Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги
| dc.contributor.advisor | Мариношенко, Олександр Петрович | |
| dc.contributor.author | Бакун, Володимир Андрійович | |
| dc.date.accessioned | 2025-06-20T13:27:21Z | |
| dc.date.available | 2025-06-20T13:27:21Z | |
| dc.date.issued | 2025 | |
| dc.description.abstract | Бакун В. А. «Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги» – Кваліфікаційна наукова праця на правах рукопису. Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора філософії за спеціальністю 134 «Авіаційна та ракетно-космічна техніка» (013 – Механічна інженерія). - Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського», Київ, 2025. Підготовка здійснювалась на кафедрі космічної інженерії Національного технічного університету України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського» Міністерства освіти і науки України. Дисертаційна робота присвячена забезпеченню випробувань висотного рідинного ракетного двигуна малої тяги в умовах, що імітують космічний вакуум. Тематика дослідження пов’язана з відпрацюванням рідинних ракетних двигунів та розробкою суміжного устаткування, що є складним, багатоступеневим процесом, що включає в себе різні етапи: проєктування, виробництво, випробування і серійне виготовлення (за потреби). Одним із найважливіших етапів є як раз випробування, які підтверджують чи відповідає виріб заявленим технічним і функціональним характеристикам. Випробування є вирішальним етапом, оскільки саме на цьому етапі оцінюється працездатність рідинних ракетних двигунів в різних умовах, а також їх надійність і безпека. Серед великої кількості досліджень, які необхідно провести, починаючи з випробувань агрегатів двигуна чи окремих елементів, закінчуючи повноцінним ракетним двигуном, ключову роль відіграють вогневі випробування, що проводяться як у атмосферних умовах, так і з імітацією максимально наближених до реальних космічних умов експлуатації двигуна. Імітація умов космосу, зокрема вакууму, дозволяє перевірити роботу ракетного двигуна у середовищі, що суттєво відрізняються від параметрів атмосфери на поверхні Землі. Це забезпечує виявлення потенційних недоліків конструкції ще на етапі відпрацювання, що знижує ризик відмови під час реального використання. Крім того, випробування сприяють вдосконаленню технологічних процесів, оптимізації конструктивних рішень і підвищенню загальної ефективності двигуна. Таким чином, вогневі випробування є фундаментальним етапом у процесі створення рідинного ракетного двигуна, що забезпечує досягнення стандартів якості та надійності виробу. Метою дисертаційної роботи є розробка вогневого випробувального стенду для підтвердження працездатності висотних рідинних ракетних двигунів у наближених експлуатаційних умовах та його закладених проєктних параметрів. Для досягнення поставленої мети необхідно вирішити низку науковотехнічних задач: ̶ провести аналіз впровадження й використання існуючих конструкцій випробувальних стендів рідинних ракетних двигунів, методів створення середовища, що імітує вакуум, а також аналіз використання адитивних технологій в ракетно-космічній галузі; ̶ розробити модель термо-газодинамічних процесів спільної роботи рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки під час проведення вогневих випробувань; ̶ розробити структурну пневмогідравлічну схему вогневого випробувального стенду та циклограму його роботи; ̶ спроєктувати системні елементи конструкції вогневого випробувального стенду, в тому числі, з використанням адитивної технології виготовлення; ̶ дослідити вібраційне навантаження, що створюється в наслідок роботи рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки; ̶ розробити практичні рекомендації щодо захисту елементів стендового обладнання, а також ракетного двигуна, що випробовується, від вібрацій та акустичного шуму, що виникають під час випробувань. Об’єктом дослідження є процес вогневих випробувань висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги. Предметом дослідження є експериментальний стенд для випробування висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги з імітацією умов вакууму. У вступі здійснено обґрунтування вибору теми дисертаційного дослідження, акцентовано увагу на її актуальності у контексті сучасного розвитку ракетно-космічної техніки. Визначено основну мету роботи, сформульовано завдання, що потребують вирішення для досягнення поставлених цілей. Окреслено зв’язок дослідження із поточними науковими та практичними програмами, зокрема у сфері космічних технологій. Зазначено наукову новизну результатів, що включає розробку нових підходів до створення та випробування висотних рідинних ракетних двигунів, а також окреслено практичну