CC BY
108
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
УДК 629.78
И. В. Буртыль Научный руководитель - К. Ф. Голиковская Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ВНЕШНИЕ ИСТОЧНИКИ ТЕПЛА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И ЗАДАЧИ РАСЧЕТА ТЕПЛООБМЕНА
Рассматриваются особенности внешнего теплообмена космического аппарата.
Теплообмен космического аппарата с окружающей средой является важным фактором, определяющим тепловой режим аппарата. Сложный характер поля внешних тепловых потоков требует разработки специальных математических моделей и методов их расчета, обеспечивающих высокую точность.
Излучение Солнца и планет создает сложное поле переменных тепловых потоков, падающих на поверхность КА. При этом для основной части аппарата наибольший вклад вносит поток прямого солнечного излучения. Падающая солнечная радиация частично поглощается поверхностью планеты, остальная энергия рассеивается в космическое пространство. КА в околопланетной зоне подвергается воздействию как потока инфракрасного собственного излучения планеты, так и отраженного ее поверхностью солнечного излучения, спектр которого близок к спектру падающей радиации. Собственное и отраженное излучение планеты называется соответственно длинноволновым и коротковолновым излучением.
При описании теплового режима наружных элементов системы терморегулирования КА необходимо учитывать все виды внешних тепловых потоков. Это обусловлено, во-первых, наличием участков КА, на которые не попадает солнечное излучение. Во-вторых, многие КА из-за низкой орбиты значительную часть времени пребывают в тени планеты, где единственным видом тепловой нагрузки является ее собственное излучение. Это обстоятельство усугубляется еще и тем, что отдельные элементы КА имеют
покрытия с ярко выраженными селективными свойствами, которые поглощают инфракрасное излучение во много раз интенсивнее, чем солнечное.
Исследование теплообмена КА, имеющих сложную форму наружной поверхности, требует учета взаимных затенений различных участков аппарата. Кроме того, на тепловой режим оказывают влияние первичные составляющие тепловой нагрузки и потоки переизлученной и переотраженной в конструкции КА падающей лучистой энергии [1].
На этапе проектирования тепловой режим КА может быть исследован либо экспериментально в вакуумной камере, либо расчетными методами при заданных характеристиках внешних воздействий и известных значениях теплофизических параметров элементов конструкций, поэтому создание эффективных математических моделей внешних источников тепла является необходимым условием развития средств проектирования СТР КА [2].
Библиографические ссылки
1. Александров О. Г. Системы терморегулирования автоматических космических аппаратов : учеб. пособие. Красноярск, КИКТ, 1990.
2. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / под ред. А. И. Перова, В. Н. Харисова. 4-е, изд. перераб. и доп. М. : Радиотехника, 2010.
© Буртыль И. В., 2013
УДК 621.454.2
А. В. Веселов, Н. С. Фуфачев. Научный руководитель - В. П. Назаров Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ЛАЗЕРНОЕ ЗАЖИГАНИЕ В ЖРД
Рассматривается перспективная система зажигания с использованием лазера, применимая к несамовоспламеняющимся топливным парам.
Важнейшей частью современного жидкостного ракетного двигателя является его система запуска. Развитие работ в области лазерного зажигания применительно к ракетной технике обусловлено рядом преимуществ этого способа.
Лазерная система зажигания включает в себя [1]: камеру сгорания с соплом, смесительную головку
с каналами подвода компонентов, лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания
Секция «Двигательные установки и системы терморегулированияЛА и КА»
жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения может быть расположен:
- непосредственно на смесительную головку;
- на боковой поверхности камеры сгорания.
В обоих вариантах установки узла ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения заявляемое устройство может быть снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки.
