Программа расчета нагнетателей малой мощности Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Секция «Энергодвигательные установки и системы терморегулирования»

= е25-

18т

(т + 2)(т + 5)(т + 8)

■ = 8„

(10)

Относительная характерная толщина Ь для степенного закона распределения профиля скорости с учетом (10) и (3):

Определены основные выражения для характерных толщин динамического ППС при степенном профиле аппроксимации эпюры скорости, необходимые для решения интегральных соотношений динамического и температурного пограничных слоев.

ь=4 4

е2 8,„

18(т +1) (т + 5)(т + 8)

(11)

© Поздняков А. С., Фальков В. А., Зуев А. А., 2010

УДК 621.651-181.4

М. И. Сычугов Научный руководитель - Е. М. Краева Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ПРОГРАММА РАСЧЕТА НАГНЕТАТЕЛЕЙ МАЛОЙ МОЩНОСТИ

Рассмотрены некоторые особенности проектирования нагнетателей системы терморегулирования космического аппарата.

Повышение требований к нагнетанию газового потока системы терморегулирования космических аппаратов при возрастающих энергетических качествах приводит к необходимости тщательного аэродинамического расчета профиля лопаток вентилятора. Сложность расчета его аэродинамических характеристик состоит в том, что область работоспособности всегда находится в диапазоне критических чисел Рейнольдса (Яе = 2 • 104 ...2 • 105), в котором происходит резкое скачкообразное изменение параметров потока, а существующие методы расчета справедливы при точно заданной величине Яе.

Программа предназначена для расчета нагнетателей малой мощности на длительный ресурс работы с учетом характеристик отечественных электродвигателей и полученных экспериментальным путем аэродинамических характеристик профиля в области больших чисел Рейнольдса.

Расчет сводится к следующему:

1) выбору схемы нагнетателя и электродвигателя привода, удовлетворяющего заданным параметрам;

2) определению геометрических размеров проточной части;

3) определению основных параметров нагнетателя;

4) проектированию лопасти рабочего колеса;

5) проверочному расчету момента сопротивления, действующего на крыльчатку при выбранных параметрах нагнетателя.

При проектировании и расчете нагнетателя задается:

производительность, Q (м3/с);

статическое давление среды, Рст (Па);

плотность рабочей среды, р (кг/м3);

коэффициент кинематической вязкости среды, V (м2/с).

Рассматриваемая методика применима дня нагнетателей с производительностью (1...20)-10-2 м3/с, статическим давлением (5...50)Па, мощностью (1.100) Вт.

Выбор электродвигателя производится в следующем порядке: определяется значение гидравлического КПД - пг , КПД привода - ппр, при этом, если Q > 0,1 м3/с, то ппр = 0,7.

Анализ статистического материала [1] показывает, что это значение - Ппр вполне приемлемо и позволяет получить достоверные результаты.

В случае если Q < 0,1 м3/с, то

Ппр = 0,5 10-2(100 - Q).

Аналогично и для гидравлического КПД: Пг = 0,7

N = Ыаэр

ПпрП

пр 1Г

Nаэр = Qp ■ Нр

Qp = k1Q = (1,1... 1,15)Q,

где Н - напор, создаваемый нагнетателем; Qp - расчетная производительность, величина которой превышает заданную производительность на 10.15 % для создания запаса по производительности для компенсации погрешности расчета.

Величина полного давления воздуха определяется:

Р = РСТ + РДИН.

Для получения высокого КПД осевого нагнетателя без направляющего аппарата берется Рдин = (0,3.. ,0,7)Рст, а для возможно меньших габаритов с приемлемым КПД выбирают Рдин = 0,5Рст.

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

Таким образом, мощность электродвигателя

1Д50(РСТ + Рдин )

N = ■

ПгПг

Минимальная потребляемая мощность получается при наименьшем динамическом давлении и максимальном КПД с заданными производительностью и статическим давлением.

Библиографическая ссылка

1. Краев М. В., Двирный В. В. Малорасходные автономные нагнетатели. Красноярск : Изд-во КГУ, 1985. С. 146.

© Сычугов М. И., Краева Е. М., 2010

УДК 629.7.048.01 (075)

К. А. Тасенко Научный руководитель - К. Ф. Голиковская Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

НАДЕЖНОСТЬ СИСТЕМ ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ КЛА

Рассмотрены методы обеспечения надежности и меры по устранению отказов систем жизнеобеспечения КЛА.

В условиях полета космического летательного аппарата (КЛА) бортовые системы должны функционировать полностью автономно, управляясь автоматикой КЛА без непосредственного вмешательства человека. Отказ в работе любой из систем в большинстве случаев будет означать невозможность дальнейшего выполнения программы космического полета. По этим причинам к бортовым системам КЛА предъявляется требование повышенной надежности в работе.

Для обеспечения высокой надежности при разработке СЖО осуществляются специальные мероприятия - дублирование узлов, резервирование мощности, секционирование систем, а также предусматриваются специальные программы экспериментальной отработки и испытаний систем [1].

Программа обеспечения надежности начинается на ранней стадии проектирования КЛА, важной частью которого является двигатель летательного аппарата. Любое техническое решение может иметь несколько возможных вариантов. Анализ надежности этих вариантов и выбор наиболее простой и, следовательно, наиболее надежной схемы является основой обеспечения высокой надежности создаваемого изделия.

Мероприятия по повышению ресурса работы включают применение принципа разгруженных режимов работы наиболее ответственных элементов изделия, выбор запасов усталостной прочности и применение материалов повышенной износостойкости, применение прогрессивных схем подвижных узлов.

При проектировании пилотируемого космического аппарата с длительным периодом эксплуатации, превышающим ресурс изделия, используется принцип ремонта изделия силами экипажа с заменой отдельных «слабых» элементов изделия или целых блоков изделия из бортового запаса. Конструкция изделия при этом должна обеспечивать легкость, быстроту и безопасность демонтажа и установки элементов и блоков; на жидкостных магистралях, подлежащих расстыковке, должны устанавливаться самозапирающиеся разъемы, исключающие возможность выброса жидкости. Общая схема и компоновка изделия (системы) должна предусматривать секционирование на отдельные блоки, подлежащие замене по определенной программе при выработке ими ресурса. Выполнение указанных требований определяет ремонтопригодность системы.

Для повышения надежности систем в период нормальной работы применяются следующие про-ектно-конструкторские методы: резервирование элементов и агрегатов и резервирование мощности (производительности) агрегатов.

Грамотно спроектированная, тщательно изготовленная и всесторонне испытанная система не должна иметь приработочных и износовых отказов.

Библиографическая ссылка

1. Серебряков В. Н. Основы проектирования систем жизнеобеспечения экипажа космических летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 1983.

© Тасенко К. А., Голиковская К. Ф., 2010