Имитационное моделирование при проектировании ракетных двигателей Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

В данной работе в качестве исходного материала применяют проволоку из нержавеющей стали марки 20Х13 (по ГОСТ 5632-72: 0,16-0,25 % С; 12,0-14,0 % Сг; Бе - ост.), которая поставляется на предприятие в виде бухты. Отрезанные от бухты заготовки перед механической обработкой рихтуют на рихтовочном станке, однако при этом на их поверхности возникает волнистость, как по диаметру, так и по длине. Наличие этого дефекта не только затрудняет обработку данной заготовки на токарно-винторезном станке (поскольку вследствие волнистости невозможно установить идеально заготовку в люнет, чтобы поймать микроны, так как она начинает люфтовать и вибрировать в нём), но и делает практически невозможным получение с использованием таких заготовок готовой деталей требуемого размера.

Изучение вопроса показало, что для решения этой проблемы необходимо ввести дополнительную бес-центрово-шлифовальную операцию после рихтовки заготовок. Бесцентрово-шлифовальная операция заключается в нарезке из бухты заготовок метровой длины, установке их в металлическую трубку с последующей калибровкой по всей длине посредством ручной подачи между вращающимися абразивными кругами.

После выполнения этой операции «геометрические» дефекты в виде волнистости и овальности по всей длине проволоки отсутствуют, что позволяет при выполнении последующих токарной и шлифовальной операций получать деталь «штифт» с заданными размерами.

Технологический цикл изготовления штифтов заключается в выполнении следующих операций:

1) слесарная (отрезка проволоки и её рихтовка);

2) предварительная термообработка;

3) дробеструйная очистка;

4) бесцентрово-шлифовальная обработка;

5) токарно-винторезная обработка (внешняя проточка и выточка наружных центров под углом 60°,

нарезание резьбы, предназначенной для вворачивания штифта в отверстие);

6) шлифовальная обработка в центрах (получение диаметра точного размера);

7) токарно-винторезная обработка (отрезка центров, подрезка обоих торцов, снятие фасок и острых кромок);

8) прорезание шлица на торце штифта на фрезерном станке для вворачивания его в отверстие с помощью отвёртки;

9) термовакуумная обработка;

10) очистка поверхности травлением;

11) гальваническая обработка (промывка в керосине или в бензине, или в специальном растворе);

12) химическая пассивация.

Библиографические ссылки

1. Крушенко Г. Г., Мишин А. С. Сварка листов из сплава АМг6 прутком, содержащим ультрадисперсные порошки // Сварочное производство. 1995. № 1. С. 2-3.

2. Гайдачук А. В. Состояние и перспективы применения композиционных материалов в газотурбинных двигателях летательных аппаратов // Авиационно-космическая техника и технология. 2004. Вып. 3. С. 11-20.

References

1. Krushenko G. G., Mishin A. S. [Welding sheets of alloy AMg6 rod containing ultra-fine powders].

Svarochnoe proizvodstvo. 1995, no. 1, p. 2-3.

2. Gajdachuk A. V. [The state and prospects of application of composite materials in gas turbine aircraft engines]. Aviacionno-kosmicheskaja tehnika i tehnologija. 2004, vol. 3, p. 11-20 (in. Russ.)

© Кукушкин И. В., Крушенко Г. Г., 2014

УДК 621.45.04.4

ИМИТАЦИОННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

А. Н. Ляшенко, Д. А. Жуйков

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

Е-таЛ: [email protected]

Рассмотрены применение имитационного моделирования при проектировании ракетных двигателей, виды математических моделей.

Ключевые слова: математическая модель, двигатель.

Ракетно-космические двигатели, энергетические установки и системы терморегулирования летательныхаппаратов

SIMULATION MODELING IN THE ROCKET ENGINE DESIGN

A. N. Lyashenko, D. A. Zhuikov

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

The application of simulation modeling in the design of rocket engines, types of mathematical models are considered.

Keywords: mathematical model, engine.

Современные технологии в ракетно-космической технике развиваются в направлении повышения степени автоматизации и все более широкого использования программных средств. Сложившаяся в последнее время ситуация в области ракетных двигателей делает необходимыми разработку и внедрение новых методов и средств имитационного моделирования при проектировании ракетных двигателей на основе компьютерных систем, позволяющих повысить надежность качества, уменьшить затраты времени, труда и ресурсов.

Для упрощения физических представлений о процессах в элементах и агрегатах ракетного двигателя их можно описать в виде математической модели. Структура и точность применяемой математической модели определяются характером задачи, для решения которой они применяются. Существующие математические модели могут быть подразделены на группы.

Поэлементная имитационная математическая модель строится по принципу достаточно точного описания процессов в основных узлах и агрегатах ракетного двигателя; позволяет решать большой круг задач, таких как расчет параметров на установившихся режимах работы; воспроизведение переходных процессов на запуске, приемистости, при включении форсированного режима, при действии внешних и внутренних возмущений; прогнозирование характеристик двигателя в нештатных ситуациях; проверка влияния различных способов управления на эксплуатационные свойства двигателя; сопровождающее моделирование натурных испытаний с целью получения недостающей информации [1].

Многорежимная упрощенная математическая модель строится на основе динамической и дроссельных характеристик двигателя. Она позволяет моделировать работу двигателя в широком диапазоне режимов и условий полета, расчеты переходных процессов выполнять в реальном масштабе времени, моделировать работу двигателя, проводить сопряжение модели двигателя с реальной аппаратурой.

Линейная математическая модель, воспроизводящая нестационарные процессы в двигателе в некоторой окрестности расчетного режима, строится путем линеаризации различными методами уравнений исходной нелинейной поэлементной модели, либо путем линеаризации многорежимной упрощенной модели, либо аппроксимацией экспериментальных динамических характеристик.

