Temat: liquid rocket engine - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

Tytuł:: Piston pumps for space rocket engines: review and design
Autorzy:: Saboktakin, A.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/41181818.pdf
Data publikacji:: 2023
Wydawca:: Politechnika Warszawska, Instytut Techniki Cieplnej
Tematy:: space rocket
piston pump
liquid rocket engine
rakieta kosmiczna
pompa tłokowa
silnik rakietowy
Opis:: A high-performance space propulsion system normally uses pressure fed systems that drive up propellant tank mass and limit space engine performance and design varieties. In this paper, the particular specifications and designing factors that should be met by rocket engine fuel pumps are demonstrated, and a comparative study is formed on the suitableness of all the necessary kinds of pumps to be used with rocket engines and their applications. Furthermore, the paper describes low cost and high-performance pump technology. This new piston pump has been improved for space applications. Depending on the type of body of this pump, its various parts should be evaluated at the desired pressure and temperature as well as the speed of fluid handling, leakage from the body, and the strength of the parts. Our review results are expressed to give complete awareness of different situations in space rockets.
Źródło:: Journal of Power Technologies; 2023, 103, 1; 49-57
1425-1353
Pojawia się w:: Journal of Power Technologies
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: Projekt wstępny silnika rakietowego na ciekły materiał pędny dla pierwszego stopnia rakiety kosmicznej
Preliminary design of o liquid methane/ liquid oxygen rocket engine
Autorzy:: Surmacz, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213447.pdf
Data publikacji:: 2009
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: silnik rakietowy
ciekły materiał pędny
pierwszy stopień rakiety kosmicznej
liquid oxygen rocket engine
liquid methane rocket engine
Opis:: Silniki rakietowe należą do najbardziej zaawansowanych technicznie systemów napędowych. Jest to jednocześnie główny rodzaj napędu, działający w warunkach kosmicznych, czyli w próżni. Obecnie najbardziej optymalnym rozwiązaniem, stanowiącym kompromis pomiędzy osiągami, poziomem technologii, bezpieczeństwem i ogólnymi kosztami, są chemiczne silniki rakietowe na ciekły i stały materiał pędny. W pracy przedstawiono nowoczesne i efektywne metody wstępnego projektowania silników rakietowych na ciekły materiał pędny. Zwrócono szczególną uwagę na zagadnienia, dotyczące projektowania silników z turbopompowym systemem zasilania, opartym na generatorze gazu. Wykonana została analiza misji rakiety, w celu określenia konfiguracji pojazdu. Dokonano optymalizacji systemu zasilania, prowadzącej do zdefiniowania parametrów konstrukcyjnych silnika. Zostały przy tym podjęte dodatkowe decyzje konstruktora, nie podlegające procesowi optymalizacji. Zasady projektowania zaaplikowano do wstępnych projektów komponentów i podsystemów silnika, takich jak: komora spalania i układ chłodzenia regeneracyjnego, dysza, głowica wtryskowa wraz z kolektorami dolotowymi, turbopompa.
Rocket engine is the most advanced propulsion system. It is also one of the few engines working in Space environment - vacuum. The optimal compromise between performance, technology, safety and overall cost, are chemical liquid rocket engines and solid motors. The study contains modern, effective methods for design of liquid propellant rocket engines. Special attention has been concentrated to issues concerning turbopump feed systems and gas generator cycles. In order to define the vehicle configuration, the mission analysis has been performed. The propellant feed system has been optimized. It helped to define the engine design point. Several additional decisions have been made. These decisions were not the subject of the optimization. The modern engineering has been applied to the preliminary design of the rocket engine components and subsystems: the main combustion chamber with regenerative cooling system, nozzle, injector, manifolds and turbopump assembly. Additional elements, like mounts and pipes has been designed. The computer model of the engine assembly has been made. The engine mass and performance have been calculated. Three-dimensional computer models of components and the entire assembly have been created using a modern CAD/CAM/CAE integrated system.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 3 (198); 25-44
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: Preliminary design analysis of regenerative cooling for N₂O/alcohol small scale liquid rocket engine
Wstępny projekt i analiza chłodzenia regeneracyjnego dla małego ciekłego silnika rakietowego zasilanego N2O/alkoholem
Autorzy:: Palej, P.
Palacz, T.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/36390221.pdf
Data publikacji:: 2018
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: liquid rocket engine
regenerative cooling
nitrous oxide
sounding rocket
silnik rakietowy na ciekły materiał pędny
chłodzenie regeneracyjne
podtlenek azotu
rakieta
Opis:: This paper presents a concept of a small scale liquid-propellant rocket engine designed in AGH Space Systems for sounding rocket. During preliminary design of thermal aspects various ways of cooling were evaluated and described. Possible issues and design approaches for ablative, radiation and regenerative cooling are raised. the authors describe available solutions. regenerative cooling is especially concerned as it is most popular solution in bi-liquid engines, in which alcohol fuel acts as coolant and is preheated before it reaches combustion chamber. To estimate a possible temperature distribution - and thus an applicability of such a system in the engine - a mathematical model of heat transfer was developed. Unique element of said engine is its oxidizer - nitrous oxide, which have been rarely used to date. Comparison between typical LOX bi-liquids is given and major differences that affect cooling arrangement are discussed. The authors compared different combinations of coolants, fuel/oxidizer ratios etc. To optimize the temperature distribution which is a key factor for the engine performance.
W publikacji przedstawiono koncepcję małego, ciekłego silnika rakietowego zaprojektowanego w AGH Space Systems dla rakiet sondujących. Podczas wstępnej analizy termiczne aspekty różnych sposobów chłodzenia zostały wzięte pod uwagę, oszacowane i opisane. Rozważone zostały możliwe problemy i podejścia projektowe dla chłodzenia ablacyjnego, radiacyjnego oraz regeneracyjnego, a autorzy opisują dostępne rozwiązania. Chłodzenie regeneracyjne jest rozważane w szczególności ze względu na swoją popularność wśród silników zasilanych ciekłym materiałem pędnym, w których paliwo pełniąc rolę chłodziwa zostaje ogrzane zanim dotrze do komory spalania. W celu oceny rozkładu temperatury, tym samym oceny możliwości zastosowania chłodzenia, został stworzony model matematyczny wymiany ciepła. Unikatowym elementem wspomnianego silnika jest jego utleniacz - podtlenek azotu, który dotychczas był rzadko wykorzystywany. Wybór takiego utleniacza i jego implikacje porównano do typowego silnika zasilanego ciekłym tlenem i wskazano główne różnice, które wpływają na układ chłodzenia. Autorzy porównali również ze sobą różne warianty chłodziwa, w szczególności różne stosunki paliwa i utleniacza, w celu optymalizacji rozkładu temperatury.
Źródło:: Transactions on Aerospace Research; 2018, 3 (252); 84-98
0509-6669
2545-2835
Pojawia się w:: Transactions on Aerospace Research
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "liquid rocket engine" wg kryterium: Temat

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język