Study relates to rocket engine liquid oxygen fuel systems. The evaporation of oxygen was determined in ~5 long cylindrical tank. Experiments were taken under natural conditions. The tank was fuelled with boiling oxygen. The tank pressurization during flight was done with hot helium. It was input into tank as centralized jet with ~180 m/sec speed and mass average temperature ~500 K. The total avg-integral aerodynamic heat flow into oxygen ~16 KW/sq.m. The inner tank surface is waffled (mechanical milling). The gas temperature in free tank volume was measured in 25 spots using rods. The amount of free volume in tank was determined using fuel usage control system. The oxygen upper layer temperature inside the tank reaches the saturated vapour temperature by the middle of the flight when the absolute gas pressure is 1.3-1.5 bar. Oxygen evaporation insignificant speed was determined during engine working time (less than 1kg/sec). The correlation between evaporation speed and the value of aerodynamic heat flow was not determined. The likely reason is tank inner waffled surface and the presence of the power cone. The highest evaporation speed was measured in the beginning of the pressurization system functioning. The hot helium flow interacts with oxygen surface at that time. The necessity to decrease helium input speed was shown.
Keywords: The mass average gas temperature, boiling oxygen, temperature rods, partial pressure, hot helium, aerodynamic heat, oxygen evaporation speed.
Исследования относятся к системам питания ракетных двигателей жидким кислородом. Эксперименты проведены в натурных условиях. Бак заправлялся кипящим кислородом. В полете наддув бака проводили горячим гелием. Среднеинтегральный тепловой аэродинамический поток в кислород – 16 кВт/м2. Внутренняя поверхность бака вафельная (механическое фрезерование). Температуру газа в свободном объеме бака измеряли в 25 точках с помощью штанг. При абсолютном давлении газа в баке на уровне 1,3 – 1,5 бар температура верхнего слоя кислорода в баке достигает температуры насыщенных
паров к середине полета. Получена незначительная скорость испарения кислорода по времени работы двигательной установки (до 1 кг/с). Корреляции между скоростью испарения кислорода и величиной аэродинамического теплового потока не установлено. Наибольшая скорость испарения получена вначале работы системы наддува.
Ключевые слова: Среднемассовая температура газа; Кипящий кислород; Температурные штанги; Парциальное давление; Горячий гелий; Аэродинамический нагрев; Скорость испарения кислорода
Дослідження відносяться до систем живлення ракетних двигунів рідким киснем. Експе- рименти проведені в натурних умовах. Бак заправлявся киплячим киснем. У польоті над- дування баку проводили гарячим гелієм. Середньоінтегральний тепловий аеродинамічний потік в кисень - 16 кВт / м2 . Внутрішня поверхня бака вафельна (механічне фрезеруван- ня). Температуру газу у вільному обсязі бака вимірювали в 25 точках за допомогою штанг. При абсолютному тиску газу в баку на рівні 1,3 - 1,5 бар температура верхнього шару кисню в баку дорівнює температури насичених парів до середини польоту. Отрима- но незначна швидкість випаровування кисню за часом роботи рухової установки (до 1 кг / с). Кореляції між швидкістю випаровування кисню і величиною аеродинамічного теплово- го потоку не встановлено. Найбільша швидкість випаровування отримана спочатку ро- боти системи наддування.
Ключові слова: Середньомасова температура газу; Киплячий кисень; Температурні штанги; Парціальний тиск; Гарячий гелій; Аеродинамічний нагрів; Швидкість випаро- вування кис
