ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ
DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.03.021 In recent years, the leading space countries have paid much attention to a search for and the application of new toxically safe propellants for spacecraft thrusters. A water solution of an ion substance, a fuel, and a stabilizer is used as a “green” prope...
Збережено в:
| Дата: | 2025 |
|---|---|
| Автори: | , |
| Формат: | Стаття |
| Мова: | Ukrainian |
| Опубліковано: |
текст 3
2025
|
| Теми: | |
| Онлайн доступ: | https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/138 |
| Теги: |
Додати тег
Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
|
| Назва журналу: | Technical Mechanics |
Репозитарії
Technical Mechanics| id |
oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-138 |
|---|---|
| record_format |
ojs |
| institution |
Technical Mechanics |
| baseUrl_str |
|
| datestamp_date |
2025-11-10T21:18:53Z |
| collection |
OJS |
| language |
Ukrainian |
| topic |
реактивний двигун малої тяги «зелене» монопаливо затримка запуску математична модель. |
| spellingShingle |
реактивний двигун малої тяги «зелене» монопаливо затримка запуску математична модель. KNYSHENKO, Yu. V. SHCHERBAKOV, V. I. ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ |
| topic_facet |
thruster “green” monopropellant startup delay mathematical model. реактивний двигун малої тяги «зелене» монопаливо затримка запуску математична модель. |
| format |
Article |
| author |
KNYSHENKO, Yu. V. SHCHERBAKOV, V. I. |
| author_facet |
KNYSHENKO, Yu. V. SHCHERBAKOV, V. I. |
| author_sort |
KNYSHENKO, Yu. V. |
| title |
ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ |
| title_short |
ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ |
| title_full |
ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ |
| title_fullStr |
ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ |
| title_full_unstemmed |
ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ |
| title_sort |
вплив дистанційного розташування паливного клапана на затримку запуску реактивного двигуна малої тяги на «зеленому» паливі |
| title_alt |
EFFECT OF THE DISTANT POSITION OF A PROPELLANT VALVE ON THE STARTUP DELAY OF A “GREEN”-PROPELLANT THRUSTER |
| description |
DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.03.021
In recent years, the leading space countries have paid much attention to a search for and the application of new toxically safe propellants for spacecraft thrusters. A water solution of an ion substance, a fuel, and a stabilizer is used as a “green” propellant. Its feature is a significant increase in the temperature in the thruster reaction chamber in comparison with traditional propellants. Electrically driven propellant valves, which control fuel feed to the reaction chamber in response to thruster startup and shutdown signals, are connected to the reaction chamber via an additional propellant pipeline to provide thermal conditions required for the valve operation. This design solution is responsible for an additional delay between a command signal and a thruster startup, thus complicating the operation of the spacecraft control system. The propellant feed time must be calculated with account for a low pressure in the pipeline, which is characteristic of orbital conditions.
The goal of his work is to calculate the startup delay of a “green”-propellant thruster caused by the propellant valve being at a distance from the propellant nozzles in the reaction chamber under conditions of a vacuumized pipeline.
The paper considers thermophysical processes during the filling of a vacuumized pipeline between the valve outlet and the propellant nozzle and presents a mathematical model that accounts for propellant ebullition and propellant vapor extrusion through the propellant nozzle until the liquid propellant boundary reaches the reaction chamber inlet. The paper presents the liquid propellant flow rate, the vapor pressure, the temperature, and the relative volumes of the liquid and the vapor calculated as a function of time at different values of the propellant tank pressure and the pipeline-to-nozzle diameter ratio for a thruster of nominal thrust 1 N.
It is shown that the effect of the propellant tank pressure and the design parameters of the system of “green” propellant feed to the thruster reaction chamber manifests itself as the thruster startup delay varying in the range from some thousandths to some hundredths of a second, which is comparable with the thruster startup time in the pulsed operation.
REFERENCES
1. Belyaev N. M., Belik N.P., Uvarov E. I. Jet Control Systems of Spacecraft. Moscow: Mashinostroyeniye, 1979. 232 pp. (In Rusian).
2. Knyshenko Yu. V. Dynamics of electrically controlled propellant valves for "green"-propellant thrusters. Teh. Meh. 2024. No. 3. Pp. 49-66. (In Ukrainian).https://doi.org/10.15407/itm2024.03.049
3. Rocket Engines - ECAPS : https://www.ecaps.se (Last accessed on July 20, 2025).
4. Timoshenko V. I. Gas-Dynamics of High-Temperature Industrial Processes. Dnipropetrovsk: Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the National Space Agency of Ukraine, 2003. 460 pp. (In Russian).
5. Anflo K,. Thormahlen P., Persson M. Hot-firing tests using a low temperature derivative of LMP-103S. 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS), Germany, 1 - 5 July 2013. www.eucass.eu/2013.
6. Decker M. M., Klein N., Freedman E. et al.. HAN-Based Liquid Gun Propellants: Physical Properties. BRL-TR-2864, 1987. 64 pp.