значимість отриманих даних для вдосконалення існуючих конструкцій і технологій. Особливу увагу приділено внеску автора, який полягав у безпосередньому виконанні експериментальних досліджень, розробці моделей та аналізі отриманих результатів. У першому розділі розглянуто конструктивні особливості рідинних ракетних двигунів, включаючи класифікацію їх основних елементів та принципів роботи. Описані різні типи випробувальних стендів, їх конструктивні особливості та функціональні можливості, переваги та недоліки. Особливу увагу приділено аналізу випробувальних стендів, що використовуються для вогневих випробувань рідинних ракетних двигунів. Зазначено, що реалізація таких стендів є складним технологічним процесом, який вимагає значних ресурсів, точного дотримання технічних вимог та високого рівня підготовки. Описано різні типи випробувальних стендів, їх конструктивні особливості та функціональні можливості. Поряд з цим, досліджені системи, що забезпечують створення умов, що імітують вакуум, включаючи газо-ежекторні установки, вакуумні насоси та газодинамічні труби. Наведено аналіз їх ефективності та впливу на точність отриманих результатів. Окрему увагу приділено використанню адитивних технологій, які активно впроваджуються в ракетно-космічній галузі. Розглянуто їх застосування не лише у виробництві деталей для рідинного ракетного двигуна, але й у виготовлені елементів випробувальних стендів. Проаналізовано переваги адитивних технологій, серед яких можливість швидкого прототипування, зниження матеріальних витрат, підвищення точності виробів та спрощення технологічного процесу. Описано перспективи застосування цих технологій для створення складних компонентів, зокрема тих, які важко або неможливо виготовити традиційними методами. Висвітлено приклади успішного використання адитивних методів у створенні елементів випробувальних стендів, що значно скорочує час підготовки до експериментів та забезпечує високу надійність і точність вимірювань. У другому розділі дисертаційного дослідження описаний процес моделювання термогазодинамічних явищ, з використанням чисельних рішень рівнянь Нав’є Стокса, що супроводжують випробування рідинного ракетного двигуна малої тяги на випробувальному вогневому стенді, з граничними умовами, які відповідають реальним обмеженням роботи висотних ракетних двигунів. У цьому контексті наведено технічні характеристики випробуваного двигуна, включаючи ключові параметри, такі як: тяга, питомий імпульс і робочі температурні режими. Описано фізичні та математичні моделі, які використовувались для формалізації задачі. Значну увагу приділено верифікації моделі та реальних випробувань рідинного ракетного двигуна, зокрема шляхом порівняння результатів обчислень з експериментальними даними, що були отримані під час проведення випробувань рідинного двигуна та газо-ежекторної установки. Показано, що моделювання дозволяє з високою точністю прогнозувати основні процеси, такі як: розподіл температури, тиску та швидкості потоків газів та рідин у випробувальній установці. Це підтверджує коректність обраної методики моделювання та її придатність для оптимізації параметрів випробувань. У третьому розділі дисертаційної роботи описано процес створення вакуумного стенду для проведення випробувань рідинних ракетних двигунів малої тяги в умовах, максимально наближених до космічного вакууму. Увагу приділено поетапній розробці та виготовленню випробувального стенду, що включає проєктування, виробництво та тестування. Розроблено та представлено пневмогідравлічну схему стенду. Розглянуто основні параметри замірів, що проводяться під час експериментів, включаючи контроль робочих характеристик стенду та рідинного ракетного двигуна. Наведено циклограму роботи стенду, в якій описано алгоритм виконання команд, послідовність запуску, відключення та взаємодію між системами стенду. Циклограми роботи є унікальними, так як створюються окремо під двигун, що випробовується, з метою забезпечення основних робочих параметрів. Приділено увагу розробці основних систем подачі компонентів палива, їх конструктивним особливостям та методам реалізації, що забезпечують стабільну та ефективну роботу двигуна під час випробувань. У четвертому розділі описано процес експериментальної розробки та виготовлення газо-ежекторної установки, яка є ключовим компонентом для створення умов, що імітують вакуум. Описано поетапність проєктування, яка базувалася на інтеграції сучасних інженерних підходів, зокрема використання чисельного моделювання для оптимізації конструкції. Наведено основні технічні характеристики газо-ежекторної установки. У розділі також описано циклограми роботи установки, які відображають послідовність її запуску, функціонування та