CC BY
66
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
УДК 629.784
Д. А. Савчин, Е. А. Злобина, М. А. Репкин Научный руководитель - В. П. Назаров Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ТЕХНИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ И ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ЛЕГКОГО КЛАССА «СОЮЗ-2.1В», АНАЛИЗ ДВИГАТЕЛЯ-33
Представлен технический анализ РН «Союз-2.1В» с двигателем НК-33.
В современном мире, когда экономическая целесообразность того или иного космического проекта выходит на первый план, работа по созданию мощных и недорогих двигателей требует особого внимания. В качестве примера такой работы 28.12.2013 состоялся запуск РН «Союз-2.1В» с космодрома Плесецк. В результате пуска ракета успешно вывела на орбиту студенческий спутник «Аист».
«Союз-2.1В» - двухступенчатая РН легкого класса, предназначенная для запуска со стартовых площадок РН «Союз-2». Разработана на базе РН «Союз-2», но имеет ряд технических отличий: отсутствие боковых блоков, двигатель НК-33 устанавливается на центральном блоке, в качестве второй ступени используется блок третей ступени РН «Союз-2» [2]. Можно сделать вывод, что конструкция «Союз-2.1В» позволяет существенно снизить расходы на эксплуатацию РН, так как не требует внесения существенных изменений в конструкцию базовой ракеты, а также в конструкцию стартового комплекса.
НК-33 - жидкостный ракетный двигатель замкнутого цикла, работающий по схеме «газ + жидкость». В качестве топлива используется керосин + жидкий кислород. Для того, чтобы выявить эффективность данного двигателя, необходимо провести сравнительный анализ РД-107А и НК-33. Выбор РД-107А для сравнения обусловлен его использованием на первой ступени РН «Союз-2». В таблице показано сравнение технических характеристик двигателя НК-33 и РД-107А [1-2].
РД-107А НК-33
Схема открытая закрытая
Тяга, тс 79 154
1у, с 263,3 297,23
Масса, кг 1156 1393
В результате анализа характеристик было выявлено значительное превосходство НК-33 над РД-107А. При практически равных показателях массы, одинаковых компонентах топлива НК-33 энергетически эффективнее. Так же стоит отметить высокие показатели надежности, полученные в результате стендовых испытаний.
На основе вышесказанного делается вывод, что создание РН «Союз-2.1В» является перспективным направлением, так как при сравнительно малых затратах ракета способна обеспечить вывод 2600-3000 кг полезной нагрузки.
Библиографические ссылки
1. Федеральное космическое агентство [Электронный ресурс]. URL: http://www.federalspace.ru/ 2115/.
2. ЦСКБ - Прогресс [Электронный ресурс]. URL: http://samspace.ru/products/launch_vehicles/rn_soyuz_2_ 1v/.
© Савчин Д. А., Злобина Е. А., Репкин М. А., 2014
УДК 629.19
К. Г. Синицин Научный руководитель - К. Ф. Голиковская Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
СХЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ И ИХ ВЗАИМОЗАВИСИМОСТЬ ОТ ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТИ КА
Рассматриваются влияния параметров систем терморегулирования на энерговооруженность КА.
Совершенствование ракетно-космических систем и расширение круга задач, решаемых КА, предопределяет значительное увеличение диапазона их режимных параметров. Основные направления по их совершенствованию связаны с развитием космических программ, повышением ресурса, работоспособности, энерговооруженности и надежности при снижении их стоимости.
Энерговооруженность - один из важнейших параметров любого объекта, а тем более автоматического КА или пилотируемого комплекса.
Многие виды космических полезных нагрузок рассчитаны на применение высокоресурсных космических систем. Система терморегулирования (СТР) таких аппаратов, предназначенная для поддержания в заданном диапазоне температуры газа внутри при-
Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»
борного контейнера, а также приборов, агрегатов и элементов конструкции, устанавливаемых снаружи, аппаратов поддерживает требуемый уровень температуры в условиях значительных флуктуаций внешних тепловых воздействий. Величина отводимой тепловой мощности КА имеет тенденцию к существенному возрастанию за счет резкого увеличения их энерговооруженности [1].