7. Yoon W., Khandu V. B., Hosung Y. Reactor structure for the decomposition of ADN-based monopropellant. Aerospace. 2023. V. 10. No. 6. 686.https://doi.org/10.3390/aerospace10080686
8. Yoon W., Khandu V. B., Hosung Y. Performance evaluation of ammonium dinitramide-based monopropellant in a 1 N thruster. Aerospace. 2024. V. 11. No. 2. 110. https://doi.org/10.3390/aerospace11020110
9. Timoshenko V. I., Knyshenko Yu. V., Durachenko V. M. Mathematical model of "green"-propellant jet thrusters and its verification. Teh. Meh. 2025. No. 2. Pp. 17-34. (In Ukrainian).https://doi.org/10.15407/itm2025.02.017
|
| publisher |
текст 3 |
| publishDate |
2025 |
| url |
https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/138 |
| work_keys_str_mv |
AT knyshenkoyuv effectofthedistantpositionofapropellantvalveonthestartupdelayofagreenpropellantthruster AT shcherbakovvi effectofthedistantpositionofapropellantvalveonthestartupdelayofagreenpropellantthruster AT knyshenkoyuv vplivdistancíjnogoroztašuvannâpalivnogoklapananazatrimkuzapuskureaktivnogodvigunamaloítâginazelenomupaliví AT shcherbakovvi vplivdistancíjnogoroztašuvannâpalivnogoklapananazatrimkuzapuskureaktivnogodvigunamaloítâginazelenomupaliví |
| first_indexed |
2025-10-30T02:49:50Z |
| last_indexed |
2025-11-11T03:05:10Z |
| _version_ |
1851757051176288256 |
| spelling |
oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-1382025-11-10T21:18:53Z EFFECT OF THE DISTANT POSITION OF A PROPELLANT VALVE ON THE STARTUP DELAY OF A “GREEN”-PROPELLANT THRUSTER ВПЛИВ ДИСТАНЦІЙНОГО РОЗТАШУВАННЯ ПАЛИВНОГО КЛАПАНА НА ЗАТРИМКУ ЗАПУСКУ РЕАКТИВНОГО ДВИГУНА МАЛОЇ ТЯГИ НА «ЗЕЛЕНОМУ» ПАЛИВІ KNYSHENKO, Yu. V. SHCHERBAKOV, V. I. thruster, “green” monopropellant, startup delay, mathematical model. реактивний двигун малої тяги, «зелене» монопаливо, затримка запуску, математична модель. DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.03.021 In recent years, the leading space countries have paid much attention to a search for and the application of new toxically safe propellants for spacecraft thrusters. A water solution of an ion substance, a fuel, and a stabilizer is used as a “green” propellant. Its feature is a significant increase in the temperature in the thruster reaction chamber in comparison with traditional propellants. Electrically driven propellant valves, which control fuel feed to the reaction chamber in response to thruster startup and shutdown signals, are connected to the reaction chamber via an additional propellant pipeline to provide thermal conditions required for the valve operation. This design solution is responsible for an additional delay between a command signal and a thruster startup, thus complicating the operation of the spacecraft control system. The propellant feed time must be calculated with account for a low pressure in the pipeline, which is characteristic of orbital conditions. The goal of his work is to calculate the startup delay of a “green”-propellant thruster caused by the propellant valve being at a distance from the propellant nozzles in the reaction chamber under conditions of a vacuumized pipeline. The paper considers thermophysical processes during the filling of a vacuumized pipeline between the valve outlet and the propellant nozzle and presents a mathematical model that accounts for propellant ebullition and propellant vapor extrusion through the propellant nozzle until the liquid propellant boundary reaches the reaction chamber inlet. The paper presents the liquid propellant flow rate, the vapor pressure, the temperature, and the relative volumes of the liquid and the vapor calculated as a function of time at different values of the propellant tank pressure and the pipeline-to-nozzle diameter ratio for a thruster of nominal thrust 1 N. It is shown that the effect of the propellant tank pressure and the design parameters of the system of “green” propellant feed to the thruster reaction chamber manifests itself as the thruster startup delay varying in the range from some thousandths to some hundredths of a second, which is comparable with the thruster startup time in the pulsed operation. REFERENCES 1. Belyaev N. M., Belik N.P., Uvarov E. I. Jet Control Systems of Spacecraft. Moscow: Mashinostroyeniye, 1979. 232 pp. (In Rusian). 2. Knyshenko Yu. V. Dynamics of electrically controlled propellant valves for "green"-propellant thrusters. Teh. Meh. 2024. No. 3. Pp. 49-66. (In Ukrainian).https://doi.org/10.15407/itm2024.03.049 3. Rocket Engines - ECAPS : https://www.ecaps.se (Last accessed on July 20, 2025). 4. Timoshenko V. I. Gas-Dynamics of High-Temperature Industrial Processes. Dnipropetrovsk: Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the National Space Agency of Ukraine, 2003. 460 pp. (In Russian). 5. Anflo K,. Thormahlen P., Persson M. Hot-firing tests using a low temperature derivative of LMP-103S. 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences (EUCASS), Germany, 1 - 5 July 2013. www.eucass.eu/2013. 