Аэродинамический наддув топливных баков Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

Новая конструкция также будет способствовать уменьшению межремонтного рабочего времени и снижению себестоимости изготовления камеры ЖРД.

Библиографические ссылки

1. Банов М. Д. Технология и оборудование контактной сварки : учебник для студ. учреждений сред. проф. образования. 4-е изд., стер. М. : Академия, 2009. 224 с.

2. Технологические основы сварки и пайки в авиастроении : учебник для вузов / В. А. Фролов, В. В. Пешков, А. Б. Коломенский и др. / под общей ред. В. А.Фролова. М. : Интермет Инжиниринг, 2002. 456с.: ил.

3. Технология производства жидкостных ракетных двигателей : учебник / В. А. Моисеев, В. А. Тарасов, В. А. Колмыков и др. / под ред. В. А. Моисеева и В. А. Тарасова. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2008. 381 с. : ил. (Технологии ракетно-космического машиностроения).

4. Горев И. И. Основы производства жидкостных ракетных двигателей : учеб. пособие для техникумов. М. : Машиностроение, 1969. 356 с.

© Куимов И. А., Шадт М. В., 2013

УДК 629.782

В. Г. Маханьков Научный руководитель - М. В. Кубриков Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАДДУВ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ

Рассмотрена возможность наддува топливных баков ракет аэродинамическим способом в плотных слоях атмосферы. Используя данный способ наддува можно исключить из конструкции ТНА, что самым благоприятным образом скажется на массе, габаритах и сложности конструкции ракеты в целом.

Рассмотрим на примере двигателя 8Д716 возможность наддува баков данным способом. Данный двигатель устанавливается на ракету Р-9А: ее масса 81 т.

Исходя из расхода компонентов топлива на данной двигательной установке в 572,2 кг/с, а также времени ее работы в 110 с можно сделать вывод о массе топлива в первой ступени - 63 тонны. Следовательно масса ракеты без топлива первой ступени - 18 т. С помощью формулы Циолковского [1] можем просчитать скорости ракеты на интересующем участке полета.

¥ил = I ■ 1п—0 = 3 955 м/с. (1)

ид Мк v '

Так как идеальная скорость отличается от реальной в большую сторону, условно примем скорость ракеты после выключения двигателя первой ступени в 3 500 м/с.

Так как V = ей можем вычислить среднее значение ускорения ракеты в полете:

/ / р

у \ \

/

— --

\ я л

Рис. 2. Качалка

Рис. 3. Подпружиненный электрод со сферическим наконечником

тогда:

е = 31,8 м/с2, а £ = — 2

(2)

Рис. 1

Данный расчет выполнен с допущением: Ускорение постоянно, не зависит от времени и массы ракеты. Для дальнейшего расчета необходимы графики зависимости плотности атмосферы от высоты, а также зависимость давления от высоты.

Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»

Результаты представлены на графике (рис. 1).

О -4-

0 751} 1500 1000 +500 6000 7500 9000 1 0500

Высота, км

Изменение давления атмосферы по высоте Рис. 2

Давление, создаваемое набегающим потоком рассчитывается следующим образом:

Р = Р +

над атм

рК 2

(3)

мости могут быть расширены за счет применения диффузоров для увеличения давления, но опять же лишь до определенного предела.

Результаты приведены на графике (рис. 3).

Рабочее давление наддува баков двигателя 8Д716 -11,25 МПа. Согласно графику такое давление достигается спустя небольшое время после пуска. В то время, пока данное давление не будет достигнуто, предлагается наддув с помощью шар-баллонов, с последующим переходом на наддув от воздухозаборников. Также в данной схеме необходимо применять редуктор давления и обратный клапан.

Данный способ наддува баков может быть осуществлен только до высоты около 20 км, после достижения данной высоты плотность воздуха слишком мала для создания нужного давления. Границы примени-

Данление, создаваемое набегающим потоком Рис. 3

Таким образом, аэродинамический наддув топливных баков может быть осуществлен только для ракет, высота полета которых не превышает 20-25 километров, т. е. для метеорологических и любительских ракет, а также для крылатых ракет с ЖРД, но по определенным причинам на крылатые ракеты данный тип двигателя не устанавливается.

Библиографическая ссылка

1. Алифанов О. М., Андреев А. Н. и др. Баллистические ракеты и ракеты-носители / под ред. О. М. Алифанова. М. : Дрофа, 2004. 512 с.

© Маханьков В. Г., 2013

УДК 629.78

А. В. Окунев Научный руководитель - К. Ф. Голиковская Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ЗАДАЧИ ТЕПЛОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Рассматриваются проблемы и задачи процессов теплообмена, возникающие при разработке систем терморегулирования космических аппаратов.

Современный космический аппарат (КА) представляет собой сложную техническую систему, процесс проектирования которой - это путь компромиссных решений между разнохарактерными по решаемым задачам направлениями общего процесса проектирования при выполнении единой цели создания оптимального проекта.

Неотъемлемой частью общего процесса проектирования, его обязательной составляющей и важнейшим видом инженерной деятельности при разработке КА является тепловое проектирование аппарата.

Терморегулирование современной технической системы представляет собой достаточно сложную проблему, так как тепловые нагрузки, действующие

на его агрегаты и конструкцию, существенно зависят от условий его функционирования. В связи с этим задача исследования и выбор параметров такой системы и ее элементов (с учетом воздействия на них внешних и внутренних тепловых нагрузок, а также факторов и ограничений, влияющих на эти нагрузки) является частью общей задачи проектирования теп-лонагруженных сложных технических систем [1].

Качество проектирования зависит от полноты экспериментальной отработки систем и ее агрегатов при стендовых и натурных испытаниях, от достоверности отработки экспериментальной информации, от правильности выбора математических моделей, описывающих тепловое состояние, как всей системы, так и