Оптимизация процессов смешения кислород-керосинового газогенератора

Архипов Павел Александрович, Булат Павел Викторович, Ренев Максим Евгеньевич

doi:10.17586/2226-1494-2026-26-3-597-606

2026 , ТОМ 26, НОМЕР 3 ( май-июнь )

ISSN 2226-1494 (print), ISSN 2500-0373 (online)

Меню

Публикации

Главный редактор

НИКИФОРОВ
Владимир Олегович
д.т.н., профессор

Партнеры

doi: 10.17586/2226-1494-2026-26-3-597-606

УДК 51-74

Оптимизация процессов смешения кислород-керосинового газогенератора

Архипов П.А., Булат П.В., Ренев М.Е.

Читать статью полностью

Язык статьи - русский

Ссылка для цитирования:

Архипов П.А., Булат П.В., Ренев М.Е. Оптимизация процессов смешения кислород-керосинового газогенератора // Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики. 2026. Т. 26, № 3. С. 597–606. doi: 10.17586/2226-1494-2026-26-3-597-606

Аннотация

Введение. Представлены результаты оптимизации, направленные на улучшение смешения топлива и окислителя при сохранении эксплуатационных характеристик камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Традиционные методы проектирования камер сгорания, описанные в классических учебных пособиях, основаны на полуэмпирических методиках, предназначенных, главным образом, для разработки мощных ракетных двигателей тягой от нескольких десятков тонн. В настоящее время появляется потребность в коммерческих средствах выведения легкого и сверхлегкого класса. Учитывая ограниченные габариты, массу и энергетические ресурсы малогабаритных жидкостных ракетных двигателей, особое внимание уделяется компактности и надежности работы форсуночных узлов. Рассматриваются вопросы, связанные с проектированием и оптимизацией форсуночной головки, обеспечивающей оптимальное смешение компонентов на расстоянии от днища форсуночной головки, достаточном для минимизации тепловой нагрузки на него. Метод. Применяется метод численного моделирования газодинамики с учетом процессов горения, переноса тепла, компонентов топливной смеси и излучения. Для учета жидких фаз кислорода, керосина, для корректной скорости движения этих фаз в форсунках используется уравнение состояния псевдогаза. Дроссельные характеристики форсунок рассчитаны в программном пакете ANSYS. Глобальная параметрическая оптимизация (метод роя частиц) проводилась по углам, диаметрам и расположению форсунок. Для валидации выходных параметров использованы расчеты химического равновесия в программном пакете «NASA CEA». Основные результаты. Показано, что разработанная методика оптимизации позволяет уменьшить размеры камеры сгорания практически в два раза. Сочетание методов численного моделирования процессов смесеобразования и горения с алгоритмами оптимизации позволяет проводить предварительную оптимизацию конструкции до изготовления опытных образцов, тем самым сокращая затраты на их разработку и изготовление. Обсуждение. В сравнении с распространенными подходами — параметрическим перебором, градиентной оптимизацией на упрощенных корреляциях, планированием эксперимента и «ручной» настройкой по стендовым сериям — предложенный метод опирается на сопряженные расчеты течения и теплообмена с быстрой моделью псевдогаза и автоматическим подбором геометрии форсунок по критериям равномерности и устойчивости горения. Это сокращает число физических итераций, повышает однородность факела и снижает термонапряженность узлов. Области применения рассматриваемого метода оптимизации: форсуночные головки жидкостных ракетных двигателей малой и средней тяги, газогенераторы, камеры воспламенения стендовых установок. Перспективы рассматриваемого метода: учет нестационарных колебаний и акустики, оптимизация с учетом неопределенностей, интеграция ограничений аддитивного производства и автоматизированный синтез каналов.

Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, форсуночная головка, камера сгорания, горение, оптимизация, смешение, форсунка

Благодарности. Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства науки и высшего образования Российской Федерации в ходе реализации проекта «Разработка фундаментальных и прикладных основ перспективных методов увеличения эффективности малоразмерных газотурбинных двигателей беспилотных летательных аппаратов и аэрокосмических транспортных систем, а также наземных энергетических установок», № FZWF-2024-0004.

Список литературы

1. Мелькумов Т.М., Мелик-Пашаев Н.И., Чистяков П.Г., Шиуков А.Г. Ракетные двигатели. Машиностроение, 1976. 400 с.

