Search academic texts

Information × Registration Number 2124U004067, Article popup.category Стаття, Опубліковано, Рецензована стаття Title Mathematical model of the propellant tank pressurization system with respect of heat exchange popup.author Алєксєєнко ВіталійБучарський ВалерійAlieksieienko VitaliiBucharskyi Valerii popup.publication 14-06-2024 popup.source_user Дніпровський національний університет імені Олеся Гончара popup.source https://cims.fti.dp.ua/j/article/view/162 popup.publisher Oles Honchar Dnipro National University Description Система наддуву паливних баків ракети-носія призначена для підтримки надлишкового тиску в газовій подушці баків згідно з розрахунковою залежністю, визначеною вимогами до подачі компонентів палива і конструкцією бака. Для досягнення цього необхідно узгодити роботу всіх елементів системи наддуву. У цьому дослідженні розглядається система, що складається з одного високотискового судини, газового редуктора, паливного бака і з’єднувальної лінії. Для підтримки надлишкового тиску в газовій подушці бака подається наддувний газ, витрата якого залежить від параметрів у високотисковому судині. Надлишковий тиск у газовій подушці забезпечує рівномірний потік компонента до насосів або камери згоряння. Такі елементи, як газовий редуктор і газова магістраль, розглядаються як єдиний канал з еквівалентною витратою. На основі цієї системи сформульовано завдання, де елементи знаходяться в різних умовах. Проблема вимагає визначення зміни витрати компонента на виході з системи. Метою дослідження було розробити математичну модель такої системи. Запропонована математична модель включає систему звичайних диференціальних рівнянь для високотискового судини та паливного бака, отриманих із законів збереження маси, енергії та рівняння стану для наддувного газу. Робота газового редуктора розглядалася з можливістю зміни площі перетину отвору для витікання газу з часом. Проведено моделювання роботи модельної системи наддуву. Було встановлено, що при постійній площі перетину газової лінії відхилення масової витрати паливного компонента під час спорожнення бака становило 4% від номінального значення. Використання лінійного закону зміни площі зменшило це відхилення до 1%. Загалом результати вказують на те, що запропонований метод розрахунку параметрів у баку є точним і може бути використаний у подальшому проектуванні ракет. popup.nrat_date 2025-04-07 Close