завершення випробувань, та є унікальними так як створюються окремо під газоежекторну установку. Особливий акцент зроблено на застосуванні адитивних технологій у процесі виготовлення окремих елементів виробу. Зокрема, використання 3Dдруку дозволило суттєво скоротити час виготовлення, знизити витрати на виробництво та забезпечити високу точність деталей складної геометрії. У п’ятому розділі виконано аналіз вібраційних навантажень, що виникають під час роботи випробувального комплексу. Розглянуто природу та механізми утворення вібрацій у результаті термогазодинамічних процесів у камері згоряння рідинного ракетного двигуна, а також у газо-ежекторній установці стенду, що імітує вакуум. Ці вібрації впливають на конструктивний ресурс та викликають пошкодження виробу. Виконано аналіз отриманих даних з осьових і поперечних датчиків віброприскорень, встановлених на ключових елементах системи. Визначено інтенсивність і частотний спектр вібраційних впливів, які здатні спричинити пошкодження конструктивних елементів рідинного ракетного двигуна та стенду. У роботі наведено приклади руйнувань, спричинених вібраційними навантаженнями, що підтверджує необхідність розробки ефективних систем віброзахисту. Знайдено аналітичне рішення та запропоновано рекомендаційні методики для зменшення впливу вібрацій, які включають використання демпфувальних матеріалів, оптимізацію конструкції та інтеграцію віброзахисних систем у випробувальний комплекс. Наукова новизна роботи полягає у наступному: - удосконалено методологічний підхід до проєктування випробувального вогняного стенду висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги, шляхом поєднання методів твердотільного моделювання, для отримання вхідних даних процесу та проведення термо-газодинамічних розрахунків з використанням чисельних рішень рівнянь Нав’є-Стокса з граничними умовами, що відповідають обмеженням роботи висотного двигуна та газо-ежекторної установки; - удосконалено традиційний підхід до реалізації елементів випробувальних вогняних стендів висотних рідинних ракетних двигунів, за рахунок впровадження адитивних технологій виробництва, що дозволяє формувати елементи газоповітряного тракту та паливних систем стенду, які є недосяжними для традиційних методів виготовлення, з одночасним зменшенням часу виробництва, вартості та ваги; - вперше розроблено випробувальний вогняний стенд для висотних рідинних ракетних двигунів тягою від 180 Н до 220 Н, в основі якого закладена спільна робота газо-ежекторної установки та двигуна, що забезпечує розрідження робочого середовища на зрізі сопла двигуна на рівні до 3.5 мм. рт. ст. Практичне значення отриманих результатів полягає у наступному: - розроблено практичні рекомендації щодо інженерного створення установки, що створює середовище, яке імітує вакуум, включаючи в себе елементи, що виготовлені адитивними методами; - розроблено модель термогазодинамічних процесів спільної роботи висотного рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки; - розроблено структуру й склад випробувального стенду для проведення вогневих випробувань висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги; - розроблено та експериментально випробувано конструкцію газо-ежекторної установки випробувального стенду, що забезпечує попереднє розрідження робочого об’єму до 40 мм. рт. ст.; - розроблені й практично реалізовані вимірювальні системи контролю технічних параметрів під час проведення вогневих випробувань; - розроблено рекомендаційну методику вібраційного захисту рідинного ракетного двигуна та газо-ежекторної установки. Основні наукові результати дисертаційної роботи опубліковано у 7 наукових працях, зокрема у 4 наукових статтях, з яких 1 статтю опубліковано у виданні, включеному до переліку наукових фахових видань України з присвоєнням категорії «А», і 3 статті опубліковано у фахових виданнях, включених до переліку наукових фахових видань України з присвоєнням категорії «Б», та у 3 матеріалах наукових конференцій. | |
| dc.description.abstractother | Bakun V. A. “Test fire stand of high-altitude liquid rocket engines of low thrust” – Qualification scientific work in the form of a manuscript. Dissertation for the degree of Doctor of Philosophy in specialty 134 “Aviation and rocket and space technology” (013 – Mechanical engineering). - National Technical University of Ukraine “Igor Sikorsky Kyiv Polytechnic Institute”, Kyiv, 2025. The dissertation research was carried out at the Department of Space Engineering of the National Technical University of Ukraine “Igor Sikorsky Kyiv Polytechnic Institute” of the Ministry of Education and Science of Ukraine. The dissertation work is devoted to ensuring the testing of a high-altitude liquid