Виконано розрахунково-теоретичне дослідження розподілу охолоджувача в тракті охолодження камери рідинного ракетного двигуна (ЖРД) для цілях розробки практичних рекомендацій щодо підвищення ефективності системи охолодження з гранично високим ступенем оребрения. створена тривимірна математична модель, що включає в себе замкнуту систему рівнянь гідродинаміки, а також початкові і граничні умови для елемента камери модельного ЖРД з поздовжнім розташуванням каналів в тракті охолодження, виконаному з використанням адитивних технологій. Розраховані поля швидкостей і тисків в характерних зонах тракту охолодження при різних значеннях масової витрати охолоджувача, які підтвердили працездатність запропонованої схеми, що забезпечує рівномірний розподіл охолоджувача в тракті охолодження модельного ЖРД. Отримано залежність гідравлічних втрат від масової витрати охолоджувача і розміру часток порошку, використовуваного в адитивної технології виготовлення вогневої стінки і тракту охолодження.

Анотація наукової статті з механіки і машинобудування, автор наукової роботи - Александренко Владислав Петрович, Ковальов Кирило Євгенович, ягідників Дмитро Олексійович


Mathematical simulation of coolant flow in the cooling channel of a liquid rocket engine combustion chamber featuring an extremely high degree of ribbing

The paper presents a computational analysis of coolant distribution in the cooling channel of a liquid rocket engine combustion chamber, performed in order to develop a set of practical guidelines towards increasing efficiency of a cooling system featuring an extremely high degree of ribbing. We created a three-dimensional mathematical model comprising a closed system of hydrodynamic equations as well as initial and boundary conditions for an element of the liquid rocket engine chamber we modelled, the chamber featuring longitudinal cooling channel arrangement manufactured via additive technology. We computed velocity and pressure fields in characteristic cooling channel regions for various levels of coolant mass flow rate, which confirmed the feasibility of the layout proposed in terms of uniform coolant distribution in the cooling channel of the liquid rocket engine modelled. We obtained the friction loss as a function of coolant mass flow rate and particle size of the powder used in the additive technology to manufacture the combustion chamber wall and cooling channel.


Область наук:

  • Механіка і машинобудування

  • Рік видавництва: 2019


    Журнал

    Інженерний журнал: наука та інновації


    Наукова стаття на тему 'МАТЕМАТИЧНЕ МОДЕЛЮВАННЯ ТЕЧІЇ ОХОЛОДЖУВАЧА В тракту ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРИ ЖРД З ГРАНИЧНО ВИСОКОЇ СТУПЕНЕМ обребрена'

    Текст наукової роботи на тему «МАТЕМАТИЧНЕ МОДЕЛЮВАННЯ ТЕЧІЇ ОХОЛОДЖУВАЧА В тракту ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРИ ЖРД З ГРАНИЧНО ВИСОКОЇ СТУПЕНЕМ обребрена»

    ?УДК 536.24

    БОТ: 10.18698 / 2308-6033-2019-11-1933

    Математичне моделювання течії охолоджувача в тракті охолодження камери рідинного ракетного двигуна з гранично високим ступенем оребрения

    © В.П. Александренко, К.Є. Ковальов, Д.А. ягідників

    МГТУ ім. Н.е. Баумана, Москва, 105005, Росія

    Виконано розрахунково-теоретичне дослідження розподілу охолоджувача в тракті охолодження камери рідинного ракетного двигуна (РРД) для цілях розробки практичних рекомендацій щодо підвищення ефективності системи охолодження з гранично високим ступенем оребрения. Створена тривимірна математична модель, що включає в себе замкнуту систему рівнянь гідродинаміки, а також початкові і граничні умови для елемента камери модельного ЖРД з поздовжнім розташуванням каналів в тракті охолодження, виконаному з використанням адитивних технологій. Розраховані поля швидкостей і тисків в характерних зонах тракту охолодження при різних значеннях масової витрати охолоджувача, які підтвердили працездатність запропонованої схеми, що забезпечує рівномірний розподіл охолоджувача в тракті охолодження модельного ЖРД. Отримано залежність гідравлічних втрат від масової витрати охолоджувача і розміру часток порошку, використовуваного в адитивної технології виготовлення вогневої стінки і тракту охолодження.

