CC BY
157
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК №2 (130) 2014
научный вестник. Сер. Приборы, машины и технологии. — 2013. — № 1 (117). — С. 109-113.
3. Калачевский, Б. А. ЖРДУ как исполнительный орган системы управления движением / Б. А. Калачевский, А. Б. Яковлев // Полет : общероссийский научно-технический журнал. — 2012. — № 5. — С. 46-51.
КАЛАЧЕВСКИЙ Борис Алексеевич, доктор технических наук, старший научный сотрудник, профессор кафедры «Конструкционные материалы и специальные технологии» Сибирской государственной автомобильно-дорожной академии.
ЯКОВЛЕВ Алексей Борисович, кандидат техниче ских наук, доцент (Россия), доцент кафедры «Авиа-и ракетостроение» Омского государственного технического университета.
Адрес для переписки: yakovlev@omgtu.ru
Статья поступила в редакцию 10.04.2014 г.
© Б. А. Калачевский, А. Б. Яковлев
УДК би.454.2 в. и. ТРУШЛЯКОВ
Д. Б. ЛЕМПЕРТ М. Е. БЕЛЬКОВА
Омский государственный технический университет
Институт проблем химической физики РАН, г. Черноголовка
ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ИСПАРЕНИЯ НЕВЫРАБАТЫВАЕМЫХ ОСТАТКОВ ЖИДКОГО ТОПЛИВА В БАКАХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ
Рассматривается одно из возможных технологических и проектно-конструкторских направлений создания средств снижения техногенного воздействия ракет космического назначения с жидкостными ракетными двигателями на окружающую среду. В качестве механизма извлечения энергетических ресурсов из невырабатываемых остатков топлива в баках ступени предложено их испарение путём подачи горячих газов в топливные баки с последующим использованием газифицированных продуктов для обеспечения заданных параметров движения ступени. Приведены критерий выбора и рекомендации по выбору составов газогенерирующих смесей, их теплофизических характеристик, оценки масс для обеспечения испарения заданного количества остатков жидкого топлива и обеспечения требуемого давления в топливных баках на примере второй ступени РКН «Союз-2.1.в».
Ключевые слова: остатки ракетного топлива, газогенерирующие составы, испарение. Работа выполнена при поддержке инновационного Фонда Сколково Iпроект № 1120108 от 12.04.2012 г.).
Снижение техногенного воздействия ракетно-космической деятельности на окружающую среду является одной из актуальных проблем практической космонавтики. Это касается как загрязнения околоземного космического пространства крупногабаритным космическим мусором в виде верхних ступеней ракет космического назначения (РКН), так и отчуждения значительных по площади районов падения на поверхности Земли для нижних ступеней РКН.
Если проблема крупногабаритного космического мусора в околоземном космическом пространстве верхними ступенями РКН носит интернациональный характер и достаточно полно сформулирована в материалах Межагентского координационного комитета по космическому мусору [1], то проблема районов падения нижних ступеней РКН носит локальный характер и касается в основном эксплуатантов РКН
и собственников территорий, где располагаются эти районы падения [2].
Использование на РКН маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) дополнительно усугубляет эту проблему за счёт [1-4]:
— наличия остатков топлива в баках верхних ступеней РКН может приводить к взрывам на орбитах (к настоящему времени уже случились взрывы более 160 ступеней);
— взрывов при спуске вторых ступеней РКН уже при входе в атмосферу, что приводит к существенному расширению площади разлёта фрагментов ступени и, соответственно, площади выделяемого района падения;
— увеличения площадей районов падения нижних ступеней РКН вследствие наличия в баках остатков топлива (дополнительные возмущения на угловое
движение ступени со стороны остатков топлива в баках);
— проливов остатков топлива в районах падения нижних ступеней, что кроме механического разрушения приводит ещё и к химическому загрязнению почвы, вод, к пожарам.
В качестве одного из возможных направлений снижения техногенного воздействия РКН с ЖРД на окружающую среду на защищаемых орбитах в околоземном космическом пространстве была предложена реализация повторного запуска маршевого ЖРД для управляемого спуска вторых ступеней после выполнения ими своей миссии, используя невырабо-танные запасы кислорода и водорода [3—4].