rocket engine of low thrust in conditions simulating space vacuum. The research topic is related to the development of liquid rocket engines and the development of related equipment, which is a complex, multi-stage process that includes various stages: design, production, testing and serial production (if necessary). One of the most important stages is precisely the tests that confirm whether the product meets the declared technical and functional characteristics. Testing is a crucial stage, since it is at this stage that the performance of liquid rocket engines in various conditions is assessed, as well as their reliability and safety. Among the large number of studies that need to be conducted, from the tests of engine units or individual elements to the a full-fledged rocket engine, fire tests, which are carried out both in atmospheric conditions and with simulation of the most realistic space operating conditions of the engine, play a key role. Imitation of space conditions, vacuum in particular, allows to check the operation of a rocket engine in an environment that significantly differs from the parameters of the atmosphere on the Earth's surface. This ensures the identification of potential design flaws at the development stage, which reduces the risk of failure during actual use. In addition, tests contribute to the improvement of technological processes, optimization of design solutions and increasing the overall efficiency of the engine. Thus, fire tests are a fundamental stage in the process of creating a liquid rocket engine, which helps to ensure the achievement of product quality and reliability standards. The purpose of the dissertation is to develop a fire test stand to confirm the operability of high-altitude liquid rocket engines in approximate operating conditions and to substantiate established design parameters. To achieve this goal, it is necessary to solve a number of scientific and technical problems: ̶ conduct an analysis of the implementation and use of existing designs and methods of operation of test stands for liquid rocket engines, methods of creating an environment that simulates vacuum, as well as an analysis of the use of additive technologies in the rocket and space industry; ̶ develop a mathematical model for modeling the thermo-gasodynamic processes of the joint operation of a liquid rocket engine and a gas ejector installation during fire tests; ̶ develop a structural pneumohydraulic diagram of a fire test stand and a cycle diagram of its operation; ̶ design system elements of the fire test stand, including using additive manufacturing technology; ̶ investigate the vibration load created as a result of the operation of a liquid rocket engine and a gas ejector installation; ̶ develop practical recommendations for protecting elements of the stand equipment, as well as the engine under test, from vibrations and acoustic noise arising during tests. The object of the study is the process of fire tests of low-thrust high-altitude liquid rocket engines. The subject of the study is an experimental stand for testing high-altitude lowthrust liquid rocket engines with simulated vacuum conditions. The introduction provides a justification for the choice of the topic of the dissertation research, emphasizing its relevance in the context of the modern development of rocket and space technology. The main goal of the work is determined, the tasks that need to be solved to achieve the set goals are formulated. The connection of the research with current scientific and practical programs is outlined, in particular in the field of space technologies. The scientific novelty of the results is noted, which includes the development of new approaches to the creation and testing of liquid rocket engines, and the practical significance of the obtained data for improving existing designs and technologies is also outlined. Special attention is paid to the author's contribution, which consisted in the direct implementation of experimental research, the development of models and the analysis of the results obtained. The first section considers the design features of liquid rocket engines, including the classification of their main elements and principles of operation. Various types of test stands, their design features and functional capabilities are described. Special attention is paid to the analysis of test stands used for fire tests of liquid rocket engines. It is noted that the implementation of such stands is a complex technological process that requires significant resources, precise compliance with technical requirements and a high level of training. Various types of test stands, their design features and functional capabilities are described. Along with this, systems that ensure the creation of conditions that simulate vacuum, including gas-ejector installations, vacuum pumps and gas-dynamic tubes, are studied. An analysis of their effectiveness and impact on the accuracy of the results obtained is presented. Special attention is paid to additive technologies, which are actively implemented in the rocket and space industry. Their application is considered not only in the production of parts for liquid rocket engines, but also in the manufacture of test stand elements. The advantages of additive technologies are analyzed, including the possibility of rapid prototyping, reducing material costs, increasing product accuracy and simplifying the technological process. Examples of the successful use of additive methods in the creation of test bench elements are highlighted, which significantly reduces the time for preparing for experiments and ensures high reliability and accuracy of measurements. The second section of the dissertation study analyzes in detail the process of mathematical modeling of thermogasodynamic phenomena accompanying the testing of a low-thrust liquid rocket engine on a test fire stand, with conditions simulating vacuum. In this context, the technical characteristics of the tested engine are given, including key parameters such as: thrust, specific impulse and operating temperature regimes. The physical and mathematical models used to formalize the problem are described, as well as the initial and boundary conditions that took into account the specifics of the test environment. Considerable attention is paid to the verification of the mathematical model, in particular by comparing the results of calculations with experimental data obtained during the tests of the liquid engine and the gas-ejector installation. It is shown that modeling allows to predict with high accuracy the main processes, such as: the distribution of temperature, pressure and velocity of gas and liquid flows in the test facility. This confirms the correctness of the chosen modeling method and its suitability for optimizing test parameters. The third section of the dissertation describes the process of creating a vacuum stand for testing low-thrust liquid rocket engines in conditions as close as possible to space vacuum. Attention is paid to the phased development and manufacture of the test stand, which includes design, production and testing. A pneumohydraulic scheme of the stand is developed and presented. The main parameters of measurements carried out during the experiments are considered, including monitoring the operating characteristics of the stand and the liquid rocket engine. The stand operation cycle is presented, which describes the command execution algorithm, the sequence of startup, shutdown, and interaction between the stand systems. Attention is paid to the development of the main fuel component supply systems, their design features, and implementation methods that ensure stable and efficient engine operation during testing. The fourth section describes the process of experimental development and manufacturing of a gas-ejector installation, which is a key component for creating conditions that simulate vacuum. The design methodology is described, which was based on the integration of modern engineering approaches, in particular, the use of numerical modeling to optimize the design. The main technical characteristics of the gas-ejector installation are presented. The section also describes the plant operation cycle diagrams, which reflect the sequence of its start-up, operation, and completion of tests. Special emphasis is placed on the use of additive technologies in the process of manufacturing individual product elements. In particular, the use of 3D printing has significantly reduced manufacturing time, reduced production costs and ensured high accuracy of parts with complex geometry. In the fifth section, an analysis of vibration loads arising during the operation of the test complex is performed. The nature and mechanisms of vibration generation as a result of thermo-gasodynamic processes in the combustion chamber of a liquid rocket engine, as well as in the gas-ejector installation of the stand simulating a vacuum, are considered. The data obtained from axial and transverse vibration acceleration sensors installed on key elements of the system are analyzed. The intensity and frequency spectrum of vibration effects that can cause damage to structural elements of a liquid rocket engine and stand are determined. The paper provides examples of damage caused by vibration