Термодинамический расчёт пневмосистемы запуска ракетного двигателя

Abstract

Выполнен анализ процессов нестационарного теплообмена газа со стенками полостей пневмосистемы запуска ракетного двигателя многократного включения. Получены формулы для расчёта коэффициентов теплоотдачи от газа к стенке с учётом формы полости. Для определения температуры внутренней поверхности стенки выведено интегро-дифференциальное уравнение и разработан новый метод его решения, использующий аппроксимацию регулярной части ядра сверхточного интеграла в виде суммы нескольких экспонент. Показано, что при расчёте непроточных полостей пневмосистемы изменение температуры стенок можно не учитывать. Аналогичный метод использован для расчёта нагрева уплотнительных манжет пневмосистемы.

The analysis of processes of unsteady-state heat exchange between a gas and multiple ignition rocket engine’s pneumatic starting system’s wall cavities has been done. The formulas for calculating the coefficients of heat exchange from a gas to a wall have been obtained considering the shape of a cavity. The integro-differential equation for determining a temperature of the inner surface of a wall has been obtained. The new method for its solution has been developed. It uses approximation of a convolution integral’s regular part kernel as a sum of several exponents. It has been shown that a wall temperature changing while calculating non flowing cavities of a pneumatic system can be ignored. A similar method for calculation heating of sealing cups for a pneumatic system has been used.