    Ключові слова: рідинний ракетний двигун, математична модель, гранична ступінь оребрення, теплообмін, тракт охолодження

    Вступ. Удосконалення способів теплозахисту камер рідинних ракетних двигунів (РРД) зовнішнім проточним охолодженням зумовило пошук різних нових способів інтенсифікації теплообміну в трактах охолодження. Одним з таких способів є розвиток теплоотдающей поверхні в результаті оребрения до гранично високих значень [1, 2]. Дослідження в області теплогідравлічних характеристик компактних теплообмінних апаратів різного призначення, що проводяться на великій кількості розвинених поверхонь, показали, що використання оребрения різного типу, аж до оребрения зі ступенем Fреб / ^ осн = 5 ... 10

    (^ Дит - площа поверхні всіх ребер, ^ осн - площа неореб-

    ренной поверхні) в областях малих чисел Яе підвищує коефіцієнт тепловіддачі в 2-4 рази і більше.

    Сучасні технологічні процеси виготовлення камер РРД дозволяють отримувати тракти охолодження з гранично високим ступенем оребрения, наприклад, за допомогою адитивних технологій [3, 4]. Розрахунок теплогідравлічних характеристик (ТГХ) при цьому

    стає важливою і необхідною завданням як наукових досліджень, так і практичних розробок. Однак за допомогою класичних інженерних методик [5, 6] не вдається з достатньою точністю розраховувати ТГХ трактів охолодження з гранично високим ступенем Ореб-ренію. Таким чином, застосування нових технологій при виготовленні трактів охолодження РРД обумовлює необхідність проведення математичного моделювання процесів течії охолоджувача для розрахунку ТГХ останніх.

    Мета цієї статті - розробка тривимірної математичної моделі, що включає в себе замкнуту систему рівнянь гідродинаміки, а також початкові і граничні умови для елемента камери модельного ЖРД з поздовжнім розташуванням ребер в тракті охолодження з гранично високим ступенем оребрения, і проведення розрахунків при різних режимних параметрах роботи і особливості конструкції камери згоряння модельного ЖРД.

    Опис розробленої математичної моделі. На рис. 1 представлена ​​розрахункова схема робочого ділянки модельної камери РРД, що працює на компонентах повітря - 96% -ний водний розчин етанолу. В якості охолоджувача використовується вода, температура якої реєструється на вході і виході з тракту охолодження модельного ЖРД.

    Мал. 1. Схема робочої ділянки модельної камери РРД:

    ^ - внутрішній діаметр камери, ^ = 38 мм; dщ, - діаметр критичного перетину, dщ, = 8 мм; Ь - довжина тракту охолодження, Ь = 100 мм; 1 - зовнішній корпус; 2 - тракт охолодження;

    3 - вогнева стінка

    На рис. 2 представлена ​​розрахункова область тракту охолодження з поздовжнім розташуванням каналів. З метою скорочення витрат машинного часу, а також з урахуванням симетрії досліджуваного проточного тракту і діаметрально протилежної розташування підвідних і відвідних патрубків завдання визначення гідравлічних характеристик тракту охолодження вирішувалася для чверті об'єкта дослідження.

    Мал. 2. Проточна частина тракту охолодження модельної камери РРД:

    А - відвідний колектор, x = 0 мм; Б - вихід з обребрена ділянки тракту охолодження, x = 10 мм; В - вхід в обребрений ділянку тракту охолодження, x = 104 мм; Г - підвідний колектор, x = 116 мм; 1 - відвідний патрубок; 2 - площину симетрії; 3 - підвідний патрубок

    Обребрена частина тракту охолодження модельного ЖРД виконана методом селективного лазерного плавлення [7, 8] з порошку нержавіючої сталі у вигляді поздовжніх каналів, утворених ребрами з наступними геометричними параметрами:

    • висота ребра Ір = 2 мм;

    • товщина ребра 5р = 0,6 мм;

    • крок оребрення 7р = 1,2 мм;

    • довжина тракту охолодження L = 96 мм.

    Розрахунок по розробленої моделі проводився в програмному комплексі ANSYS Fluent. На початковому етапі для зазначеної розрахункової області побудована розрахункова сітка (рис. 3), яка складається з 2 725 878 елементів, що мають форму паралелепіпедів (тип сітки CutCell). Зменшення розміру осередків в прикордонному шарі (пристеночной області) не проводилося, тому що в цих розрахунках не враховується теплообмін зі стінкою.

