Разработка автономного электрогенератора для космических аппаратов Текст научной статьи по специальности «Электротехника, электронная техника, информационные технологии»

Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов

топливе, полетное время которых ограничивается запасом компонента топлива на борту. На данных аппаратах применяются двух- и четырехтактные калийны-едвигатели, работающие на бензине или спирте. Каждый конструктор подбирает двигатель исходя из заданных параметров, так как у каждого типа двигателя есть свои достоинства и недостатки, которые необходимо учитывать при конструировании. Можно рассмотреть и сравнить некоторые характеристики ДВС, такие как экономичность и надежность. Четырехтактные двигатели по сравнению с двухтактными являются более экономичными, при одинаковой мощности и запасе топлива полетное время увеличивается. Недостатком таких двигателей является высокая стоимость, которая складывается из-за сложного и точного производства всех частей двигателя.

Основной проблемой проектирования БПЛА, является уменьшение массы летательного аппарата при

сохранении прочности и летных характеристик. Одной из проблем летательных аппаратов малой массы, является увеличение летного времени, в результате чего необходимо увеличивать объем батареи, что неизбежно приводит к увеличению общей массы аппарата.

Главной особенностью изготовления таких аппаратов является получение высокой точности изготовления деталей, для чего применяется высокотехнологичное оборудование и требуются высококвалифицированные рабочие, что приводит к резкому удорожанию готовой продукции.

Производители БПЛА ищут решение основных проблем, но даже на данном этапе развития использование таких аппаратов является более эффективным по сравнению с использованием пилотируемых аппаратов.

© Головкин Д. Н., Устюгов А. В., Кубриков М. В., 2014

УДК 629.7

РАЗРАБОТКА АВТОНОМНОГО ЭЛЕКТРОГЕНЕРАТОРА ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

А. В. Делков, А. А. Кишкин, Ю. Н. Шевченко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Е-mail: [email protected]

Рассматривается вопрос проектирования автономного электрогенератора на базе цикла Ренкина для диапазонов до 500 Вт. Описывается конструкция и принципиальная схема установки.

Ключевые слова: автономный электрогенератор, цикл Ренкина.

DEVELOPMENT OF INDEPENDENT ENERGY SOURCES FOR SPACE VEHICLES

A. V. Delkov, A. A. Kishkin, Y. N. Shevchenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russian Federation. E-mail: [email protected]

The question of designing an autonomous power generator based on Rankine cycle for ranges up to 500 watts is analysed. The construction and the device principle diagram are described.

Keywords: self-contained power generator, Rankine cycle.

Проблема обеспечения космического аппарата i энергией в полете возникает в широком диапазон мощностей от 1 Вт до 10 кВт. Для ее решения используют- < ся солнечные батареи, химические источники, ядерные ] установки и т. д. В настоящей работе рассматривается применение установок с циклом Ренкина. Такие уста- < новки в настоящее время применяются преимущественно для диапазона мощностей 2-10 кВт [1]. ]

Предлагаемая установка состоит из 5 элементов: конденсатор, испаритель, турбина, насос и генератор. Для работы используется вещество с низкой температурой кипения, например фреон. Рабочее тело кипит ] при нагревании от стороннего источника тепла, после чего пар срабатывается на турбине, приводя во вра-

щение и ротор генератора. В зарубежной литературе такие схемы обозначаются ORC - organic Rankine cycle. Подробное описание установки можно найти, например, в [2].

В качестве источника тепла в условиях космического полета можно использовать тепло от работающих приборов и оборудования или солнечное излучение.

Особенность проектирования таких установок заключается в сложном расчете поведения рабочего тела в элементах системы. Кроме того, в диапазоне малых (до 1 кВт) мощностей установки возникают сложности проектирования рабочих колес и создания положительного энергобаланса.

Решетневскуе чтения. 2014

Для расчета и анализа подобных установок с успехом может применяться аппарат математического моделирования [2]. В рамках данной работы разрабатывается математическая модель установки, использующей в качестве источника тепла солнечную радиацию. В настоящее время создана экспериментальная установка мощностью до 500 Вт для проведения испытаний и получения данных для отработки алгоритма расчета. Турбина экспериментальной установки представлена ниже (см. рисунок).

Турбина экспериментальной установки

Проведение эксперимента и уточнение математической модели позволит найти оптимальные параметры подобных установок в диапазоне до 500 Вт.

Кроме того, планируется доработка математической модели паротурбинной установки. Корректиров-

ке подвергнутся расчетные коэффициенты потерь, которые определяются при анализе экспериментальных данных. В результате на основе полученной модели предполагается проводить оптимизацию паротурбиной установки.

Библиографические ссылки

1. Ramon F. G. A Viable Megawatt-Class Space Power Plant under Rankine Cycle // J. of Energy and Power Engineering. 2012. № 6. P. 683-694.

2. Разработка установок-утилизаторов низкопотенциального тепла на основе органического цикла Ренкина / А. А. Кишкин, Д. В. Черненко, А. А. Ходен-ков, А. В. Делков, Ф. В. Танасиенко // Альтернативная энергетика и экология : междунар. науч. журн. 2013. № 14. С. 57-63.

References

1. Ramon F. G. A Viable Megawatt-Class Space Power Plant under Rankine Cycle // Journal of Energy and Power Engineering № 6 (2012), p. 683-694.

2. Razrabotka ustanovok-utilizatorov nizkopoten-tsial'nogo tepla na osnove organicheskogo tsikla Renkina / Kishkin A. A., Chernenko D. V., Khodenkov A. A., Delkov A. V., Tanasiyenko F. V. (Russian Development of systems-low-grade heat recovery based on an organic Rankine cycle) // ISJAEE 14,2013, № 14, 2013, p. 57-63.

© Делков А. В., Кишкин А. А., Шевченко Ю. Н., 2014

УДК 629.7

РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ЖИДКОСТНОГО КОНТУРА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ

А. В. Делков, Ф. В. Танасиенко, А. А. Ходенков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Е-mail: [email protected]

Рассматривается задача моделирования гидравлического контура системы терморегулирования космического аппарата. Описывается расчетная схема и алгоритм расчета. Приводятся результаты расчета по математической модели.

Ключевые слова: жидкостный контур, система терморегулирования, космический аппарат.

CALCULATION OF FLUID CIRCUIT THERMAL CONTROL SYSTEM A. V. Delkov, F. V. Tanasienko, A. A. Hodenkov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russian Federation. E-mail: [email protected]

The problem of modeling the hydraulic circuit thermal control system of the spacecraft is presented. The design scheme and the calculation algorithm are described. Calculation results on the mathematical model are proposed.

Keywords: fluid circuit, thermal control system, the spacecraft.