розрахунку охолодження з явною дискретизацією розрахункової області; 2) розроблено та верифіковано нову модель місцевих опорів, що базується на використанні узагальнених функцій; 3) розроблено та верифіковано нову модель ребра довільної форми, яка відрізняється від існуючих тим, що враховує різницю між температурою поверхні ребра та середньої температурою в перерізі; 4) а також вперше отримана критеріальна залежність що зв’язує температуру поверхні ребра із середньою температурою в перерізі. Практичне значення одержаних результатів полягає у тому, що розроблена модель тракту охолодження дає можливість швидко визначити параметри теплового стану камери двигуна та врахувати різноманітні процеси, що не розглядаються в існуючих методиках. Це, поміж іншим, досягається за допомогою нових отриманих співвідношень, що дозволяють більш точно та з меншою трудомісткістю визначити температурне поле в ребрі із урахуванням його нерівномірності. Крім того, розроблено оригінальну методику проєктування трактів охолодження мінімальної маси із заданим обмеженням по температурі стінки камер рідинних ракетних двигунів. Її використання може суттєво покращити параметри двигуна, а саме зменшити масу конструкції без погіршення теплового стану камери двигуна. Практична цінність роботи підтверджується впровадженням результатів дослідження в діяльність приватної ракето-космічної компанії ТОВ «ФЛАЙТ КОНТРОЛ», що засвідчено актом реалізації. Ключові слова: космічні літальні апарати, рідинний ракетний двигун, тракт охолодження камери двигуна, охолодження сопла, регенеративне охолодження, ефективність оребрення, задачі моделювання, математичне моделювання, чисельне моделювання теплопередачі, задача оптимізації, оптимізація тракту охолодження, адитивне виробництво, 3Д-друк, полегшена конструкція, розподіл тиску. Registration Date 2026-04-02 popup.nrat_date 2026-04-02 Close