    Математична модель включає в себе наступну систему стаціонарних рівнянь нерозривності і руху, записану в векторній формі:

    VV = 0;

    V (V V) = -Vp + V (V + Tt),

    де V - оператор Гамільтона; V - вектор швидкості усередненого течії з компонентами Vx, Vy, Vz; р - тиск, Па; тц і Tt - молекулярна і турбулентна складові тензора дотичних напружень відповідно.

    Мал. 3. Розрахункова сітка тракту охолодження

    При розрахунках використовувалася модель турбулентності 8ра1аг! - ЛПшагаБ [9]. Її переваги полягають у відносно хорошій стійкості і збіжності рішення, в невисоких вимогах до щільності розрахункової сітки, а також в можливості застосування даної моделі для моделювання течії нестисливої ​​рідини [10].

    При побудові математичної моделі течії охолоджувача авторами прийнято ряд припущень:

    • робоче тіло - в'язка нестисливої ​​середовище;

    • протягом рідини в розрахунковій області - тривимірне стаціонарне;

    • на вході в розрахункову область - розвинене турбулентний плин.

    Розрахунок проводився при наступних граничних умовах:

    • на вході в розрахункову область задається постійну витрату робочого тіла, ступінь початкової турбулентності 10%;

    • на всіх стінках розрахункової області задається шорсткість, відповідна фракційним складом порошку (40 мкм), з якого виконуються вогнева стінка і проточний тракт каналу охолодження.

    Як режимних параметрів модельного ЖРД, що охолоджується проточною водою, було обрано такі параметри:

    • на вході в тракт охолодження масова витрата охолоджувача варіюється в діапазоні значень 20 ... 60 г / с, що відповідає рівню витрат, необхідного для надійного охолодження камери згоряння модельного ЖРД;

    • на виході з тракту охолодження тиск становить 0,1 МПа, що відповідає закінченню охолоджувача в навколишнє середовище.

    Тиск охолоджувача на вході автоматично розраховується програмним комплексом виходячи із заданих геометрії тракту, витрати і тиску на виході з тракту охолодження.

    Аналіз результатів розрахунку. В результаті проведених розрахунків отримані поля швидкостей і тисків потоку рідини в різних перетинах розрахункової області при різних значеннях масової витрати охолоджувача.

    Для оцінки рівномірності роздачі охолоджувача по каналах тракту охолодження в розрахунковій області було виділено чотири характерні перетину (див. Рис. 2).

    На рис. 4 представлені поля розподілу швидкостей в зазначених перетинах при максимальному значенні масової витрати охолоджувача 60 г / с. Проведені розрахунки показали, що найменше значення швидкості V в підвідному колекторі становить 0,02 м / с.

    0 0,40 0,80 1,20 1,60 V, м / с

    Мал. 4. Поля абсолютної швидкості потоку в різних поперечних перетинах проточної частини тракту охолодження:

    а - х = 0; б - х = 10 мм; в - х = 104 мм; г - х = 116 мм

    Основна нерівномірність потоку спостерігається у вхідному перетині В (див. Рис. 2), що обумовлено різким зміною напрямку течії рідини, тому подальша оцінка рівномірності роздачі охолоджувача проводилася за розподілом абсолютних швидкостей потоку саме в даному перетині.

    Результати розрахунку швидкості потоку при різних значеннях масової витрати охолоджувача наведені в табл. 1.

    Таблиця 1

    Результати розрахунку швидкості потоку охолоджувача

    Масовий рас Максимальна Мінімальна Відносне

    хід охолоджувача m ох, г / с швидкість потоку Vmax, м / с швидкість потоку Vmin, м / с зниження швидкості 5v,%

    20 0,081 0,074 8,6

    30 0,123 0,114 7,3

    40 0,165 0,155 6,1

    50 0,215 0,197 5,1

    60 0,246 0,239 2,9

    За результатами розрахунку різниця між максимальним і мінімальним значенням абсолютної швидкості потоку

    . = Vrnax - Vmin, шо%

    V V

    max

    склала не більше 8,6%, що свідчить про задовільну рівномірності розподілу рідини по каналах тракту охолодження. Також спостерігається тенденція до зниження нерівномірності роздачі охолоджувача при зростанні масової витрати, що може бути пояснено збільшенням при цьому кінетичної енергії потоку.

