CC BY
22
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
УДК 629.78
А. В. Гайнутдинов, О. В. Каменюк Научный руководитель - А. А. Зуев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
АЛГОРИТМ РАСЧЕТА ТЕЧЕНИЙ С ТЕПЛООТДАЧЕЙ В ЭЛЕМЕНТАХ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ ТУРБОМАШИН
Разработаны алгоритмы расчета течений в элементах проточных частей турбомашин с учетом теплоотдачи. Получены осредненные параметры течения и теплоотдачи по длине экспериментальной установки.
Большая часть существующих на сегодняшний день методик расчета вращательных течений с теплоотдачей носит критериально-эмпирический характер и основана на обработке экспериментальных результатов [1]. В итоге не всегда обеспечивается требуемая точность расчета гидродинамических характеристик. Применение экспериментально-теоретических расчетных методик течений с теплоотдачей в полостях вращения турбомашин летательных аппаратов является актуальной задачей, которая позволит снизить материальные и временные затраты на проектирование, испытания и доводку современных образцов двигателей и энергосиловых установок.
Для определения параметров течения в полости вращения использовались уравнения движения (дифференциальное уравнение угловой скорости ядра потока):
г+1 2п
« я = «я--7> ( - т
_ диск Оа - т0а
2 «я
R
уравнение энергии:
С2 Qi N
И = Сг (Тг + 273) + С--О- + —,
Р 2 т т
где О - тепловой поток, определяемый на элементарном участке i, а также N - диссипация энергии трения, также определяемая на элементарном участке и замыкается уравнением состояния [2]:
рг^г = RT1
Для определения параметров течения в полости вращения применяется численное интегрирование.
Разработанные алгоритмы позволяют снизить временные и материальные затраты на проектирование и производство современных образцов ракетно-космической техники, увеличить энергетические и эксплуатационные характеристики турбомашин.
Библиографические ссылки
1. Волков К.Н., Емельянов В.Н Течения и теплообмен в каналах и вращающихся полостях. М. : Физ-матлит, 2010. 488 с.
2. Интегральное соотношение уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя / А. А. Зуев [и др.] // Вестник Рыбинской гос. технологич. акад. 2010. № 2(17). С. 37-42.
© Гайнутдинов А. В., Каменюк О. В., 2013
УДК 629.7.036.7.001.2(082)
А. В. Евтух, А. А. Ерисов, А. С. Крылов, А. С. Торгашин Научный руководитель - И. В. Уваев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева, Красноярск
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
С 2009 г. в рамках президентской программы модернизации и технологического развития экономики России реализуется проект создания транспортного космического модуля - межорбитального буксира на базе ядерной энергетической установки (ЯЭУ) с электрореактивной двигательной установкой (ЭРДУ) для дальних космических полетов.
В настоящее время человечество успешно исследует околоземное пространство и постепенно перешло к изучению дальнего космоса. В изучении ближнего космоса успешно используются современные жидкостные двигательные установки, но для исследования дальнего космоса, как показали исследования [1] имеющиеся двигательные установки не перспективны. Так, например, для полета на Марс, ориенти-
ровочный запас топлива составляет 1 200-1 500 тонн, при удельном импульсе в 4,6 км/с. Проводимые в настоящее время исследования показали, что перспективным направлением для дальних космических полетов является увеличение удельного импульса. В силу того, что удельный импульс жидкостных ракетных двигателей ограничен, то основным направлением для увеличения удельного импульса является ис-
