CC BY
63ний базовых элементов структурно-функциональной модели и системообразующие уравнения, отражающие взаимосвязи элементов на основе уравнений сохранения: количества движения (интеграл Бернулли), массы (уравнение неразрывности), энергии (уравнение энергии в термодинамических параметрах) и уравнение состояния (поверхность состояния) [1].
и с т о ц ни к тепла
НС
и с
КД
, Др
с т о к
" е п л а
Рис. 1. Структурная схема двухфазной СТР: нс - насос; ис - испаритель; кд - конденсатор; др - дроссель; стрелкой обозначено направление потоков вещества и энергии
Конкретизация системы уравнений осуществляется условиями однозначности:
- геометрические параметры элементов по внешним и внутренним границам;
- физические условия (тип рабочего тела, вязкость, теплопроводность, теплоемкость);
- граничные условия по температуре, давлению и скорости;
- начальные условия (при нестационарном процессе).
Системообразующие уравнения в специальной литературе по моделированию технических систем названы топологическими и определяются для теплоэнергетических систем с массовым потоком материальным и энергетическим балансом. Уравнения элементов системы получили название компонентных [2].
На основе математической модели СТР КА был построен расчетный алгоритм, позволяющий получать различные характеристики системы при изменении управляющих параметров. Влияние расхода рабочего тела на температуры испарения и конденсации приведено на рис. 2.
Рис. 2. Влияние расхода рабочего тела на температуры испарения и конденсации
Разработанная модель является приближением к реально существующим СТР КА. Планируется ее доработка с учетом существующих систем. На основе подобных моделей возможна разработка эффективного инструмента проектирования и оптимизации.
Библиографические ссылки
1. Бобков С. П., Бытев Д. О. Моделирование систем : учеб. пособие / Иван. гос. хим.-технол. ун-т. Иваново, 2008. 156 с.
2. Попырин Л. С. Математическое моделирование и оптимизация теплоэнергетических установок. М. : Энергия, 1978. 416 с.
References
1. Bobkov S. P. Modelirovanie sistem (Simulation of systems), Ivanovo State University of Chemistry and Technology. Ivanovo, 2008, 156 p.
2. Popyrin L. S. Modelirovanie i optimizacija teplojenergeticheskih ustanovok (Mathematical modeling and optimization of thermal power plants). Moscow, Energiya, 1978, 416 p.
© Делков А. В., Ходенков А. А., Танасиенко Ф. В.,
Кишкин А. А., 2013
УДК 629.7.036.7.001.2(082)
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
А. А. Ерисов, А. В. Евтух, А. С. Крылов
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]
Для изучения дальнего космоса химические ракетные двигатели исчерпали свой потенциал, их место готовы занять электрореактивные двигательные установки. Рассмотрены перспективные направления развития электрореактивных двигателей.
Ключевые слова: двигательные установки, энергоэффективность, электрореактивные двигательные установки, удельный импульс, полезный груз.
Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов
FUTURE DIRECTIONS OF ELECTRICALLY POWERED SPACECRAFT PROPULSION
A. A. Erisov, A. V. Evtukh, A. S. Krylov
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]
Rocket engines have exhausted their potential in exploration of deep space. Chemical electro jet propulsion is ready to take their place . Promising directions of development of electro-motors are considered.
Keywords: Space propulsion systems, energy efficiency, electro jet propulsion, specific impulse, payload.
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 неперспективны. Так, например, для полета на Марс ориентировочный запас топлива составляет 1 200-1 500 т 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, основным направлением для увеличения удельного импульса является использование не химической энергии, а энергии электрического поля, что послужило основой для создания электрических реактивных двигателей, в которых удельный импульс достигает 100 км/с.
Основными направлениями разработок являются: ИД (ионный двигатель), СПД (стационарный плазменный двигатель), МПДД (магнитоплазмодинамический двигатель) и МПД (магнитоплазменный двигатель).
Принцип работы ИД заключается в ионизации газа и его разгоне электростатическим полем. Примером такого двигателя является №ТАЯ, тяга которого 20-250 мН, скорость истечения 20-50 км/с при КПД 60-80 %.
Принцип действия СПД: рабочее вещество, как правило, ксенон, поступает в канал и вблизи анода ионизируется. Ионы ускоряются в электрическом поле и вылетают из двигателя, создавая реактивную тягу, электроны же используются для нейтрализации объемного заряда. Примером такого двигателя является СПД-200, обладающий тягой, доходящей до 500 мН, и удельным импульсом 2500с и КПД до 60 %
Принцип действия МПДД: рабочее тело (литий) в жидком состоянии попадает в испаритель и нагревается до температуры 1 000-1 100 °С. Затем пар ионизируется и разгоняется в магнитном поле [2].
Схожий принцип действия можно увидеть у МПД. При помощи электромагнитного излучения рабочее
тело (аргон) ионизируется. Далее газ попадает в ускоритель, где вторая радиоволновая антенна резко увеличивает температуру плазмы, а набор сверхпроводящих катушек используется как сопло с магнитными стенками, в котором плазма разгоняется до высокой скорости, порядка 15-60 км/с, развивая удельный импульс 5 200 с при КПД 70 %.
