CC BY
32Решетнеескцие чтения. 2015
Разработанные элементы могут быть применены не только на геостационарных телекоммуникационных КА, но и на изделиях другого назначения, например, на научных КА для полетов к планетам.
Библиографические ссылки
1. Freidl E., Müller W. Development and testing of electronic pressure regulator (EPR) assembly // Proc. 3th Int. Spacecraft Propulsion Conference, Cannes, France 10-13 October 2000.
2. Van Put P., Van der List M. C. A. M., Yüce V. Development of an advanced proportional xenon feed assembly for the GOCE spacecraft // Proc. 4th Int. Spacecraft Propulsion Conference, Cagliari, Sardinia, Italy 2-4 June 2004.
3. Маслов А. Н. Опыт «УНИИКМ» по разработке технологии и изготовлению композитных баллонов высокого давления с металлическим лейнером // Новые материалы и технологии в ракетно-космической технике : сб. материалов VIII междунар. конф. молодых специалистов организаций ракетно-космической, авиационной и металлургической промышленности
России. Ч. I / ИПК «Машприбор». Королев, 2010. С. 39.
References
1. Freidl E., Müller W. Development and testing of electronic pressure regulator (EPR) assembly // Proc. 3th Int. Spacecraft Propulsion Conference, Cannes, France 10-13 October 2000.
2. Van Put P., Van der List M. C. A. M., Yüce V. Development of an advanced proportional xenon feed assembly for the GOCE spacecraft // Proc. 4th Int. Spacecraft Propulsion Conference, Cagliari, Sardinia, Italy 2-4 June 2004.
3. Maslov A. N. Opyt «UNIIKM» po razrabotke tehnologii i izgotovleniju kompozitnyh ballonov vysokogo davlenija s metallicheskim lejinerom // Novyje materialy i tehnologii v raketno-kosmicheskoj tehnike. Sbornik materialov VIII mezhdunarodnoj konferencii molodyh specialistov organizacij raketno-kosmicheskoj, aviacionnoj i metrallurgicheskoj promyshlennosti Rossii, part I; IPK «Mashpribor». Korolev, 2010. 39 p.
© Ермошкин Ю. М., Житник Ю. Н., Ладыгин А. П., 2015
УДК 629.784
ПОВЫШЕНИЕ УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ЖРД ЗА СЧЁТ МЕТАЛЛОСОДЕРЖАЩЕГО ГОРЮЧЕГО
Е. А. Злобина, Р. М. Колегов
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
Е-mail: [email protected]
Рассматривается металлосодержащее горючее, которое выступает в качестве компонента горючего -раствор лития в аммиаке - как эффективное ракетное горючее.
Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, удельный импульс, камера сгорания.
INCREASING THE SPECIFIC IMPULSE ROCKET ENGINE DUE TO THE METAL-CONTAINING FUEL
E. A. Zlobina, R. M. Kolegov
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]
The research examines metal-containing fuel that acts as a component of fuel presented by lithium - in - ammonia solution. It is efficient rocket fuel.
Keywords: liquid rocket engine, the specific impulse,combustion chamber.
Повышение удельного импульса (1у) относится к первоочередным задачам, которые решаются при создании новых ЖРД и модернизации эксплуатируемых двигателей. Удельный импульс является важнейшим параметром жидкостного ракетного двигателя, характеризующим эффективность жидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. От величины удельного импульса в конечном счёте зависит весовая отдача ракетной системы.
В настоящее время актуальной задачей является увеличение удельного импульса ЖРД при минимальных экономических затратах, т. е. с использованием уже отработанной технологии создания двигателей. Проведён анализ существующих топлив и конструкций ЖРД. В результате анализа установлено, что одним из путей решения указанной задачи является использование добавления раствора лития в аммиаке в качестве горючего компонента.