Однако это предлагаемое решение неприменимо для спуска с траекторий выведения нижних ступеней РКН, падающих в зоны отчуждения на поверхности Земли. Это чрезвычайно важно для России, имеющей преимущественно районы падения на собственной территории и территории Республики Казахстан, в отличие от США, Франции, Японии, имеющих районы падения ступеней в акваториях Мирового океана.
Повторный запуск маршевого ЖРД ступени РКН представляет собой достаточно сложную научнотехническую задачу, решённую в настоящее время, но для её практической реализации на разработанных и эксплуатируемых ЖРД требуется вложение значительных дополнительных средств, проведение больших объёмов дополнительных наземных экспериментов, и, как следствие, снижение достигнутой полётной надёжности.
В качестве альтернативного варианта реализации энергетических ресурсов, находящихся в невырабо-танных остатках топлива, предлагается разработка активной бортовой системы спуска (АБСС) ступеней РКН, которая начинает своё функционирование после отделения ступени [5 — 7].
Основными системами АБСС являются:
— система газификации, предназначенная для извлечения невыработанных остатков жидкого топлива, находящихся в неопределённом фазовом состоянии и граничном положении в топливных баках после выключения маршевого ЖРД. Испарение не-выработанных остатков топлива предложено осуществлять путем подачи в топливные баки горячих газообразных продуктов сгорания специальных само-горящих газогенерирующих составов (ГГС).
— система реализации газифицированных продуктов в баках на основе подачи газифицированных продуктов из каждого бака в специальный газовый ракетный двигатель (ГзРД) или газореактивную систему стабилизации.
Ниже исследуется принципиальная возможность использования на примере нескольких вариантов ГГС для получения горячих газов, т. е. теплоносителей (ТН), для испарения невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива (кислород + керосин) в баках отработанных ступеней РКН.
1. Постановка задачи. После выключения маршевого ЖРД в топливных баках остаются невырабаты-ваемые остатки жидкого ракетного топлива и сжатого газа наддува. По различным оценкам величины остатков топлива колеблются от 2 до 3 — 4% от начальной заливки, а давление газов наддува (гелий) в баках составляет от 2 до 5 атм в зависимости от типа топлива, ЖРД и т. д. [2].
В соответствии с предлагаемой технологией извлечения невыработанных остатков топлива [5 — 7], исследуется подача в топливные баки заданного количества теплоты (горючего i=1 и окислителя i=2)
в виде горячих газов — продуктов сгорания ГГС. Необходимо обеспечить нагрев остатков топлива до температуры кипения и их испарения, с обеспечением заданного давления продуктов газификации в баке Рпсг
Основные допущения, принимаемые при выборе ГГС:
1. Определение необходимого количества массы ГГС тГГС{ для испарения заданной массы жидкости т^ с заданной температурой IV, находящейся в баке с газом наддува с параметрами: давлением рНе, температурой ТНе{ и массой тНе, осуществляется на основе оценки количества тепла 0ГГС, поступающего в топливный бак в виде продуктов сгорания ГГО, необходимого для испарения находящегося в нём жидкого компонента топлива массой тж.
2. Предполагается, что вся масса ГГС тГГС{ сгорает практически мгновенно. Количество выделившегося при этом тепла 0ГГС, которое станет источником прогрева и испарения жидких компонентов в топливных баках, определяется на основе закона сохранения энергии (закон Гесса), считая, что если в составах продуктов сгорания и есть твердые вещества (например, оксиды металлов), то они не выносятся в топливный бак, а остаются в виде шлака. Состав продуктов сгорания (ПС) и его физико-химические характеристики рассчитываются по программе расчета высокотемпературный термохимических равновесий «TERRA» [8].
3. Газообразные продукты сгорания ГГС, далее теплоноситель (ТН), не вступают в реакцию с компонентами топлива и газами наддува, находящимися в топливном баке.
4. Теплофизические параметры жидкости (температура кипения, теплоёмкости, теплота парообразования) принимаются для условий номинального давления (1 атм). На последующих этапах будет учтена зависимость этих параметров от давления.