6. Decker M. M., Klein N., Freedman E. et al.. HAN-Based Liquid Gun Propellants: Physical Properties. BRL-TR-2864, 1987. 64 pp. 7. Yoon W., Khandu V. B., Hosung Y. Reactor structure for the decomposition of ADN-based monopropellant. Aerospace. 2023. V. 10. No. 6. 686.https://doi.org/10.3390/aerospace10080686 8. Yoon W., Khandu V. B., Hosung Y. Performance evaluation of ammonium dinitramide-based monopropellant in a 1 N thruster. Aerospace. 2024. V. 11. No. 2. 110. https://doi.org/10.3390/aerospace11020110 9. Timoshenko V. I., Knyshenko Yu. V., Durachenko V. M. Mathematical model of "green"-propellant jet thrusters and its verification. Teh. Meh. 2025. No. 2. Pp. 17-34. (In Ukrainian).https://doi.org/10.15407/itm2025.02.017 DOI: https://doi.org/10.15407/itm2025.03.021 В останні роки провідними космічними державами світу приділяється значна увага пошуку та використанню нових видів токсично безпечного палива для керуючих реактивних двигунів космічних апаратів. В якості «зеленого» палива використовується розчин у воді іонної речовини, пального та стабілізатора. Відмінність використання такого палива полягає у суттєвому збільшенні температури у реакційній камері двигуна у порівнянні з традиційними видами палива. Електрокеровані паливні клапани, які забезпечують відпрацювання командних сигналів на запуск та зупинку двигунів шляхом подачі палива до реакційної камери, стикуються з нею дистанційно, через додатковий паливний трубопровід, що забезпечує необхідні температурні умови для роботи клапанів. Таке конструктивне рішення створює умови для додаткової затримки запуску двигуна по відношенню до командного сигналу, що ускладнює роботу системи керування рухом космічного апарата. Розрахунок терміну подачі палива необхідно проводити з урахуванням низького тиску у трубопроводі, що характерно для орбітальних умов. Метою роботи є розрахункове визначення затримки запуску реактивного двигуна малої тяги на «зеленому» паливі, обумовленої дистанційним розташуванням паливного клапана від паливних форсунок у реакційній камері в умовах вакуумованого трубопроводу. Розглянуто термофізичні процеси при заповненні вакуумованого трубопроводу між виходом з клапана до паливної форсунки та побудовано математичну модель, з врахуванням скипання палива та витискання пари палива через форсунку до досягнення границею рідкого палива входу до реакційної камери. Представлено результати розрахунків витрат палива у рідинній фазі, тиску пари, температури та змін відносних об’ємів рідини та пари у часі за різних варіантів тиску палива у баку та співвідношень діаметрів трубопроводу та форсунки стосовно двигуна з номінальною тягою 1 Н. Показано, що вплив тиску палива у баку та конструктивних параметрів системи подачі «зеленого» палива до реакційної камери двигуна проявляється у зміні часу затримки запуску двигуна у діапазоні від декількох тисячних секунди до кількох сотих секунди, що порівняно з часом вмикання двигуна у імпульсному режимі його роботи. ПОСИЛАННЯ 1. Беляев Н. М., Белік Н. П., Уваров Е. И. Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. 232 с. 2. Книшенко Ю. В. Динаміка електрокерованих паливних клапанів реактивних двигунів малої тяги на «зеленому» паливі. Технічна механіка. 2024. № 3. С. 49–66. https://doi.org/10.15407/itm2024.03.049 3. Rocket Engines – ECAPS : https://www.ecaps.se (дата звернення: 20.07.2025). 4. Тимошенко В. И. Газовая динамика высокотемпературных технологических процессов. Днепропетровск: Институт технической механіки НАНУ и НКАУ. 2003. 460 с. 5. Anflo K,. Thormahlen P., Persson M. Hot-Firing tests using a low temperature derivative of LMP-103S. 5th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, Munich,Germany, 1 – 5 Juli 2013. www.eucass.eu/2013. 6. Decker M. M., Klein N., Freedman E. et ol. HAN-Based Liquid Gun Propellants: Physical Properties. BRL-TR-2864. 1987. 64 p. 7. Yoon W., Khandu V. B., Hosung Y. Reaktor Structure fjr The Decomposition of ADN-Based Monopropellant. Aerospace. 2023. Vol. 10(8). 686. https://doi.org/10.3390/aerospace10080686 8. Yoon W., Khandu V. B. and Hosung Y. Performance Evaluation of Ammonium Dinitramide-Based Monopropellant in a 1N Thruster. Aerospace. 2024, 11(2), 110. https://doi.org/10.3390/aerospace11020110 9. Тимошенко В. І., Книшенко Ю. В., Дураченко В. М. Математична модель реактивних двигунів малої тяги на «зеленому» паливі та її верифікація. Технічна механіка. 2025. № 2. С. 17–34. https://doi.org/10.15407/itm2025.02.017 текст 3 2025-10-28 Article Article application/pdf https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/138 Technical Mechanics; No. 3 (2025): Technical Mechanics; 21-30 Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины; № 3 (2025): Technical Mechanics; 21-30 ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; № 3 (2025): ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; 21-30 uk https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/138/59 Copyright (c) 2025 Technical Mechanics |