Розробка методу проєктування надзвукових сопл ракетних двигунів методами обчислювального аналізу
DOI:
https://doi.org/10.15587/1729-4061.2023.290583Ключові слова:
оптимізація контуру надзвукових сопел, рідинні ракетні двигуни, метод розширених об’ємівАнотація
Об’єкт дослідження – надзвукові сопла ракетних двигунів на рідкому паливі. Розглядається проблема відсутності ефективного методу профілювання надзвукового контуру сопла, що буде генерувати максимальну тягу. Для її розв’язку запропонований метод, суть якого полягає в апроксимації контуру сопла степеневим поліномом та визначенні значень його коефіцієнтів шляхом розв’язання багатовимірної задачі мінімізації з використанням методів численного моделювання. У якості цільової функції у роботі було обрано вираз для осьової складової тяги зі зворотним знаком при заданих значеннях атмосферного тиску і радіусу на зрізі сопла.
За допомогою запропонованого методу на основі поліномів 2, 3 та 4 степенів були отримані контури оптимальних сопл, які були співставленні з соплами, отриманими за загальноприйнятим методом Рао. Обчислене в ході порівняння максимальне значення модуля відносного відхилення не перевищило 3 %, що дозволяє стверджувати про коректність отриманих результатів. Наявність такої розбіжності пояснюється відмінністю у методі чисельного моделювання, що використовувався. На відміну від розповсюдженого у подібних задачах методу характеристик у роботі застосовувався метод скінченних об'ємів типу Годунова. Це дозволило знизити чутливість розрахунку до початкових та граничних умов та здійснювати рішення незалежно від режиму течії продуктів згоряння. Крім того, використання методу розширених об’ємів для інтегрування скінченних об’ємів на границі розрахункової області суттєво зменшило загальний час розв'язання задачі профілювання контуру оптимального сопла.
Результати дослідження можуть бути впроваджені в процес проєктування камер рідинних ракетних двигунів з метою прискорення та спрощення процесу отримання більш ефективних варіантів конструкції
Посилання
- Biblarz, O., Sutton, G. P. (2016). Rocket propulsion elements. Wiley & Sons. Available at: https://www.wiley.com/en-us/Rocket+Propulsion+Elements%2C+9th+Edition-p-9781118753910
- Huang, D. H., Huzel, D. K. (1992). Modern Engineering for Design of Liquid-Propellant Rocket Engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics. doi: https://doi.org/10.2514/4.866197
- de Iaco Veris, A. (2021). Fundamental Concepts of Liquid-Propellant Rocket Engines. Springer Aerospace Technology. doi: https://doi.org/10.1007/978-3-030-54704-2
- Schomberg, K., Olsen, J., Neely, A., Doig, G. (2019). Design of an arc-based thrust-optimized nozzle contour. Progress in Propulsion Physics – Volume 11. doi: https://doi.org/10.1051/eucass/201911517
- Schomberg, K., Olsen, J., Doig, G. (2016). Design of High-Area-Ratio Nozzle Contours Using Circular Arcs. Journal of Propulsion and Power, 32 (1), 188–195. doi: https://doi.org/10.2514/1.b35640
- Fernandes, T., Souza, A., Afonso, F. (2023). A shape design optimization methodology based on the method of characteristics for rocket nozzles. CEAS Space Journal, 15 (6), 867–879. doi: https://doi.org/10.1007/s12567-023-00511-1
- Frey, M., Makowka, K., Aichner, T. (2016). The TICTOP nozzle: a new nozzle contouring concept. CEAS Space Journal, 9 (2), 175–181. doi: https://doi.org/10.1007/s12567-016-0139-z
- Riedmann, H., Kniesner, B., Frey, M., Munz, C.-D. (2014). Modeling of combustion and flow in a single element GH2/GO2 combustor. CEAS Space Journal, 6 (1), 47–59. doi: https://doi.org/10.1007/s12567-013-0056-3
- Yu, K., Chen, Y., Huang, S., Lv, Z., Xu, J. (2020). Optimization and analysis of inverse design method of maximum thrust scramjet nozzles. Aerospace Science and Technology, 105, 105948. doi: https://doi.org/10.1016/j.ast.2020.105948
- Yu, K., Chen, Y., Huang, S., Xu, J. (2020). Inverse design method on scramjet nozzles based on maximum thrust theory. Acta Astronautica, 166, 162–171. doi: https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2019.10.024