5. Дальнейшее уточнение полученных оценок (масса ГГС, давление в баках) будет проведено на основе интегрирования уравнений, описывающих процесс испарения жидкости, с учётом:
— скорости горения ГГС и, соответственно, скорости поступления ТН в баки;
— процесса испарения жидкости в баке по времени поступления ТН с учётом тж,, рНе,, ТНе{, тНе{ и тепловых потерь на нагрев баков и излучения в окружающую среду, поступления теплоты к баку от Земли, Солнца, аэродинамического нагрева топливного отсека при движении в атмосфере;
— начальных условий по давлению, температуре и массе жидкости и газа наддува в баке рНеЮ, ТНеЮ,
mHei0, Pжi0, Tжi0, тжИ>.
6. Получение ТН осуществляется путём сжигания ГГС в газогенераторе. Проектно-конструкторские параметры газогенератора определяются параметрами ГГС, в том числе: твердотопливными, жидкостными [9], а также давлениями на срезе сопла рГП и в камере сгорания рКС{ соответствующих газогенераторов.
7. Значение температуры ТТШ и параметры ввода ТН (схема подачи в область объёма бака, а не на стенки бака), массовый секундный расход ТН тш{ не рассматриваются.
2. Выбор критерия для оптимизации состава ГГС. В качестве критерия выбора оптимального состава ГГС из области возможных для использования {ГГС} принимается характеристическая скорость (формула Циолковского) [10]:
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК №2 (130) 2014 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК №2 (130) 2014
А У =
k -1
1 -
Ра
Z m ■ln M— Zm
i=1
(i)
где Rk, Тк, к — параметры суммарной смеси продуктов сгорания, поступающие из обоих баков в ГзРД, соответственно, газовая постоянная, температура и показатель адиабатического процесса; ра, рк — давление в камере сгорания и на срезе сопла ГзРД;
N
^ тг — начальная масса ступени, куда входят: «су-
I=1
хая» масса конструкции, невыработанные остатки топлива, масса ГГС, масса конструкции АБСС и т. д.;
м
'^т1 — конечная масса ступени, куда входят: «сухая» масса конструкции ступени, масса конструкции АБСС, масса твердых продуктов сгорания ГГС, если таковые (на данном этапе не учитывается) и т. д.
Для оценки рассматривается масса конструкции «сухой» второй ступени РКН «Союз-2.1.в» и масса конструкции АБСС, которые принимаются, соответственно, 2619 кг и 40 кг (1,5 — 4% от «сухой» массы конструкции ступени).
Как следует из вида критерия (1), существует возможность рассмотреть влияние на его величину в процессе оптимизации как термодинамических параметров продуктов газификации (температуры, газовой постоянной, показателя адиабатического процесса, в определяемые составом ГГС и топливом), параметров ГзРД (степень расширения продуктов сгорания) — первый сомножитель, так и массовых параметров ступени («сухая» масса конструкции, величины невырабатываемых остатков топлива в баках, запасов ГГС, массы АБСС и т. д.) — второй сомножитель.
В массу АБСС входят: масса системы газификации, в том числе масса газогенераторов (без массы запасов ГГС), система управления, камеры ГзРД (или газореактивной системы стабилизации), приводы камер, источник питания, соединительная и запорная арматура и т. д.
Таким образом, постановка задачи по оптимизации состава ГГС формулируется следующим образом — необходимо выбрать состав ГГС из возможной совокупности {ГГС}, доставляющий максимум введённому критерию (1), при удовлетворении следующим условиям:
— продукты сгорания ГГС химически не взаимодействуют с компонентами ракетного топлива в баках;
— масса конденсированных шлаков и невыгорающих остатков ГГС должна быть минимальной;
— обладать максимальной газопроизводительно-стью, а продукты сгорания должны обладать минимальной молекулярной массой и максимальной температурой;
— температура конденсации смеси продуктов сгорания, газов наддува в баке и испарившегося компонента топлива должна быть минимальной;
— экологически безопасны и соответствовать эксплуатационным требованиям при проведении работ на техническом и стартовом комплексах при подготовке РКН к пуску.
