CC BY
20Решетневские чтения
УДК 621
Б. А. Евтушенко
ОАО «Красноярский машиностроительный завод», Россия, Красноярск
К ВОПРОСУ ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТ НА ТОПЛИВНОЙ ПАРЕ «КИСЛОРОД-МЕТАН»
Рассматриваются вопросы возможности и целесообразности проектирования ракет, использующих метановое горючее, их область применения. Излагаются принципы упрощения задачи проектирования подобных ракет.
В последнее время в проектировании перспективных ракет-носителей (РН) предпринимаются попытки создать высоконадежную РН на компонентах «кислород-метан».
Теоретическое обоснование подобных проектов исходит из сравнения этой топливной пары с применяющимся в настоящее время аналогом «кислород-керосин». Действительно, метан имеет стабильный состав, лучшие охлаждающие свойства и термическую стабильность, более высокий удельный импульс в паре с кислородом, неограниченность запасов, меньшую стоимость, отсутствие сажеобразования и возможность реализации любой схемы двигателя [1]. К его недостаткам относят меньшую плотность, низкую температуру кипения, а также отсутствие стендовой базы, наземного оборудования и опыта эксплуатации (применительно к маршевым двигателям).
Указанные недостатки носят прикладной характер и, в принципе, могут быть решены при наличии соответствующего финансирования. Однако эффективность ракеты на метановом топливе по сравнению с отработанной кислородно-керосиновой значительно ниже, чем у кислородно-водородных ракет, и при примерно одинаковой стоимости отработки, проектирование таких ракет нецелесообразно. Соответственно, для создания привлекательного проекта ракеты на метановом топливе необходимо решить задачу требуемой эффективности при наименьших затратах ресурсов [2].
Ориентируясь на результаты статьи [3], оценим коэффициент конструкции метанового бака равным 1,1 коэффициента конструкции кислородного бака, относительную массу двигателей, учитывая лучшие охлаждающие свойства метана, оценим по недостатку равными.
Оценим число ступеней по следующей формуле [4]:
u «,Р = N In
(1 -а)
1 +
(Г -11/ N Л 1
|_eXP(-Xхар )] _ 1
а + Pw
Из данной оценки следует, что показатель массового совершенства (отношение стартовой массы РН к массе полезного груза) у сравниваемых РН примерно одинаковый.
Критерий стоимости [4]
Э =
Су
Г N„
Л
N.
- +1
где N - число ступеней; п - тяговооруженность; и -характеристическая скорость (принимаем равной 9 000 м/с); а, в - коэффициенты конструкции и двигательной установки.
Результат - две ступени для вывода полезного груза на околоземную орбиту. Что касается доли полезного груза, то массовая доля полезного груза ~ 4-5 %, как у ракет на керосиновом горючем.
где NOTp, N3Kcn - число запусков для отработки и для выполнения программы запусков соответственно), будет не хуже, чем у керосиновых носителей, так как метан на 10-15 % дешевле, а программа отработки по числу пусков примерно одинакова для ракет одного класса.
Следовательно, результаты исследований эффективности керосинового горючего допустимо распространить и на метан. Метан целесообразно использовать только на первой ступени [5].
Таким образом, задача проектирования сводится к достаточно исследованной задаче подбора проектных параметров по летно-техническим характеристикам и сочетаниям компонентов топлива. Принимая за прототип любую ракету, использующую пару «кислород-керосин», задача решается методом контрольных показателей, так как фактически не известен только коэффициент двигательной установки.
Наиболее рациональным прототипом из существующих носителей представляется Saturn-1b [6] как использующий керосин только на первой ступени. Для выполнения проекта нужно решить две задачи -изготовление двигательной установки, использующей метан, и обеспечение взрывобезопасности наземного оборудования.
Конструирование подобной ракеты также не представляет особых трудностей, поскольку основным отличием метановой ракеты будет наличие криогенного бака горючего на первой ступени [7]. Отработка РН сводится к отработке 1 ступени, а результатом будет замена «Союза», «Протона» и Ares-1.
Проектные проработки показывают, что грузоподъемность ракеты на метановом горючем на 6-8 % больше, чем на керосиновом. Собственно для полезной нагрузки приращения недостаточно, но, учитывая, что конечная скорость первой ступени Saturn-1b всего 1,45 м/с, это достаточный запас массы для системы спасения первой ступени Ares-1.