Сегодня для КА большой массы нужны сильноточные двигатели на основе различных модификаций МПДД. Они позволяют получать необходимые тяги и удельные импульсы для разгона космического аппарата в приемлемые интервалы времени. В этой связи является актуальным создание экспериментальных МПДД в качестве прототипов будущих ЭРД. В МПДД в зависимости от различных режимов работы струя плазмы может как отрываться от корпуса КА, и тогда ускоритель становится двигателем, так и обволакивать его облаком. Минусом МПДД является [3] непродолжительный срок службы его катодных узлов. Ионный двигатель - разновидность электрического ракетного двигателя. Недостатком ионного двигателя является малая тяга. Например, разгон космического аппарата весом в 1 000 кг до 100 км/с требует двух суток непрерывной работы ионного двигателя, которую невозможно увеличить из-за ограничений объемного заряда. Проблема ИД состоит в том, что двигательная установка должна состоять из 300-500 модулей. Это значит, что вспомогательная аппаратура системы электропитания и управления будет снижать надежность всей двигательной установки и увеличивать ее массу. Поэтому двигатели большего размера существуют лишь в единичных экземплярах на стадии лабораторных моделей. Также существует проблема, связанная с нейтрализацией статических зарядов на крупногабаритном космическом корабле с ЯЭРДУ
Российский СПД - наиболее разработанный и единственный штатный двигатель с электромагнитным ускорением ионов. Спецификой этого двигателя, как и других электроракетных двигателей, является значительно большая скорость истечения рабочего тела. Применение СПД в геостационарных КА способствует увеличению доли массы целевой аппаратуры и срока ее активного существования. За счет этого значительно повышается эффективность КА.
Проанализировав параметры данных ЭРД, мы пришли к следующему выводу: самым приоритетным является выявление наиболее оптимального рабочего тела, способного обеспечить наибольшую по сравнению с достигнутой в данный момент удельную тягу при максимальном КПД.
Оценили ряд преимуществ и недостатков электрореактивных двигателей и выявили, что из-за малой отбрасываемой массы РТ время непрерывной работы ЭРД будет измеряться месяцами и годами; их использование вместо существующих химических РД позволит увеличить массу полезного груза КЛА. Исходя из этих данных мы выявили возможность усовершенствования данного типа РД. В процессе исследования было выявлено, что имеющееся сопло Лаваля не позволяет КА развить необходимую скорость для космических перелетов. Также остается фактом, что используемое в данный момент рабочее тело ЭРД не обладает требуемыми характеристиками. Большинство современных ЭРД работают на очень дорогом и редко встречающемся в природе ксеноне. В связи с перспективами дальнейшего развития данного вида двигательных установок имеется возможность расширить их сферу применения и использовать как двигатели для межпланетных перелетов.
Так как удельная тяга складывается из двух составляющих: массы и скорости истечения рабочего тела, на данный момент необходимо добиться максимальной [4] эффективности использования рабочего тела двигателем. Этого можно достигнуть, используя различные виды топлива, например, цезий, ртуть или обедненный уран. Применение цезия позволило бы уменьшить площадь тяговой камеры. Однако возможность использования зависит от того, удастся ли разработать метод для ионизации частиц «тяжелых» рабочих тел. При сравнении элементов периодической таблицы Менделеева по их распространенности в природе, массогабаритным характеристикам и вырабатываемой мощности во время ионизации, к рассмотрению представляются ртуть и обедненный уран. При заданных объемах эти вещества способны доставить полезный груз на дальние дистанции. При пред-
варительном испарении урана высокочастотными лазерами процесс ионизации упрощается, так как определенная часть РТ уже ионизирована. В случае со ртутью энергозатратный процесс испарения упрощается (температура кипения = 357,25 градусов Цельсия), но при этом ртуть легче рассмотренного выше урана.
Библиографические ссылки
1. Славин В. С., Данилов В. В., Краев М. В. Энергодвигательная установка для пилотируемых межпланетных полетов // Полет. 2001. Вып. 6. С. 9-17.
2. Электрический ракетный двигатель. URL: http://ru.wikipedia.org/wiki (дата обращения: 10.10.2013).
3. URL: http://www.findpatent.ru/patent/202/2024785. html (дата обращения: 10.10.2013).
4. URL: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum 13/topic4086/?PAGEN_1=13 (дата обращения: 10.10.2013).
References
1. Slavin V S., Danilov V V., Kraev M. V. Jenergodvigatel'naja ustanovka dlja pilotiruemyh mezhplanetnyh poletov // Polet. 2001. V. 6. S. 9-17.
2. URL: http://en.wikipedia.org/wiki/Electrically_ powered_spacecraft_propulsion (date of visit: 10.10.2013).
3. URL: http://www.findpatent.ru/patent/202/202478 5.html (date of visit: 10.10.2013).
4. URL: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum 13/topic4086/?PAGEN_1=13 (date of visit: 10.10.2013).
© Ерисов А. А., Евтух А. В., Крылов А. С.,2013
УДК 62-251-762.89:532.4.013.12
ДИСКОВЫЕ ПОТЕРИ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Д. А. Жуйков, Е. Д. Коваленко, А. И. Лебедева
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]
Приведены результаты расчета коэффициента момента сопротивления при различных режимах течения характерных для турбонасосных агрегатов (ТНА) двигателей летательных аппаратов.
Ключевые слова: турбонасосный агрегат, момент сопротивления.
DISC FRICTION LOSS OF AIRCRAFT ENGINE TURBOPUMP ASSEMBLY
D. A. Zhuykov, E. D. Kovalenko, A. I. Lebedeva
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]
The results of the resistance moment calculation at different flow regimes typical for the aircraft engine turbopump assembly (TPA) are demonstrated.
Keywords: turbopump assembly, the moment of resistance.