2. Блок исходных данных. Для проведения исследований по возможности испарения невырабатыва-емых остатков жидкого топлива в баках ступеней ракет и выбора оптимального ГГС из области {ГГС} в качестве примера рассмотрены характеристики второй ступени РКН «Союз-2.1.в», использующей
компоненты ракетного топлива жидкий кислород и керосин.
В табл. 1 приведены исходные данные по величинам остатков топлива и газа наддува, теплофизические характеристики компонентов.
В табл. 2 приведены составы {ГГС} на основе твердотопливных и жидкостных компонентов топлив [10 — 12]. В дальнейшем область {ГГС} будет расширена за счет включения жидких компонентов топлив (несимметричный диметилгидразин, тетроксид азота, жидкий водород, сжиженный природный газ), гибридных компонентов горючего и окислителя.
3. Оценка массы ГГС, требуемой для испарения жидких остатков, давления и установившейся температуры продуктов газификации в баках.
Оценка количества необходимой теплоты
В соответствии с исходными данными, приведёнными в табл. 1, а также в соответствии с принятыми допущениями, определены теплоты, требуемые для испарения остатков жидких компонентов в топливных баках:
Q=m-(c ■AT.+L),
I Z ' I I v'
(2)
т{ — масса остатков керосина/ кислорода, кг; с. — удельная теплоемкость керосина/ кислорода; АТ=Т2— Т1, (Т2 — температура кипения керосина/ кислорода; Т1 — температура керосина1 / кислорода начальная); L . — удельная теплота парообразования для аждого компонента топлива, получены следующие оценки необходимого количества теплоты, с учетом 10% потерь теплоты на нагрев баков и излучение во внешнюю среду:
01 = 156456 кДж;
02 = 106634 кДж.
Определение массы ГГС
Оценки количества теплоты сгорания ГГС, которую можно использовать для прогрева и газификации жидких остатков топлива с помощью горячих продуктов сгорания ГГС, поступающих в баки, проводились на основе расчета разницы энтальпий исходных ГГС и их продуктов сгорания для условий адиабатического расширения [13] с использованием программы «TERRA»:
(3)
Qnc i Qrrc i QpeaK4. p
Qn
для прогрева и испарения остатков KPT; Qrrc i — теплота, мгновенно выделяемая ГГС; Q . — теплота,
' ^ реакц. i '
выделяемая в ходе остывания продуктов сгорания до установившейся температуры Tyj.
Исходя из значений теплоты, выделяемой ГГС в ходе горения (3), и потребного значения (2), производится расчет массы ГГС:
Qnc
(4)
Оценка установившейся в баке температуры продуктов газификации Т.
Из условия теплового баланса для адиабатического процесса для каждого бака (г = 1, 2) в соответствии с [13]:
0И=0г+021+031, (5)
Ои — теплота, поступающая в соответствующий бак при охлаждении ПС до установившейся температуры Т :
k
p
k
m
Таблица 1
Параметры остатков топлива в баках второй ступени на момент выключения маршевого ЖРД
№ Параметры компонента топлива Горючее, керосин Окислитель, кислород
1 Масса остатков, кг 210 460
2 Давление наддува газа (Не) в баках, МПа 0,25 0,475
3 Исходная температура компонента, К 280 92
4 Температура газа наддува (Не), К 280 92
5 Удельная теплоемкость жидкого компонента, кДж/кг-К 2,1 1,63
6 Удельная теплоемкость парообразного компонента, кДж/кг-К 1,5 0,92
7 Плотность, кг/м3 800 1153
8 Объём бака, м3 12,6 21,0
9 Температура кипения, К 498 90
10 Удельная теплота парообразования, кДж/кг 219,5 214
11 Химический состав С7.2Н13.2 О2
12 Молярная масса, г/моль 99,6 32
13 Удельная теплоемкость газообразного гелия, кДж/кг-К 5,23
Таблица 2
Используемые газогенерирующие смеси