Регрессионные математические модели строятся в виде регрессионных зависимостей между входными

и выходными параметрами двигателей, коэффициенты которых определяются на основе достаточно большого количества расчетной или экспериментальной информации [2].

Нестационарная динамическая модель, воспроизводящая случайные процессы в проточной части двигателя.

Математическое моделирование сопровождает весь «жизненный цикл» двигателя и позволяет существенно сократить сроки и стоимость разработки ракетного двигателя за счет рационального сочетания экспериментальных и расчетных методов исследования, используемых на всех этапах создания двигателя.

На этапе технического предложения и эскизного проектирования:

- оцениваются и выбираются схемные решения ракетного двигателя с точки зрения оптимизации его параметров;

- выбирается циклограмма срабатывания пуско-отсечных клапанов и регулирующих органов ракетного двигателя при его запуске, регулировании и остановке;

- определяются амплитудно-фазовые частотные характеристики двигателя по каналам внешних воздействий с целью последующего исследования продольного устойчивости корпуса ракеты-носителя;

- исследуются вопросы внутридвигательной устойчивости процессов;

- оцениваются совместная работа двигателя с ракетными и стендовыми системами и исследуются ряд других вопросов.

На этапе экспериментальной обработки:

- уточняются требования к циклограмме работы двигателя;

- оптимизируются характеристики агрегатов и основные параметры двигателя;

- анализируются аварийные и аномальные ситуации.

На этапе серийного производства двигателя:

- оценивается влияние технологических отклонений в процессе изготовления двигателя на его эксплуатационные свойства и надежность;

- анализируются и моделируются нештатные ситуации.

Таким образом, имитационное моделирование, как частный случай математического моделирования широко используется при проектировании жидкостных ракетных двигателей, особенно это необходимо при оптимизации энергетических параметров и массога-баритных характеристик двигателя.

Библиографические ссылки

1. Чванов В. К. Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей : учебник. М. : МАИ, 1999. 228 с.

2. Ахмедзянов Д. А., Ахметов Ю. М., Козловская А. Б. Расчетное исследование динамической характеристики одновального турбореактивного двигателя // Вестник УГАТУ. Уфа : УГАТУ, 2011. Т. 15, № 1 (41). С. 15-25.

References

1. Chvanov V. K. Matematicheskoe modelirovaniye rabochego protsessa zhidkostnykh raketnykh dvigateley (Mathematical modeling workflow liquid rocket engines). Moscow, MAI, 1999. 228 p.

2. Akhmedzyanov D. A., Akhmetov Y. M., Kozlovs-kaya A. B. Raschetnoye issledovaniye dinamicheskoy kharakteristiki odnoval'nogo turboreaktivnogo dvigatelya // Vestnik UGATU. Ufa : UGATU. 2011. T. 15, № 1 (41), p. 15-25.

© ^ameHKO A. H., ^yHKOB A., 2014

УДК 629.7.036.74

ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ НАГРЕВАТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ СТАБИЛИЗИРОВАННЫМ ПЕРЕМЕННЫМ ТОКОМ

А. А. Мошняков, М. В. Михайлов

ОАО «Научно-производственный центр «Полюс» Российская Федерация, 634050, г. Томск, пр. Кирова, 56в. E-mail: [email protected]

Рассмотрен способ электропитания нагревательных элементов двигательной установки космического аппарата переменным стабилизированным током, позволяющий улучшить массогабаритные и энергетические показатели системы преобразования и управления, а также снизить уровень помех. Показаны пути решения проблемы измерения переменного тока при изменении напряжения питания и сопротивления нагрузки в широких пределах.

Ключевые слова: электрореактивный двигатель, система преобразования и управления, нагревательный элемент.

ELECTRIC POWER SUPPLY OF HEATER ELEMENTS OF ELECTRIC PROPULSION THRUSTER BY REGULATED ALTERNATING CURRENT

A. A. Moshnyakov, M. V. Mikhaylov

Joint-stock company "Research and production center "Polyus" 56v, Kirov pr., Tomsk, 634050, Russian Federation. E-mail: [email protected]

Electric power supply of heater elements of electric propulsion thruster by regulated alternating current improving dimensions, mass and electric power values ofpower processing unit are studied. The problem and ways of solution of measuring alternating current in conditions of supply voltage and load resistance which varying within wide limits are proposed.

Keywords: Hall-effect thruster, power processing init, heater element.

Широкое распространение электрореактивных плазменных двигателей, используемых для коррекции орбиты космического аппарата, обусловлено стремлением уменьшить массу двигательной установки за счет снижения расхода рабочего тела. Неотъемлемой частью любой двигательной установки на основе электрореактивного плазменного двигателя является система преобразования и управления (СПУ), представляющая собой набор преобразователей электрической энергии. В состав СПУ входит минимум пять источников питания: разрядного промежутка анод-катод, нагревателя катода, электрода поджига, термодросселя и клапанов. Нагреватель катода и термодроссель представляют собой металлические элементы, нагреваемые током.

В настоящее время их нагрев осуществляется постоянным током, что увеличивает потери, массу и уровень помех источника питания накала катода и источника питания термодросселя, а также снижает надежность СПУ в целом. Устранить указанные недостатки можно с помощью электропитания нагревательных элементов двигательной установки переменным током1.

Основная проблема при работе с переменным током - изменение его формы в зависимости от сопро-

1 Михайлов М. В. Стабилизатор тока накала катода на переменном токе электрореактивного плазменного двигателя // Электронные и электромеханические системы и устройства : тезисы докл. науч.-техн. конф. молодых специалистов / ОАО «НПЦ «Полюс». Томск, 2008. С. 13-14.