CC BY
122
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
УДК 629.78
А. В. Гайнутдинов, О. В. Каменюк Научный руководитель - А. А. Зуев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
АЛГОРИТМ РАСЧЕТА ТЕЧЕНИЙ С ТЕПЛООТДАЧЕЙ В ЭЛЕМЕНТАХ ПРОТОЧНЫХ ЧАСТЕЙ ТУРБОМАШИН
Разработаны алгоритмы расчета течений в элементах проточных частей турбомашин с учетом теплоотдачи. Получены осредненные параметры течения и теплоотдачи по длине экспериментальной установки.
Большая часть существующих на сегодняшний день методик расчета вращательных течений с теплоотдачей носит критериально-эмпирический характер и основана на обработке экспериментальных результатов [1]. В итоге не всегда обеспечивается требуемая точность расчета гидродинамических характеристик. Применение экспериментально-теоретических расчетных методик течений с теплоотдачей в полостях вращения турбомашин летательных аппаратов является актуальной задачей, которая позволит снизить материальные и временные затраты на проектирование, испытания и доводку современных образцов двигателей и энергосиловых установок.
Для определения параметров течения в полости вращения использовались уравнения движения (дифференциальное уравнение угловой скорости ядра потока):
г+1 2п
« я = «я--7> ( - т
_ диск Оа - т0а
2 «я
R
уравнение энергии:
С2 Qi N
И = Сг (Тг + 273) + С--О- + —,
Р 2 т т
где О - тепловой поток, определяемый на элементарном участке i, а также N - диссипация энергии трения, также определяемая на элементарном участке и замыкается уравнением состояния [2]:
рг^г = RT1
Для определения параметров течения в полости вращения применяется численное интегрирование.
Разработанные алгоритмы позволяют снизить временные и материальные затраты на проектирование и производство современных образцов ракетно-космической техники, увеличить энергетические и эксплуатационные характеристики турбомашин.
Библиографические ссылки
1. Волков К.Н., Емельянов В.Н Течения и теплообмен в каналах и вращающихся полостях. М. : Физ-матлит, 2010. 488 с.
2. Интегральное соотношение уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя / А. А. Зуев [и др.] // Вестник Рыбинской гос. технологич. акад. 2010. № 2(17). С. 37-42.
© Гайнутдинов А. В., Каменюк О. В., 2013
УДК 629.7.036.7.001.2(082)
А. В. Евтух, А. А. Ерисов, А. С. Крылов, А. С. Торгашин Научный руководитель - И. В. Уваев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М.Ф. Решетнева, Красноярск
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
С 2009 г. в рамках президентской программы модернизации и технологического развития экономики России реализуется проект создания транспортного космического модуля - межорбитального буксира на базе ядерной энергетической установки (ЯЭУ) с электрореактивной двигательной установкой (ЭРДУ) для дальних космических полетов.
В настоящее время человечество успешно исследует околоземное пространство и постепенно перешло к изучению дальнего космоса. В изучении ближнего космоса успешно используются современные жидкостные двигательные установки, но для исследования дальнего космоса, как показали исследования [1] имеющиеся двигательные установки не перспективны. Так, например, для полета на Марс, ориенти-
ровочный запас топлива составляет 1 200-1 500 тонн, при удельном импульсе в 4,6 км/с. Проводимые в настоящее время исследования показали, что перспективным направлением для дальних космических полетов является увеличение удельного импульса. В силу того, что удельный импульс жидкостных ракетных двигателей ограничен, то основным направлением для увеличения удельного импульса является ис-
Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»
пользование не химической энергии, а использование энергии электрического поля, что послужило основой для создания электрических- реактивных двигателей, в которых удельный импульс достигает 100 км/с.
Основными направлениями разработок являются: ИД (ионный двигатель), СПД (стационарный плазменный двигатель), МПДД (магнитоплазмодинамический двигатель) и МПД (магнитоплазменный двигатель).
Принцип работы ИД заключается в ионизации газа и его разгоне электростатическим полем. Примером такого двигателя является №ТАЯ, тяга которого 20-250 мН, скорость истечения 20-50 км/с при КПД 60-80 %.
Принцип действия СПД: рабочее вещество, как правило, ксенон, поступает в канал и вблизи анода ионизуется. Ионы ускоряются в электрическом поле и вылетают из двигателя, создавая реактивную тягу, электроны же используются для нейтрализации объемного заряда. Примером такого двигателя является СПД-200, обладающий тягой, доходящей до 500 мН и удельным импульсом 2 500 с и КПД до 60 %
Принцип действия МПДД: рабочее тело (литий) в жидком состоянии попадает в испаритель и нагревается до температуры 1 000-1 100 °С. Затем пар ионизируется и разгоняется в магнитном поле.
