Pressure feed with gas generator upper stage engine for a hypersonic suborbital cube-sat launch vehicle and sounding rocket «Shivastra-1»

Abstract

An increasing trend, Low cost space access with Microsatellites, and so the need of an efficient, simple, reliable equally cost effective Carrier was considered with rapid designing and fast prototyping design concept so the small Liquid Propellant Rocket engine with “solid propellant gas generator” pressure feed system is resulted. The abstract discusses the perspective design of the upper stage of the Rocket “Shivastra-1”. The design features a co-axially arranged propellant tankage fed with burning a cordite powder charge yielding a rapid initial acceleration and 3 M burn out velocity providing 10KN thrust at 30 km enough to reach 100 -180 km altitude carrying 2 kg of payload. The combustion chamber wall is enameled, protecting from high temperature of combustion. The preliminary design work is performed with CATIA-V5 and was optimized on ANSYS. The results obtained were optimistic for the static test fire on test stand providing a perspective design of a reliable Liquid Rocket Engine.

Зростаючий інтерес, низька вартість та доступність мікросупутників і, як наслідок, потреба в ефективних, простих, надійних і рівно недорогих носіях призвели до швидкої розробки та створення конструкторських прототипів малого ракетного двигуна на рідкому паливі із виштовхувальною системою подавання з твердопаливним газогенератором. В даних тезах обговорюються перспективи конструювання верхнього ступеня ракети "Шівастра-1". Конструкція містить коаксіально розташовані паливні баки, які живляться згоранням порохового заряду кордиту з швидким початковим прискоренням та вихідною швидкістю продуктів згорання 3 М, що забезпечує тягу 10 кН на висоті 35 км. Це є достатнім для досягнення висоти 100-180 км при корисному вантажі 2 кг. Стінки камери згорання емальовані для захисту від високої температури згорання. Попередні конструкторські розробки виконано з використанням CATIA-V5 та оптимізацією з використанням ANSYS. Отримані результати дають надію на успішні наземні вогневі випробування на стенді, що призведе до створення надійного ракетного двигуна на рідкому паливі.

Растущий интерес, низкая стоимость и доступность микроспутников и, как следствие, потребность в эффективных, простых, надежных, а также недорогих носителях привели к быстрой разработке и созданию конструкторских прототипов малого ракетного двигателя на жидком топливе с вытеснительной системой подачи с твердотопливным газогенератором. В данной статье обсуждаются перспективы конструирования верхней ступени ракеты. Конструкция "Шивастра-1" включает коаксиально размещенные топливные баки, которые используют сгорание порохового заряда кордита с быстрым начальным ускорением и выходной скоростью продуктов сгорания 3 М, что обеспечивает тягу 10 кН на высоте 35 км. Этого достаточно для достижения высоты 100-180 км при полезной нагрузке 2 кг. Стенки камеры сгорания эмалированы для защиты от высокой температуры сгорания. Предварительные конструкторские разработки выполнены с использованием CATIA-V5 и оптимизацией с применением ANSYS. Полученные результаты позволяют надеяться на успешные наземные огневые испытания на стенде, что приведет к созданию надежного ракетного двигателя на жидком топливе.