Таким образом, проектирование подобных РН будет иметь смысл даже без доводки их до стадии лет-
Проектирование и производство летательнъхаппаратов, космические исследования и проекты
ных испытаний, так как подобные проекты относительно просты, но достаточно современны. Изготовление подобной РН будет интересным заданием для современных, не имеющих серьезной практики проектантов, так как это более достойное занятие, чем повторение достижений полувековой давности.
Библиографические ссылки
1. Компьютерные модели жидкостных ракетных двигателей / под ред. А. С. Коротеева. М. : Машиностроение, 2009.
2. Сердюк В. К. Проектирование средств выведения космических аппаратов. М. : Машиностроение, 2009.
3. Афанасьев И. Метан - последняя надежда // Новости космонавтики. 1998. № 17, 18.
4. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) / под ред. В. П. Мишина. М. : Машиностроение, 1985.
5. Панкратов Б. М. Основы теплового проектирования транспортных космических систем. М. : Машиностроение, 1988.
6. Apollo 7 mission report. Manned spacecraft center, 1968.
7. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов / под ред. В. П. Мишина. М. : Машиностроение, 1991.
B. A. Evtushenko JSC «Krasnoyarsk machine-building plant», Russia, Krasnoyarsk
THE QUESTION OF DESIGNING OF ROCKETS USING A FUEL PAIR «OXYGEN-METHANE»
The questions ofpossibility and expediency of designing of rockets, using a methane fuel, their application area are considered. Principles of simplification of designing aim of similar rockets are expounded.
© Евтушенко Б. А., 2010
УДК 629. 78. 018. 2 (04)
М. В. Елфимова
Сибирский филиал Санкт-Петербургского университета ГПС МЧС России, Россия, Железногорск
ИССЛЕДОВАНИЕ УДАЛЕНИЯ ВЛАГИ ИЗ ТЕКСТИЛЬНЫХ МАТЕРИАЛОВ УЗЛОВ И ЭЛЕМЕНТОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Представлены основные физические законы удаления влаги из неметаллических изделий, узлов и элементов космического аппарата (КА), изменения массы латексированного материала с покрытием из синтетических нитей в процессе вакуумно-температурной сушки.
В технологии создания космических аппаратов широко используется, особенно на этапе изготовления отдельных комплектующих, вакуумная сушка. Данная операция обеспечивает удаление не только влаги с поверхности материалов, но также при достаточно высоких температурах (+90...+120 °С) происходит обезгаживание конструктивных элементов КА. Продукты сушки в вакууме, содержащиеся в неметаллических материалах, имеют различную природу. Это могут быть непрореагировавшие компоненты многокомпонентных клеев, компаундов, взятых в сверхсте-хиометрических пропорциях, остатки растворителей, катализаторов, пластификаторов, замасливателей в материале и т. д. После проведения работ по использованию текстильных материалов, ткань находится в термодинамическом равновесии с окружающей ее атмосферой. Вода, применяемая при проведении работ, не образует химических связей с материалом рукавов, в условиях вакуума она может испаряться с поверхности материала. Процесс испарения поддерживается удалением воды из пор объекта и диффузией воды из объема к поверхности материала.
С другой стороны, на этапе подготовки текстильных материалов к сушке, к тканям могут применяться способы механического воздействия, которые способствуют снижению испарения воды: отжим, прогревы. В связи с этим, состояние материала как источника газовыделения сорбированных продуктов определяется окружающими его условиями - от эксплуатации до сушки рукавов.
Десорбция паров воды из конструкционных материалов в условиях вакуума является монотонно убывающей функцией времени. Кинетическая зависимость скорости газовыделения в условиях вакуума, характерная для режима сушки материалов рукава, может быть описана нижеприведенными выражениями.
На данном этапе скорость газовыделения материалов постоянная:
dm/dt = к,
(1)
где т - масса молекул, адсорбированных на поверхности материала. Процесс остановится, когда продукты газовыделения закончатся. Постоянная к определяет вероятность нахождения адсорбированных молекул на поверхности материала, к которым можно от-