- Ferziger, J. H., Perić, M., Street, R. L. (2020). Computational Methods for Fluid Dynamics. Springer, 596. doi: https://doi.org/10.1007/978-3-319-99693-6
- Martins, J. R. R. A., Ning, A. (2021). Engineering Design Optimization. Cambridge: Cambridge University Press. https://doi.org/10.1017/9781108980647
- Barbeau, E. J. (1989). Polynomials. Springer. Available at: https://link.springer.com/book/9780387406275
- RD-107. Wikimedia. Available at: https://en.wikipedia.org/wiki/RD-107
- Dubrovskyi, I., Bucharskyi, V. (2023). Statement of the problem of designing a liquid rocket engine dual bell nozzle of the maximum thrust using the direct method of the calculus of variations. Challenges and issues of modern science. Oles Honchar Dnipro National University. Available at: https://fti.dp.ua/conf/2023/05291-0602/
- Bucharskyi, V., Zhang, L. H., Wan, Y. L. (2018). Improvement in Time Efficiency in Numerical Simulation for Solid Propellant Rocket Motors (SPRM). Journal of Propulsion Technology, 39 (1), 92–99. doi: https://doi.org/10.13675/j.cnki.tjjs.2018.01.010
- Drikakis, D., Rider, W. (2005). High-Resolution Methods for Incompressible and Low-Speed Flows. Springer. doi: https://doi.org/10.1007/b137615
- Shu, C.-W. (1998). Essentially non-oscillatory and weighted essentially non-oscillatory schemes for hyperbolic conservation laws. Advanced Numerical Approximation of Nonlinear Hyperbolic Equations, 325–432. doi: https://doi.org/10.1007/bfb0096355
- Toro, E. F. (2009). Riemann Solvers and Numerical Methods for Fluid Dynamics. Springer, 724. doi: https://doi.org/10.1007/b79761
- Dubrovskiy, I., Bucharskyi, V. (2020). Development of a method of extended cells for the formulation of boundary conditions in numerical integration of gas dynamics equations in the domains of a curvilinear shape. Eastern-European Journal of Enterprise Technologies, 5 (7 (107)), 74–82. doi: https://doi.org/10.15587/1729-4061.2020.213795
- Dubrovskyi, I., Bucharskyi, V. (2023). The application of the extended cells method to simulate the flow of combustion gases in the lpre chamber. Journal of Rocket-Space Technology, 31 (4), 32–39. doi: https://doi.org/10.15421/452305
- Rao, G. V. R. (1958). Exhaust Nozzle Contour for Optimum Thrust. Journal of Jet Propulsion, 28 (6), 377–382. doi: https://doi.org/10.2514/8.7324
##submission.downloads##
Опубліковано
Як цитувати
Номер
Розділ
Ліцензія
Авторське право (c) 2023 Ivan Dubrovskiy, Valeriy Bucharskyi
Ця робота ліцензується відповідно до Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Закріплення та умови передачі авторських прав (ідентифікація авторства) здійснюється у Ліцензійному договорі. Зокрема, автори залишають за собою право на авторство свого рукопису та передають журналу право першої публікації цієї роботи на умовах ліцензії Creative Commons CC BY. При цьому вони мають право укладати самостійно додаткові угоди, що стосуються неексклюзивного поширення роботи у тому вигляді, в якому вона була опублікована цим журналом, але за умови збереження посилання на першу публікацію статті в цьому журналі.
Ліцензійний договір – це документ, в якому автор гарантує, що володіє усіма авторськими правами на твір (рукопис, статтю, тощо).
Автори, підписуючи Ліцензійний договір з ПП «ТЕХНОЛОГІЧНИЙ ЦЕНТР», мають усі права на подальше використання свого твору за умови посилання на наше видання, в якому твір опублікований. Відповідно до умов Ліцензійного договору, Видавець ПП «ТЕХНОЛОГІЧНИЙ ЦЕНТР» не забирає ваші авторські права та отримує від авторів дозвіл на використання та розповсюдження публікації через світові наукові ресурси (власні електронні ресурси, наукометричні бази даних, репозитарії, бібліотеки тощо).
За відсутності підписаного Ліцензійного договору або за відсутністю вказаних в цьому договорі ідентифікаторів, що дають змогу ідентифікувати особу автора, редакція не має права працювати з рукописом.
Важливо пам’ятати, що існує і інший тип угоди між авторами та видавцями – коли авторські права передаються від авторів до видавця. В такому разі автори втрачають права власності на свій твір та не можуть його використовувати в будь-який спосіб.