№ Состав ГГС Массовое соотношение компонентов смеси
Для испарения керосина
1 N4^04, Д°Н( = [ -1130] кДж/кгК (аммония динитрамид, он же АДНА) + С73.2Н1209, Д °Н = [-393] кДж/кгК (углеводородное связующее, УС [14]) +А1, Д °Н = [0] АДНА: УС: А1 = 66: 14: 20
2 N4^04, Д°Н = [ -1130] кДж/кгК (аммония динитрамид, он же АДНА) + С18.96Н34й4^9.16029.32, Д°Н = [-791] кДж/кгК (активное связующее, АС [14]) +А1Н3, Д °Н = [-400] кДж/кгК (гидрид алюминия) АДНА: АС: АШ3=66: 14: 20
3 С6Н7,3^2,690ш.38, Д °Н = [-577] кДж/кгК (пироксилин) 100
4 С72Н132, Д °Н = [-1748] кДж/кгК (керосин) + О2, Д °Н = [-353] кДж/кгК, (жидкий кислород) Керосин: жидкий кислород = 60:40
Для испарения кислорода
5 Н2О2, Д °Н, = [-4000] кДж/кгК (пероксид водорода жидкий) 100
6 Са№МдСЮ5, А °Н( = [-2573] кДж/кгК, где СаОг, Д °Н = [-9055] кДж/кгК (пероксид кальция) + Мд, Д °Н( = [0] кДж/кгК (магний) + №СЮ3, Д °Н = [-3400] кДж/кгК (хлорат натрия) 100
4 С72Н132, Д °Н| = [-1748] кДж/кгК (керосин) + О2, Д °Н = [-353] кДж/кгК (жидкий кислород) Керосин: жидкий кислород = 40:60
О =тПС:сПС:(ТПС.- Т ),
г ПС г ПС г ' ПС г уг' '
(6)
О.,=тг„,Г "(Т -Т)
2г КРТг КРТг ' уг и г'
(7)
кртг ^кртг < л уг
сКРП — теплоемкость газообразных топлив; О3. — температура, необходимая для нагревания гелия до установившейся температуры:
О3г=тНе:СМег-(Туг - ТНеіЬ
(8)
тпС,, спС{,, ТПС{ — масса, теплоёмкость и температура продуктов сгорания; О г — теплота, необходимая для нагревания остатков топлива (керосина или кислорода) от начальной температуры хранения до температуры испарения Та{ соответствует (2).
О2 — температура, необходимая для нагревания газообразного топлива до установившейся температуры Ту,-
тНе, сНе, ТНе1 — масса, теплоемкость, температура гелия.
Масса гелия тН. в 1-ом баке определяется из уравнения Менделеева-Клапейрона:
Р • V • ц
R • Т ,
(9)
V 1 — объем .-го бака (окислителя или горючего); |1 — молярная масса вещества (для гелия |1 = 4); R —универсальная газовая постоянная; Т1 — температура гелия в 1-ом баке.
Парциальное давление продуктов сгорания, гелия, испарившегося топлива рассчитывается на основе
т„_, =
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК №2 (130) 2014 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК №2 (130) 2014
Таблица 3
Результаты расчётов массы ГГС, давления в баках с остатками компонентов топлива, установившейся температуры газифицированного продукта в баках Ту!
Варианты ГГС № согласно табл. 2 тггс, кг Рг, атм. Ту,, К
Для испарения керосина
1 24 12 600
2 19,8 8 323
3 48 18,4 1020
4 60 16,3 753
Для испарения кислорода
5 34 11,5 112
6 43 44 675
4 23 10,2 90,6
Таблица 4
Значения эффективной скорости истечения Щ, температуры конечных продуктов сгорания Та на срезе сопла ГзРД и приращение характеристической скорости ступени й^при использовании различных сочетаний ГГС
Тип ГГС для бака с окислителем Тип ГГС для бака с горючим То., К We, м/с АУ, м/с
5 3 2573 2252 561
1 2572 2257 546
2 2582 2259 544
4 4 2246 2243 560
6 3 2551 2209 556
1 2561 2215 542
2 2568 2217 540
(9), а полное давление в соответствии с законом Дальтона [13]:
Р г = рпс &рНе&ркрт1
Результаты расчета представлены в табл. 3.
Приведенные в табл. 3 результаты являются оценками «сверху», т. к. не учитывается часть образовавшихся в ходе горения ГГС шлаков, невыгоревшие остатки ГГС в газогенераторе. Повышенное давление в баках объясняется упрощенной схемой оценки и принятыми допущениями, которые будут учтены на последующих этапах исследований.