    Гідравлічний опір проточного тракту визначалося як різниця тисків у вхідному і вихідному перерізі:

    АР = Pin - Pout,

    де Ар - втрати тиску проточного тракту, Па; рп - тиск у вхідному перетині, Па; pout - тиск у вихідному перерізі, Па.

    Відносне зниження тиску в каналі тракту охолодження розраховувалося за такою залежністю:

    5р = -1 00%.

    Pin

    Результати розрахунку втрат тиску при висоті шорсткості 40 мкм представлені в табл. 2, з яких випливає, що втрати тиску зростають при збільшенні масової витрати охолоджувача, відповідно, швидкості потоку і втрат на тертя.

    Таблиця 2

    Результати розрахунку втрат тиску по тракту охолодження

    Масова витрата охолоджувача т ох, г / с Тиск у вхідному перетині рп, Па Тиск у вихідному перерізі РопЬ Па Втрати тиску проточного тракту Др, Па Відносне зниження тиску 5р,%

    20 101 086 100 000 тисячі вісімдесят шість 1,07

    30 101 730 100 000 1730 1,7

    40 102 446 100 000 2446 2,39

    50 103 225 100 000 3225 3,12

    60 104 083 100 000 4083 3,92

    Аналіз впливу дисперсності використовуваного для виготовлення камери згоряння порошку з метою підвищення якості поверхні становить практичний інтерес для відпрацювання технології виготовлення камер РРД методом селективного лазерного плавлення (СЛП). Для цього в розрахунках шорсткість стінки оребренной поверхні тракту охолодження варіювалася в діапазоні 5ш = 10 ... 100 мкм, що відповідає можливим розмірами частинок використовуваного в адитивної технології порошку. Встановлено, що зміна величини шорсткості в зазначеному діапазоні несуттєво впливає на значення швидкостей і тисків в тракті охолодження. Зокрема, при 5ш10 = = 10 мкм і 5ш100 = 100 мкм значення втрат тиску складають 5р10 = = 3,92% і 5р100 = 3,98% відповідно, що дозволяє зробити висновок про незалежність ТГХ від розміру часток, використовуваних на практиці в технології селективного лазерного плавлення (10.100 мкм).

    Висновок. Після проведення наукового дослідження автори цієї статті отримали наступні результати.

    1. Розроблено математичну модель проточного тракту системи охолодження камери згоряння з поздовжнім розташуванням каналів і проведено розрахункове дослідження рівномірності роздачі охолоджувача в осьовому і окружному напрямках.

    2. Розраховані поля швидкостей в характерних зонах і втрати тиску в тракті охолодження модельного ЖРД при різних значеннях масової витрати охолоджувача, що демонструють збільшення втрат від 1086 до 4083 Па при підвищенні сумарного масової витрати від 20 до 60 г / с.

    3. Проведено розрахунки, які показали, що зміна величини шорсткості стінки в зазначеному діапазоні 5ш = 10.100 мкм фракційного складу порошку, використовуваного для виготовлення модельної камери РРД СЛП, практично не впливає на гідравлічні характеристики тракту охолодження.

    Стаття написана за фінансової підтримки проекту Міністерства Освіти № 9.5645.2017 / БЧ.

    ЛІТЕРАТУРА

    [1] Александренко В.П. Ефективність інтенсифікації тепловіддачі в кільцевих оребрених трактах охолодження камер згоряння. Вісник МГТУ ім. Н.е. Баумана. Сер. Машинобудування, 2013, № 3, с. 111-121.

    [2] Александренко В.П., Зубков М.М., ягідників Д.А., Ірьянов Н.Я. Експериментальне дослідження теплогідравлічних характеристик трактів охолодження камер згоряння з граничними параметрами оребрення енергосилових установок. Інженерний журнал: наука та інновації, 2016, вип. 10. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2016-10-1545

    [3] Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новіков О.М., Попович О.О., Рудська А.І., Свіччине В.П., скоромні В.І. , Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Солнцев В.Л., Суфіяров В.Ш., Шачнев С.Ю. Відпрацювання конструктивних і технологічних рішень для виготовлення дослідних зразків внутрішньої оболонки камери згоряння багатофункціонального рідинного ракетного двигуна з використанням адитивних технологій. Космічна техніка і технології 2017, № 1, с. 50-62.