Рассмотрим работу системы зажигания [2]. В камеру сгорания через смесительную головку с форсунками подается окислитель и горючее. Так как один из компонентов обычно подается с опережением, после подачи второго компонента включается лазерный источник, лазерное излучение которого узлом ввода и фокусировки излучения фокусируется на специальную мишень, где происходит оптический пробой с возникновением плазмы оптической искры. Следующая за этим серия лазерных импульсов при одновременном увеличении расхода второго компонента приводит к появлению в зоне фокусировки соотношения компонентов, благоприятного для воспламенения смеси. Развивающийся затем очаг воспламенения поджигает всю камеру сгорания, а лазер выключается. Как правило, при запуске ракетного двигателя один из компонентов подается с опережением. Поэтому, для снижения энергопотребления системы зажигания, включение лазера целесообразно осуществлять после подачи второго компонента, так как только начиная с этого момента в области фокусировки может появиться смесь компонентов, способная к воспламенению. В переходный момент с начала подачи второго компонента в области фокусировки соотношение компонентов может изменяться. Поэтому для надежности воспламенения подачу поджигающего импульса необходимо осуществлять многократно. Количество импульсов и частота их следования подбирается экспериментально. Представленная конструкция запального устройства является модификацией штатного электроискрового ЗУ, разработанного КБХА (г. Воронеж). Устройство состоит из корпуса, узлов подачи, компонентов топлива, реакционной полости, в которой имеется выход в канал транспортировки факела продуктов горения в камеру сгорания двигателя. Лазерная свеча, соединяемая с корпусом ЗУ, состоит из корпуса свечи, в который герметично вставляется втулка с оптическим волокном. Излучение с торца волокна фокусируется на мишень с образованием вблизи поверхности оптического пробоя. Для повышения давления в канале запального устройства предусмотрена возможность вворачивания на срез ЗУ специальных втулок из молибденового сплава с различными диаметрами проходных сечений. Параметры излучения лазера, работающего в импульсно-периодическом режиме, следующие: энергия единичного импульса Ей < 1 мДж; длительность единичного импульса —110...130 не; частота следования импульсов - 20 кГц; длина волны лазерного излучения -1 060 нм [3]. В штатном исполнении вывод излучения
из лазера осуществляется через гибкий волоконный кабель с коллиматором на выходе. Для ввода излучения в ЗУ через оптическое волокно, на штатный коллиматор был смонтирован специальный адаптер, оснащенный стандартным оптическим разъемом. Кварц - кварцевое волокно (диаметр сердцевины - 600мкм), подсоединяемое к этому разъему, транспортировало излучение непосредственно в лазерную свечу. Непосредственно перед экспериментами измерялась средняя мощность излучения на выходе из лазерной свечи, что позволяло, в свою очередь, определять потери излучения по всему тракту, а также энергию единичных импульсов Ei2.
По сравнению с электроискровым методом, при лазерном зажигании практически отсутствуют электромагнитные помехи, что особенно актуально для многосопловых двигательных установок многократного включения. Немаловажно и то, что при лазерном зажигании можно осуществлять выбор зоны инициирования горения в широких геометрических пределах без изменения конструкции камеры сгорания или запального устройства. Зажигание с помощью лазера можно производить в более широком диапазоне давлений топливной смеси, чем другими методами. Лазерное зажигание является многоразовым, практически с неограниченным числом включений, что обуславливает его преимущества, по сравнению с химическим и пиротехническими способами. Технической задачей, на решение которой направлено изобретение лазерной системы зажигания, является обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора, снижение массога-баритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик ЖРД или газогенератора по сравнению с электроискровыми, упрощение процедуры поджига камеры, а также возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.
Библиографические ссылки
1. Иванов А. В., Ребров С. Г., Пономарев Н. Б. и др. Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты). Патент Российской Федерации на изобретение. № 2326263 с приоритетом от 14.05.2007.
2. Пономарев Н. Б., Иванов А. В., Моталин Г. А. и др. Лазерное зажигание - новый способ для ЖРД. Характеристики и преимущества // Актуальные вопросы планетных экспедиций» по материалам научно-технической конференции. М., 2006. 3-5 сент.
3. Ребров С. Г. (ЯП), Голубев В. А. (ЯП), Голиков А. Н. (ЯП). Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска (патент № 2468240).
4. Льюис Б., Эльбе Г. Горение, пламя и взрывы в газах. М. : Мир, 1968.
© Веселов А. В., Фуфачев Н. С., 2013