Схожий принцип действия можно увидеть у МПД. При помощи электромагнитного излучения рабочее тело (аргон) ионизируется. Далее газ попадает в ускоритель, где вторая радиоволновая антенна резко увеличивает температуру плазмы, а набор сверхпроводящих катушек используется как сопло с магнитными стенками, в котором плазма разгоняется до высокой скорости, порядка 15-60 км/с развивая удельный импульс 5 200 с при КПД 70 %.
Сегодня для КА большой массы нужны сильноточные двигатели на основе различных модификаций МПДД. Они позволяют получать необходимые тяги и удельные импульсы для разгона космического аппарата в приемлемые интервалы времени. В этой связи является актуальным создание экспериментальных МПДД в качестве прототипов будущих ЭРД. В МПДД в зависимости от различных режимов работы струя плазмы может, как отрываться от корпуса КА и тогда ускоритель становится двигателем, так и обволакивать его облаком. Минусом МПДД является непродолжительный срок службы его катодных узлов. Ионный двигатель - разновидность электрического ракетного двигателя. Недостатком ионного двигателя является малая тяга. Например, разгон космического аппарата с весом в 1000кг до 100 км/с требует двух суток непрерывной работы ионного двигателя, которую невозможно увеличить из-за ограничений объемного заряда. Проблема ИД состоит в том, что двигательная установка должна состоять из 300-500 модулей. Это значит, что вспомогательная аппаратура системы электропитания и управления будет снижать надежность всей двигательной установки и увеличивать ее массу. Поэтому двигатели большего размера существуют лишь в единичных экземплярах на стадии лабораторных моделей. Так же существует проблема, связанная с нейтрализацией статических зарядов на крупногабаритном космическом корабле с ЯЭРДУ.
Российский СПД - наиболее разработанный и единственный штатный двигатель с электромагнит-
ным ускорением ионов. Спецификой этого двигателя, как и других электроракетных двигателей, является значительно большая скорость истечения рабочего тела. Применение СПД в геостационарных КА способствует увеличению доли массы целевой аппаратуры и срок ее активного существования. За счет этого значительно повышается эффективность КА.
Проанализировав параметры данных ЭРД, нами был сделан следующий вывод: самым приоритетным является выявление наиболее оптимального рабочего тела, способного обеспечить наибольшую по сравнению с достигнутой в данный момент удельную тягу при максимальном КПД.
Оценив ряд преимуществ и недостатков электрореактивных двигателей, и выявив, что из-за малой отбрасываемой массы РТ время непрерывной работы ЭРД будет измеряться месяцами и годами; их использование вместо существующих химических РД позволит увеличить массу полезного груза КЛА. Исходя из этих данных, мы выявили возможность усовершенствования данного типа РД. В процессе исследования было выявлено, что имеющееся сопло Лаваля не позволяет КА развить необходимую скорость для космических перелетов. Также остается фактом, что используемое в данный момент рабочее тело ЭРД не обладает требуемыми характеристиками. Большинство современных ЭРД работают на очень дорогом и редко встречающимся в природе ксеноне. В связи с перспективами дальнейшего развития данного вида двигательных установок имеется возможность расширить их сферу применения и использовать как двигатели для межпланетных перелетов.
Так как удельная тяга складывается из двух составляющих: массы и скорости истечения рабочего тела, на данный момент необходимо добиться максимальной эффективности использования рабочего тела двигателем. Этого можно достигнуть используя различные виды топлива. Например, цезий, ртуть или обедненный уран. Применение цезия позволило бы уменьшить площадь тяговой камеры. Однако возможность использования зависит от того, удастся ли разработать метод для ионизации частиц «тяжелых» рабочих тел. Сравнив элементы периодической таблицы Менделеева, по их распространенности в природе, масса-габаритным характеристикам и вырабатываемой мощности во время ионизации к рассмотрению предоставляются ртуть и обедненный уран. При заданных объемах эти вещества способны доставить полезный груз на дальние дистанции. При предварительном испарении урана высокочастотными лазерами, процесс ионизации упрощается, так как определенная часть РТ уже ионизирована. В случае со ртутью энергозатратный процесс испарения упрощается (температура кипения = 357,25 градусов Цельсия), но при этом является легче рассмотренного выше урана.
Библиографическая ссылка
1. Славин В. С., Данилов В. В., Краев М. В. Энергодвигательная установка для пилотируемых межпланетных полетов //Полет. 2001. Вып. 6. С. 9-17.
© Евтух А. В., Ерисов А. А., Крылов А. С., Торгашин А. С., 2013