Тепловое конструирование для первых космических аппаратов основывалось всецело на тщательном контроле теплового баланса в материале и тепла, излучаемого поверхностями. Этот контроль достигался путем соответствующего подбора характеристик материалов. Одной из первых систем терморегулирования была система, используемая на аппаратах «Восток» и «Зенит-2». Она хорошо себя зарекомендовала на корабле «Восток». Тепловое равновесие между выделяемой внутри кабины энергией и теплообменом с окружающим пространством поддерживалось при помощи радиационного радиатора с жалюзи. Открывая и закрывая жалюзи, можно было регулировать количество тепловой энергии, излучаемой в пространство. Из кабины корабля на радиационный радиатор тепло передавалось с помощью жидкости, циркулирующей в замкнутом контуре. Температура в корабле стабилизировалась регулированием теплообмена в газожидкостном теплообменнике, установленном в кабине и включенном в контур циркулирующей охлаждающей жидкости.
Величина тепловой проводимости в значительной степени ограничена выбором конструктивных материалов. Более того, контактная проводимость между конструктивными элементами и установками оказывает значительное влияние на тепловую эксплуатацию объекта.
Основным способом сброса тепла является отвод с помощью излучения. Используя одновременно тепловую проводимость и излучение, в конструировании тепловых систем можно добиться требуемых условий эксплуатации бортового оборудования КА, при этом данная система будет иметь минимальную массу и объем по сравнению с другими существующими СТР.
Высокие тепловые нагрузки, замкнутые контуры терморегулирования, большие расстояния теплопередачи, сложные задачи обслуживания, автономное регулирование являются основными требованиями, предъявляемыми к современным СТР КА.
Увеличение срока работы космического аппарата существенно влияет на состав СТР, важным фактором является минимизация массы всех остальных элементов аппарата. Получающиеся в результате разработок легкие элементы конструкции аппарата сами являются плохими проводникам тепла и требуют увеличения отвода и сброса излишних тепловых нагрузок. Непосредственное воздействие на проектирование систем терморегулирования, направленное на увеличение срока службы КА, заключается в противодействии
деградации поверхностей радиаторов, которая приводит к увеличению температуры на борту, ввиду повышенного поглощения солнечной радиации основными радиаторами.
Анализ некоторых подходов по решению поставленной задачи терморегулирования позволяет выбрать наиболее приемлемый вариант СТР для заданных условий эксплуатации.
Рассмотрим схему терморегулирования космического аппарата «Прогноз-М2» проекта «ИНТЕРБОЛ», предназначенного для изучения физики околоземного пространства и солнечно-земных связей. Основным конструктивно-силовым агрегатом является герметичный приборный контейнер цилиндрической формы.
С целью существенного снижения электромагнитных и электростатических помех на КА «Прогноз-М2» применяются:
- элетромагнитно-чистые солнечные панели с бифилярным соединением генераторов, у которых фотопреобразователи покрываются с наружной и внутренней сторон токопроводящим покрытием, электрически соединенным с корпусом КА;
- металлизированная экранно-вакуумная теплоизоляция, электрически соединенная с корпусом КА;
- токопроводящие лакокрасочные внешние покрытия на поверхностях.
Тепловой баланс спутника обеспечивается системой терморегулирования, включающей в себя активное и пассивное регулирование. Для поддержания температуры внутри герметичного контейнера в заданных пределах используется активная СТР, которая меняет условия переноса тепла в контейнере в зависимости от температуры. В качестве теплоносителя часто используется инертный газ, заполняющий контейнер.
Пассивное терморегулирование использует поверхности с определенными радиационными характеристиками и высокоэффективной тепловой изоляцией, что позволяет снизить внешние тепловые потоки внутрь КА и уменьшить тепловую нагрузку на функционирующие системы [2].
Таким образом, выбор теплового режима приборов, зависит от места их установки на КА, ориентации их относительно Солнца, характеристик рабочих поверхностей, внутреннего тепловыделения и многих других параметров.
Библиографические ссылки
1. Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов // М. : Машиностроение, 2003.
2. Нестационарные тепловые режимы космических аппаратов спутниковых систем : монография / М. В. Краев, К. Ф. Голиковская, В. М. Краев, О. В. Загар ; СибГАУ. Красноярск, 2004.
© Синицин К. Г., 2014