    [4] Солодовников А.В., Акіньшин І.А., Голуб'ятник В.В., Кривоногов А.В. Оцінка концепції створення рідинного ракетного двигуна на основі інноваційних технологій. Вісник Самарського університету. Аерокосмічна техніка, технології і машинобудування 2017, т. 16, № 2, с. 127-134. DOI: 10.18287 / 2541-7533-2017-16-2-127-134

    [5] Кудрявцев В.М., ред. Основи теорії і розрахунку рідинних ракетних двигунів. Т. 2. 4-е изд. Москва, Вища школа, 1993, 703 с.

    [6] Анфимов М.В. Дослідження Теплогідравлічного ефективності пористого тракту охолодження рідинного ракетного двигуна з міжканального плином охолоджувача. Політехнічний молодіжний журнал 2017, № 10. DOI: 10.18698 / 2541-8009-2017-10-188

    [7] Григорьянц А.Г., Колчанов Д.С., Дренін А.А., Денежкин А.О. Вплив основних параметрів процесу селективного лазерного плавлення на стабільність формування одиничних доріжок при вирощуванні виробів з мідних сплавів. Известия вищих навчальних закладів. Машинобудування, 2019, № 6, с. 20-29. DOI: 10.18698 / 0536-1044-2019-6-20-29

    [8] Федорова Д.К., Іволга Д.В., Алексєєв В.П., Балякіну А.В. Дослідження оброблюваності заготовок зі сталі 316L, отриманих методом селективного лазерного сплаву. Известия Самарського наукового центру Російської академії наук, 2016, № 4 (6), с. 1186-1190.

    [9] Spalart P.R., Shur M. On the sensitization of turbulence models to rotation and curvature. Aerospace Science and Technology, 1997, vol. 1, iss. 5, рр. 297-366. DOI: 10.1016 / S1270-9638 (97) 90051-1

    [10] Редчиц Д.А. Математичне моделювання відривних течій на основі нестаціонарних рівнянь Нав'є - Стокса. Наукові відомості БелГУ, 2009, № 13 (68), с. 118-146.

    Стаття надійшла до редакції 11.11.2019

    Посилання на цю статтю просимо оформляти наступним чином:

    Александренко В.П., Ковальов К.Є., ягідників Д.А. Математичне моделювання течії охолоджувача в тракті охолодження камери рідинного ракетного двигуна з гранично високим ступенем оребрения. Інженерний журнал: наука та інновації, 2019, вип. 11. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2019-11-1933

    Александренко Владислав Петрович - канд. техн. наук, доцент кафедри «Ракетні двигуни», старший науковий співробітник НДІ ЕМ МГТУ ім. Н.е. Баумана. e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.

    Ковальов Кирило Євгенович - аспірант кафедри «Ракетні двигуни», інженер НДІ ЕМ МГТУ ім. Н.е. Баумана. e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.

    Ягідників Дмитро Олексійович - д-р техн. наук, професор, завідувач кафедри «Ракетні двигуни» МГТУ ім. Н.е. Баумана. e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.

    Mathematical simulation of coolant flow in the cooling channel of a liquid rocket engine combustion chamber featuring an extremely high degree of ribbing

    © V.P. Aleksandrenkov, K.E. Kovalev, D.A. Yagodnikov

    Bauman Moscow State Technical University, Moscow, 105005, Russia

    The paper presents a computational analysis of coolant distribution in the cooling channel of a liquid rocket engine combustion chamber, performed in order to develop a set of practical guidelines towards increasing efficiency of a cooling system featuring an extremely high degree of ribbing. We created a three-dimensional mathematical model comprising a closed system of hydrodynamic equations as well as initial and boundary conditions for an element of the liquid rocket engine chamber we modelled, the chamber featuring longitudinal cooling channel arrangement manufactured via additive technology. We computed velocity and pressure fields in characteristic cooling channel regions for various levels of coolant mass flow rate, which confirmed the feasibility of the layout proposed in terms of uniform coolant distribution in the cooling channel of the liquid rocket engine modelled. We obtained the friction loss? as a function of coolant mass flow rate and particle size of the powder used in the additive technology to manufacture the combustion chamber wall and cooling channel.

    Keywords: liquid rocket engine, cooling channel, extremely high degree of ribbing, heat transfer, mathematical model

    REFERENCES

    [1] Aleksandrenkov V.P. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana. Ser. Mashinostroenie - Herald of the Bauman Moscow State Technical University. Series Mechanical Engineering, 2013, no. 3, pp. 111-121.

    [2] Aleksandrenkov V.P., Zubkov N.N., Yagodnikov D.A., Iryanov N.Ya. Inzhenernyy zhurnal: nauka i innovatsii - Engineering Journal: Science and Innovation, 2016, iss. 10. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2016-10-1545

    [3] Artemov A.L., Dyadchenko V.Yu., Lukyashko A.V., et al. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii - Space Engineering and Technology 2017, no. 1, pp. 50-62.

    [4] Solodovnikov A.V., Akinshin I.A., Golubyatnik V.V., Krivonogov A.V. Vestnik Samarskogo universiteta. Aerokosmicheskaya tekhnika, tekhnologii i mashinostroenie - VESTNIK of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering 2017, vol. 16, no. 2, pp. 127-134.

    DOI: 10.18287 / 2541-7533-2017-16-2-127-134

    [5] Kudryavtsev V.M., ed. Osnovy teorii i rascheta zhidkostnykh raketnykh dvigateley [Foundations of liquid rocket engine theory and parameter calculation]. Vol. 2. 4th ed. Moscow, Vysshaya Shkola Publ., 1993, 703 p.

    [6] Anfimov M.V. Politekhnicheskiy molodezhnyy zhurnal - Politechnical student journal 2017, no. 10. DOI: 10.18698 / 2541-8009-2017-10-188

    [7] Grigoryants A.G., Kolchanov D.S., Drenin A.A., Denezhkin A.O. Izvestiya vysshikh uchebnykh zavedeniy. Mashinostroenie - Proceedings of Higher Educational Institutions. Machine Building, 2019, no. 6, pp. 20-29.

    DOI: 10.18698 / 0536-1044-2019-6-20-2

    [8] Fedorova D.K., Ivolga D.V., Alekseev V.P., Balyakin A.V. Izvestiya Samarskogo nauchnogo tsentra Rossiyskoy akademii nauk - Proceedings of the Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences, 2016, no. 4 (6), pp. 1186-1190.

    [9] Spalart P.R., Shur M. Aerospace Science and Technology, 1997, no. 1 (5), pp. 297-366.

    [10] Redchits D.A. Nauchnye vedomosti BelGU - Belgorod State University Scientific Bulletin 2009, no. 13 (68), pp. 118-146.

    Aleksandrenkov V.P., Cand. Sc. (Eng.), Assoc. Professor, Department of Rocket Engines; Senior Research Fellow, Power Engineering Scientific and Research Institute, Bauman Moscow State Technical University. Author of over 70 publications in the field of investigating heat transfer processes and heat transfer intensification. e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.

    Kovalev K.E., post-graduate student, Department of Rocket Engines; Engineer, Power Engineering Scientific and Research Institute, Bauman Moscow State Technical University. e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.

    Yagodnikov D.A., Dr. Sc. (Eng.), Professor, Head of Department of Rocket Engines, Bauman Moscow State Technical University. Author of over 180 scientific publications in the field of experimental and theoretical studies of work cycles and development of non-contact diagnostics methods for rocket and jet engines. e-mail: Ця електронна адреса захищена від спам-ботів. Вам потрібно увімкнути JavaScript, щоб побачити її.


    Ключові слова: Рідинних ракетних двигунів /МАТЕМАТИЧНА МОДЕЛЬ /ГРАНИЧНА РІВЕНЬ обребрена /ТЕПЛООБМІН /ТРАКТ ОХЛАЖДЕНИЯ /LIQUID ROCKET ENGINE /COOLING CHANNEL /EXTREMELY HIGH DEGREE OF RIBBING /HEAT TRANSFER /MATHEMATICAL MODEL

    Завантажити оригінал статті:

    Завантажити