5. Оценки характеристической скорости. В табл. 4 соответствии с критерием (1) приведены значения характеристической скорости, при этом значения эффективной скорости истечения (We), температуры конечных продуктов сгорания (То) на срезе сопла газового ракетного двигателя рассчитаны с использованием программы «TERRA».
Из результатов расчётов, приведённых в табл. 4, следует, что для всех рассматриваемых ГГС значения характеристической скорости АV имеют примерно одинаковые величины в диапазоне 540 - 560 м/с. Это говорит о том, что, при принятых допущениях выбранных ГГС, используемый критерий малочувствителен. На последующих этапах исследований будут учтены теплофизические и физико-химические характеристики ГГС, которые позволят повысить
точность расчетов газодинамических параметров, массовых характеристик и, соответственно, значения критерия (1). Несмотря на то что рассчитывали ГГС, очень отличные друг от друга по величине удельного импульса, но, поскольку их доля от массы основных компонентов невелика, то и разница в полученных значениях АV так же невелика).
Выводы.
1. Проведённые предварительные исследования твердотопливных и жидкостных ГГС показали принципиальную возможность их использования в разрабатываемой системе газификации для получения теплоносителей с требуемыми свойствами для испарения остатков жидкого топлива в баках.
2. Полученные оценки являются приближёнными, т. к. они получены при допущении мгновенного сгорания ГГС, теплофизических параметров топлива, соответствующих номинальным значениям (1 атм., вместо 3-4 атм. в баках).
3. В дальнейшем, при разработке системы газификации, необходимо рассмотреть расширение перечня возможных композиций ГГС, удовлетворяющих требованиям для испарения более широкого перечня компонентов топлива, величин их остатков, а также обеспечение возможности заданного массового секундного притока газов.
4. Полученные результаты позволяют уточнить технологические и проектно-конструкторские решения по разрабатываемой АБСС.
Примечания
1 Для керосина, учитывая его фракционный состав, принята температура, при которой происходит закипание всей массы.
Библиографический список
1. Inter-Agency Space Debris Coordination Committee (IADC), Support to the IADC Space Debris Mitigation Guidelines. 201206-04 [Электронный ресурс]. — Режим доступа: http://www.iadc-online.org/ (дата обращения: 20.12.2013).
2. Шатров, Я. Т. Обеспечение экологической безопасности ракетно-космической деятельности : учеб.-метод. пособие. В 3 ч. Ч. 1. Виды и масштабы воздействия РКТ на окружающую среду. Нормативное и правовое обеспечение экологической безопасности. Трассы пусков и районы падения отделяющих частей ракет-носителей. Нейтрализация токсичных ракетных топлив. Проектно-конструкторские решения / Я. Т. Шатров. — Королёв : ЦНИИмаш, 2010. — 261 с.
3. White Controlled deorbit of the "Delta-4” upper stage for the DMSP-17 mission" / R. P. Patera, [etc.] // Proceedings of the 2nd IAASS Conference "Space Safety in a Global World", 14— 16 May, 2007, Chicago, USA (ESA SP-645, July 2007).
4. Demonstration for Upper Stage Controlled Re-entry Experiment by H-IIB Launch Vehicle / K. Takase, [etc.] // Mitsubishi Heavy Industries Technical Review. — V. 48. — №. 4.
5. Куденцов, В. Ю. Разработка активной бортовой системы увода средств выведения с орбит / В. Ю. Куденцов, П. В. Одинцов, В. И. Трушляков, В. В. Шалай // Космонавтика и ракетостроение. — 2009. — Т. 57. — № 4. — С. 122—128.
6. Белькова, М. Е. Applying of Gas-generating Compositions for Liquid Rocket Effectiveness Improving / Разработка твердотопливных газогенерирующих смесей для повышения эффективности жидкостных ракет / М. Е. Белькова, Д. Б. Лемперт, В. И. Трушляков // Труды V Европейской конф. по аэрокосмическим наукам EUCASS-2013, 1 — 5 июля 2013 г. [Электронный ресурс] — Мюнхен ; под ред. O. J. Haidn, W. Zinner, M. Calabro. Обяз. экз-р : B-16681-2013. — ISBN 978-84-941531-0-5.