loads, which confirms the need to develop effective vibration protection systems. Recommended methods for reducing the impact of vibrations were proposed, which include the use of damping materials, design optimization and integration of vibration protection systems into the test complex. The scientific novelty of the work consists in the following: ̶ the methodological approach to the design of a test fire stand for low-thrust liquid rocket engines has been improved by combining solid-state modeling methods to obtain input data for the process, and conducting thermo-gasodynamic calculations using numerical Navier-Stokes solutions, with boundary conditions that correspond to the operating limitations of high-altitude engines and gas-ejector installations; ̶ the traditional approach to the implementation of elements of test fire stands for high-altitude liquid rocket engines has been improved by introducing additive manufacturing technologies, which allows the formation of elements of the gas-air tract and fuel systems of the stand that are unattainable for traditional manufacturing methods, while simultaneously reducing production time, cost and weight; ̶ for the first time, a fire test stand was developed for high-altitude liquid rocket engines with thrust from 180 N to 220 N, which is based on the joint operation of the gas ejector installation and the engine, which ensures the rarefaction of the working medium at the engine nozzle section at a level of up to 3.5 mm Hg. The practical significance of the results obtained is as follows: ̶ practical recommendations have been developed for the engineering creation of a facility that creates an environment that simulates vacuum, including elements manufactured by additive methods; ̶ a mathematical model of the joint operation of a high-altitude liquid rocket engine and a gas ejector installation has been developed; ̶ the structure and composition of a test stand for conducting fire tests of lowthrust liquid rocket engines has been developed; ̶ the design of the gas ejector installation of the test stand has been developed and experimentally tested; ̶ measuring systems for monitoring technical parameters during fire tests have been developed and practically implemented; ̶ a recommended method for vibration protection of a liquid rocket engine and a gas ejector installation has been developed. The main scientific results of the dissertation work were published in 7 scientific works, in particular in 4 scientific articles, of which 1 article was published in a journal included in the list of scientific professional journals of Ukraine with the assignment of category "A", and 3 articles were published in professional journals included in the list of scientific professional publications of Ukraine with the assignment of category "B", and in 3 materials of scientific conferences. | |
| dc.format.extent | 178 с. | |
| dc.identifier.citation | Бакун, В. А. Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги : дис. … д-ра філософії : 134 Авіаційна та ракетно-космічна техніка / Бакун Володимир Андрійович. – Київ, 2025. – 178 с. | |
| dc.identifier.uri | https://ela.kpi.ua/handle/123456789/74361 | |
| dc.language.iso | uk | |
| dc.publisher | КПІ ім. Ігоря Сікорського | |
| dc.publisher.place | Київ | |
| dc.subject | рідинний ракетний двигун | |
| dc.subject | вогневий стенд | |
| dc.subject | динамічний стенд | |
| dc.subject | газодинамічна труба | |
| dc.subject | адитивні технології | |
| dc.subject | адитивний синтез | |
| dc.subject | конструкційні матеріали | |
| dc.subject | ресурс деталі | |
| dc.subject | пошкодженість | |
| dc.subject | імітаційна модель | |
| dc.subject | динамічна модель | |
| dc.subject | динамічна математична модель | |
| dc.subject | аналітичне рішення | |
| dc.subject | віброзахист | |
| dc.subject | liquid rocket engine | |
| dc.subject | fire stand | |
| dc.subject | dynamic bench | |
| dc.subject | gas dynamic tube | |
| dc.subject | additive technologies | |
| dc.subject | additive synthesis | |
| dc.subject | structural materials | |
| dc.subject | part resource | |
| dc.subject | damage | |
| dc.subject | simulation model | |
| dc.subject | dynamic model | |
| dc.subject | dynamic mathematical model | |
| dc.subject | analytical solution | |
| dc.subject | vibration protection | |
| dc.subject.udc | 629.7 | |
| dc.title | Випробувальний вогневий стенд висотних рідинних ракетних двигунів малої тяги | |
| dc.type | Thesis Doctoral |
Файли
Контейнер файлів
1 - 1 з 1
Ліцензійна угода
1 - 1 з 1
Ескіз недоступний
- Назва:
- license.txt
- Розмір:
- 8.98 KB
- Формат:
- Item-specific license agreed upon to submission
- Опис: