Исследование влияния соотношения компонентов топлива на параметры ракетного двигателя

Исследование влияния  
соотношения компонентов топлива  
на параметры ракетного двигателя

Методические указания  
к выполнению лабораторной работы № 5

Московский государственный технический университет 
имени Н.Э. Баумана

А.А. Дорофеев, Ю.В. Антонов

Под редакцией А.А. Дорофеева

УДК 621.454.2 
ББК 39.65
        Д69

Издание доступно в электронном виде на портале ebooks.bmstu.ru  
по адресу: http://ebooks.bmstu.ru/catalog/203/book1781.html

Факультет «Энергомашиностроение»  
Кафедра «Ракетные двигатели»

Рекомендовано Редакционно-издательским советом  
МГТУ им. Н.Э. Баумана в качестве учебно-методического пособия

Дорофеев, А. А.
Исследование влияния соотношения компонентов топлива на 
параметры ракетного двигателя. Методические указания к выполнению 
лабораторной работы № 5 / А. А. Дорофеев, Ю. В. Антонов ; под ред. 
А. А. Дорофеева. — Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 
2018. — 47, [5] с. : ил.

ISBN 978-5-7038-4857-9 

Приведены методические указания к выполнению лабораторной работы, 
посвященной огневым испытаниям стендового лабораторного жидкостного 
ракетного двигателя при различном соотношении компонентов топлива. В работе моделируются производственные условия испытания ракетного двигателя 
в части физических факторов, включая потенциально опасные, а также расчетно-информационная среда и социально-технологические отношения из 
области будущей профессиональной деятельности студента. Методические 
указания ориентированы на образовательные технологии с блочно-модульным 
структурированием учебного материала и рейтинговой оценкой успеваемости.
Для студентов старших курсов, обучающихся по специальности «Проектирование авиационных и ракетных двигателей».

УДК 621.454.2 
ББК 39.65

ISBN 978-5-7038-4857-9 

© МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018
© Оформление. Издательство 
 
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018

Д69

Предисловие

Лабораторная работа № 5 «Исследование влияния соотношения 
компонентов топлива на параметры ракетного двигателя» входит 
в практикум по базовой дисциплине «Общая теория ракетных двигателей» и наряду с лабораторной работой № 3 «Снятие дроссельной 
характеристики лабораторного жидкостного ракетного двигателя» 
может рассматриваться как практическая реализация технологии 
испытаний стендового лабораторного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), освоенной студентами до уровня умений и, в отдельных операциях, — навыков при выполнении лабораторной рабо- 
ты № 1 «Изучение лабораторного стендового жидкостного ракетного двигателя. Запуск с обработкой одного режима работы». По 
этим дидактически существенным признакам, как и по одинаковой 
плановой трудоемкости (для каждой из этих работ на целевую 
самоподготовку предусматривается один академический час, на 
выполнение лабораторной работы — три академических часа) 
лабораторные работы № 3 и 5, являясь обязательными, взаимозаменяемы в графике выполнения практикума. Каждая из них может 
быть проведена как завершающая работа всего цикла, при этом 
выполнению работ в обязательном порядке предшествует лабораторная работа № 1. 
Основная дидактическая цель работы № 5 — способствовать 
приобретению студентом научно-исследовательских и образовательных компетенций. Эта цель достигается в процессе решения 
следующих дидактических задач:
– закрепление приобретенных теоретических знаний о физикохимической картине преобразования энергии топлива в тепловую 
энергию продуктов сгорания и о моделировании их термодинамических характеристик;
– перевод теоретических знаний на уровень умений и навыков, 
составляющих основу приобретаемых компетенций;
– формирование у студента целостного образа ракетного двигателя как объекта изучения, доступного творческому восприятию 
и освоению, вызывающего личностный интерес.
Дидактические задачи решают в процессе опытного подтверждения полученных теоретически зависимостей термодинамичес- 
ких характеристик продуктов сгорания (состав, температура, свойства) как рабочего тела теплового ракетного двигателя (расход- 
ный комплекс, удельный импульс) от свойств и соотношения 

компонентов ракетного топлива: газообразного кислорода по 
ГОСТ Р ИСО 15859-1–2010 и водного раствора этилового спирта 
(этанола) по ГОСТ Р 55878–2013. Числовые значения, полученные 
теоретическими расчетными методами с помощью программного 
обеспечения, входящего в информационную профессиональную 
среду разработчика и исследователя ракетных двигателей (программные комплексы «Астра» и/или TERRA), сравнивают с результатами вторичной обработки результатов измерения параметров стендового ЖРД. Студенты закрепляют теоретические знания, 
касающиеся термодинамических расчетов, выявляют реальные 
факторы, не учитываемые при освоении теории, оценивают количественные различия расчетных и опытных данных и их влияние 
на характеристики эффективности ракетного двигателя как тепловой машины и устройства, создающего тягу. При этом студенты 
вырабатывают и осваивают на уровне умений методику вторичной 
обработки результатов измерения, ориентированной на получение 
термодинамических характеристик продуктов сгорания по измеренным значениям расходов и давления в камере. Результаты 
представляют с соблюдением нормативов ГОСТ 17655–89, 
ГОСТ 2.701–2008, ОСТ 92-0039–74, действующих в профессиональной области. В итоге у студентов формируется проблемное 
представление о научно-исследовательской и опытной работе при 
создании ракетных двигателей.
Разработанные как реализация описанных дидактических 
принципов, положений и подходов методические указания к выполнению лабораторной работы № 5 «Исследование влияния соотношения компонентов топлива на параметры ракетного двигателя» служат документированной основой апробированной 
образовательной технологии в ее инновационном варианте, следование которому обеспечит достижение образовательных целей, 
предусмотренных программой базовой дисциплины «Общая теория 
ракетных двигателей». 

Введение

Ракетный двигатель, в частности ЖРД, представляет собой одно 
из основных звеньев летательного аппарата (ЛА) как технической 
системы, выполняющей поставленную задачу — доставку полезного груза в точку пространства с заданными координатами и 
обеспечение требуемой ориентации и скорости ЛА при движении 
по траектории.
Выбор топлива для ЛА и, соответственно, для ЖРД является 
этапом, во многом определяющим эффективность функционирования ЛА в целом, и включает в себя как назначение состава 
компонентов (по ГОСТ 17655–89) — окислителя и горючего, например, по ГОСТ Р ИСО 15859-1–2010 и ГОСТ Р 55878–2013 
соответственно, так и обоснование соотношения массовых секундных расходов окислителя mo,  кг/с, и горючего mг,  кг/с, называемого соотношением компонентов:

K
m
m
m = 



o

г
.

При этом рассматривается полный жизненный цикл ЛА как 
наукоемкого изделия:
– планирование, включая постановку задачи для ЛА с учетом 
сырьевой и производственной базы выработки и поставки ракетного топлива, а также экологических аспектов и программы выпуска (серийности);
– проектирование ЛА и соответствующего ЖРД для конкретного топлива с учетом имеющегося научно-технического обеспечения проектных работ в части расчетно-теоретического (информационного, программно-алгоритмического и аппаратного) и/или 
расчетно-экспериментального определения термодинамических 
характеристик продуктов сгорания и максимально возможного 
значения удельного импульса как основного показателя эффективности ракетного двигателя;
– производство ЖРД, включая предусмотренные технологическим процессом испытания деталей, узлов, агрегатов и ЖРД 
в целом с использованием топлива при соотношении компонентов, 
как правило, изменяющемся в диапазоне, расширенном по отношению к номинальному, предусмотренному эксплуатационной 
документацией;
– применение ЛА в номинальном диапазоне параметров, предусмотренном эксплуатационной документацией, и в проектных 

аварийных ситуациях, в частности, когда ЛА и ЖРД в его составе 
должны быть ликвидированы с минимальным экологическим ущербом (как и при плановом выводе ЛА с ЖРД из эксплуатации 
с утилизацией рабочих жидкостей), для чего следует по возможности полностью использовать, сжечь или нейтрализовать другими 
веществами наиболее токсичный, экологически опасный компонент 
топлива. 
В диапазоне соотношения компонентов топлива Km min ≤ Km ≤ 
≤ Km max, определенном для полного жизненного цикла ЛА с ЖРД 
в его составе, особую роль играет соотношение компонентов Km opt, 
при котором развивается максимально возможный удельный импульс, рассчитанный для условий работы камеры в пустоте — 
пустотный удельный импульс Iу.п, м/с, значение которого связано 
с расходным комплексом β, м/с. Поскольку соотношение расходов 
компонентов топлива при номинальном функционировании ЖРД 
поддерживается в некотором диапазоне параметров Km opt ± ∆, т. е. 
с конечной точностью, представляет интерес соответствующий 
диапазон изменения значений и расходного комплекса β, и пустотного удельного импульса Iу.п. 
Отметим, что в такой постановке (т. е. при таком наборе принятых допущений) понятия и, соответственно, значения расходного комплекса и характеристической скорости, определяемые 
согласно ГОСТ 17655–89, являются тождественными, что позволяет в дальнейшем рассматривать именно расходный комплекс β 
как базовую характеристику топлива. При этом значения β и Iу.п 
могут быть рассчитаны априори на основе теории термодинамических процессов и соответствующего доступного информационного и программно-алгоритмического обеспечения как в идеальном 
приближении (максимально возможные значения), так и с помощью моделирования с некоторым приближением протекающих 
в ЖРД реальных рабочих процессов.
Значения расходного комплекса β и пустотного удельного импульса Iу.п, полученные по результатам огневого испытания ЖРД 
в стендовых условиях при варьировании соотношения компонентов в заданном диапазоне Km opt ± ∆, дают возможность не только 
подтвердить корректность достигнутых значений характеристик 
ЖРД, но и оценить совершенство рабочих процессов, сравнивая 
реальные опытные данные и максимально возможные значения 
характеристик, рассчитанные в идеальном приближении.
Стендовые огневые испытания ЖРД, осуществляемые с этой 
целью, входят в технологический процесс разработки двигателей 
в качестве необходимого этапа.