2. Добровольский М. Жидкостные ракетные двигатели: основы проектирования. М.: Издательство МГТУ, 2016. 460 с.

3. Radhakrishnan K., Ha D.H., Lee H.J. Effect of multicoaxial injectors on nitrogen film cooling in a GCH4/GO2 thrust chamber for small-scale methane rocket engines: a CFD study // Aerospace. 2024. V. 11. N 9. P. 744. doi: 10.3390/aerospace11090744

4. Zhuravlev V.Y., Manokhina E.S., Tolstopiatov M.I. Design and testing of injectors manufactured using additive technologies for a low-thrust liquid rocket engine // Siberian Aerospace Journal. 2025. V. 26. N 1. P. 83–93. doi: 10.31772/2712-8970-2025-26-1-83-93

5. Liu J., Zhang S., Wei J., Haidn O.J. Numerical study of film cooling in single-element injector gaseous CH4/O2 rocket engine with coupled wall function // AIP Advances. 2024. V. 14. N 3. P. 035330. doi: 10.1063/5.0178273

6. Yasuda K., Nakata D., Uchiumi M., Okada K., Imai R. Fundamental study on injector flow characteristics of self-pressurizing fluid for small rocket engines // Journal of Fluids Engineering. 2021. V. 143. N 2. P. 021307. doi: 10.1115/1.4048688

7. Xie Y., Zhang J., Sun M., Wu J., Li P., An B., et al. Review on spray characteristics of liquid–liquid injectors in liquid rocket engines // Physics of Fluids. 2024. V. 36. N 9. P. 091302. doi: 10.1063/5.0223894

8. Adams N.A., Schröder W., Radespiel R., Haidn O.J., Sattelmayer T., Stemmer C., Weigand B. Future Space-Transport-System Components under High Thermal and Mechanical Loads. Results from the DFG Collaborative Research Center TRR40 // Notes on Numerical Fluid Mechanics and Multidisciplinary Design. 2021. V. 146. 419 p. doi: 10.1007/978-3-030-53847-7

9. Boccaletto L., Dussauge J.-P. High-performance rocket nozzle concept // Journal of Propulsion and Power. 2010. V. 26. N 5. P. 969–979. doi: 10.2514/1.48904

10. Farmer R., Cheng G., Chen Y.-S., Garcia R. CFD simulation of liquid rocket engine injectors // Rocket Combustion Modeling. 2001.

11. Shi J., Hui Z., Zhou L., Wang Z., Liu Y. A Numerical investigation of film cooling under the effects of different adverse pressure gradients // Aerospace. 2024. V. 11. N 5. P. 365. doi: 10.3390/aerospace11050365

12. Zhang X., Qiao W., Gao Q., Zhang D., Yang L., Fu Q. Experimental study on the dynamic characteristics of gas-centered swirl coaxial injector under varying ambient pressure // Aerospace. 2023. V. 10. N 3. P. 257. doi: 10.3390/aerospace10030257

13. Bulat P.V., Musteikis A.I., Prodan N.V., Renev M.E., Volkov K.N. Simulation of intra-chamber processes in a low-thrust rocket engine with a hydrogen-air mixture and counterflow cooling // Acta Astronautica. 2024. V. 225. P. 243–251. doi: 10.1016/j.actaastro.2024.09.029

14. Bösenhofer M., Wartha E.-M., Jordan C., Harasek M. The Eddy dissipation concept—analysis of different fine structure treatments for classical combustion // Energies. 2018. V. 11. N 7. P. 1902. doi: 10.3390/en11071902

15. Wang T.-S. Thermophysics characterization of kerosene combustion // Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 2001. V. 15. N 2. P. 140–147.doi: 10.2514/2.6602

16. Ghanbari M., Ahmadi M., Lashanizadegan A. A comparison between Peng-Robinson and Soave-Redlich-Kwong cubic equations of state from modification perspective // Cryogenics. 2017. V. 84. P. 13–19. doi: 10.1016/j.cryogenics.2017.04.001

17. Soave G.S. Estimation of the critical constants of heavy hydrocarbons for their treatment by the Soave–Redlich–Kwong equation of state // Fluid Phase Equilibria. 1998. V. 143.N 1–2. P. 29–39. doi: 10.1016/s0378-3812(97)00307-5

This work is licensed under a Creative Commons Attribution-NonCommercial 4.0 International License