Ракетно-космические двигатели, энергетические установки летательными космических аппаратов
Свойства раствора лития в аммиаке
Свойство Li
Растворимость, г/100г ЫН3 при т-ре кипения аммиака (-33,3 оС) 10,2
Температура затвердевания металл-аммиачных эвтектик, оС -185
Температура кипения, оС 70
Плотность, г/см3 0,49
Давление пара при -33,3 оС, мм рт. ст. 3
Теплота растворения, ккал/моль -9,7
Наиболее приемлемым для ЖРД рассматривается металлосодержащее горючее, состоящее из жидкого горючего компонента и суспензии или геля лития, бериллия или алюминия. Данное горючее имеет энергетические возможности, которые привлекают внимание и являются перспективными для конструкций ЖРД. Однако горючее имеет недостатки, такие как невысокая стабильность, связанная с расслаиванием его составных частей, и сложность его подачи в камеру сгорания.
Выбор металлосодержащего горючего обоснован совмещением преимуществ, характерных для известных металлосодержащих горючих, таких как высокая теплотворная способность и высокий удельный импульс тяги, получаемый при их применении.
В результате рассмотрения физико-химических свойств топлив был сделан вывод, что раствор лития в жидком аммиаке может использоваться в качестве ракетного топлива для жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). По энергетическим показателям в таблице [1], в том числе по удельной тяге, топливное горючее раствора лития в жидком аммиаке обеспечивает существенно лучшую удельную тягу. Горючее имеет меньшую температуру кипения, чем керосин, рассматриваемый в качестве горючего топлива. Теплота растворения данного раствора меньше, чем у гидразина, что является достойным свойством для ЖРД. Следует отметить, что при повышении температуры растворимость лития в аммиаке быстро возрастает и становится заметно большей при температуре плавления щелочного металла.
С целью оценки металлосодержащего горючего, использующего раствор лития в аммиаке, подразумевается, что концентрация лития равна 30-70 % (мольных), то в ЖРД возможен режим горения лития и термического разложения аммиака (без горения водорода), что обеспечивает существенное уменьшение
средней молекулярной массы продуктов сгорания. Следовательно, предусматривает увеличение удельного импульса в ЖРД. Для увеличения эффективности данного процесса в состав одного из компонентов может вводиться дополнительно катализатор для ка-талического разложения (в камере сгорания и/ или в сопле) аммиака в количестве, равном нескольким десятым доли процента от массы аммиака в предлагаемом горючем. Этот катализатор может либо входить в состав выбранного компонента, либо вводиться в его состав непосредственно перед его поступлением (подачей) в камеру сгорания [2].
Возможность увеличения удельного импульса тяги обеспечивается за счёт любого предлагаемого окислителя, который может являться как криогенным, так и не криогенным, например жидкий водород, жидкий фтор и т. д. За счёт применения окислителя с горючим раствора лития в аммиаке возможно увеличить удельный импульс до 10-15 %.
Таким образом, можно считать, что предлагаемое металлосодержащее горючее позволяет не только увеличить удельный импульс тяги, но и обеспечивает простоту и надежность их подачи в камеру сгорания.
Библиографические ссылки
1. Сарнер С. Химия ракетных топлив. М. : Мир, 1969. 488 с
2. Electronic textbook StatSoft [Электронный ресурс]. URL: http://novosti-kosmonavtiki.ru/.
References
1. Sarner S. Chemistry of rocket fuels. M. : Mir, 1969. 488 p.
2. Electronic textbook StatSoft. Available at: http://novosti-kosmonavtiki.ru/.
© Злобина Е. А., Колегов Р. М., 2015
УДК 532.526.4
МОДЕЛЬ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРНОГО И ДИНАМИЧЕСКОГО ПОГРАНИЧНЫХ СЛОЕВ ПРИ Pr < 1
А. А. Зуев, М. Г. Мелкозеров
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: [email protected]
Рассмотрена модель распределения температурного и динамического пограничных слоев, необходимая для решения задачи учета течения с теплоотдачей в полостях энергетических установок двигателей летательных аппаратов.
Ключевые слова: теплоотдача, температурный пограничный слой, толщина потери энергии.