7. Разработка энергетической установки для автономной бортовой системы спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения с ЖРД / М. Е. Белькова [и др.] // Высокоэнергетические материалы: демилитаризация, антитерроризм и гражданское применение : тез. докл. VI Междунар. конф. «HEMs-2012». — Бийск, 2012. — С. 62 — 65.
8. Trusov, B.G. Program System TERRA for Simulation Phase and Thermal Chemical Equilibrium. Proceedings. of the XIV Intern.
Symp. on Chemical Thermodynamics. — St-Petersburg, 2002. —
P. 483-484.
9. Шишков, А. А. Газогенераторы ракетных систем [Текст]: учеб. пособие / А. А. Шишков, Б. В. Румянцев. — М. : Машиностроение, 1981. — 152 с.
10. Основы теории и расчёта жидкостных ракетных двигателей [Текст] : учеб. издание для авиац. спец. вузов. В 2 кн. Кн. 2 / А. П. Васильев [и др.] ; под ред. В. М. Кудрявцева. — 4-е изд., перераб. и доп. — М. : Высш. шк., 1993. — 368 с.
11.Bathelt, H. ICT-database of thermochemical values / H. Bathelt, F. Volk, M. Weidel // Version 7.0, Fraunhofer Institut fur Chem. Technologie. — Pfintztal, Germany, 2004.
12. Лемперт, Д. Б. Энергетические возможности высокоплотных смесевых твердых ракетных топлив, содержащих цирконий или его гидрид / Д. Б. Лемперт, Г. Н. Нечипоренко, Г. Б. Манелис // Физика горения и взрыва. — 2011. — Т. 47. — № 1. — С. 52-61.
13. Нечаев, В. В. Основы прикладной термодинамики / В. В. Нечаев, А. А. Полянский, Г. Н. Елманов. // Эл учеб. — М., 2010. [Электронный ресурс]. —Режим доступа: http:// www.kaf9.mephi.ru/thermodynamics/textbook/ (дата обращения: 25.02.2014).
14. Lempert, D. B. The ways for development of environmentally safe solid composite propellants / D. B. Lempert, G. B. Manelis, G. N. Nechiporenko // Progress in propulsion physics. — M : TORUS PRESS, 2009. — V. 1. — P. 63-80.
ТРУШЛЯКОВ Валерий Иванович, доктор технических наук, профессор (Россия), профессор кафедры «Авиа- и ракетостроение» Омского государственного технического университета.
ЛЕМПЕРТ Давид Борисович, кандидат химических наук, заведующий лабораторией термодинамики высокотемпературных процессов Института проблем химической физики РАН, г. Черноголовка. БЕЛЬКОВА Маргарита Евгеньевна, аспирантка кафедры «Авиа- и ракетостроение» Омского государственного технического университета.
Адрес для переписки: margo.b811@gmail.com
Статья поступила в редакцию 12.03.2014 г.
© В. И. Трушляков, Д. Б. Лемперт, М. Е. Белькова
Книжная полка
621.51/В17
Ваняшов, А. Д. Расчет и конструирование центробежных компрессорных машин : учеб. электрон. изд. локального распространения : учеб. пособие / А. Д. Ваняшов, Г. Г. Кустиков ; ОмГТУ. — Омск : Изд-во ОмГТУ, 2013. — 1 о=эл. опт. диск (CD-ROM).
Излагается последовательность термогазодинамического расчета проточной части центробежных компрессорных машин, рассмотрены вопросы конструирования элементов проточной части, а также приведены методики выполнения расчетов на прочность некоторых деталей центробежных компрессоров в объеме, необходимом для выполнения курсовых проектов по дисциплинам «Теория, расчет и конструирование компрессорных машин динамического действия» и «Тепловые двигатели и нагнетатели». Может использоваться при дипломном проектировании. Для студентов дневной и заочной форм обучения по специальности 150801 (101500) «Вакуумная и компрессорная техника физических установок». Может использоваться студентами, обучающимися по специальности 100700 «Промышленная теплоэнергетика».
ОМСКИЙ НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК №2 (130) 2014 МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАШИНОВЕДЕНИЕ
