CC BY
65
УДК 629.7.036.54-63
ТЕХНИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ВАРИАНТОВ КОНСТРУКТИВНЫХ СХЕМ ЖРД
ПОСАДОЧНОЙ ПЛАТФОРМЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «ЭКЗОМАРС»
Д. С. Баленков, Я. Ю. Ледков Научный руководитель - В. П. Назаров
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: Kubik24rus@mail.ru
Даётся описание двигательной установки посадочной платформы космического аппарата «Экзомарс-2020», четырёхкамерного ЖРД разработки «КБХиммаш», рассматривается процесс каталитического разложения гидразина.
Ключевые слова: тормозной двигатель, гидразин, десантный модуль, «Экзомарс-2020»
TECHNICAL ANALYSIS OF THE VARIANTS OF THE CONSTRUCTIVE SCHEMES OF LIQUID MISSILE ENGINES OF THE PLATFORM OF THE SPACE
«MODEL EXOMARS»
D. S. Balenkov, Ya. Yu. Ledkov Scientific Supervisor - V. P. Nazarov
Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: Kubik24rus@mail.ru
The description of the propulsion system of the landing platform of the spacecraft «Exomars-2020», the four-chamber rocket engine of the development of «KBHimmsah».Is given the process of catalytic decomposition of hydrazine.
Keywords: braking engine, hydrazine, landing module, «Exomars-2020»
Космический аппарат «Экзомарс» создаётся в процессе реализации совместной программы Европейского космического агентства и Российского космического агентства по исследованию Марса. «Экзомарс-2020» состоит из перелётного блока, десантного модуля (ДМ), который обеспечивает мягкую посадку на Марс поверхностной платформы марсохода и адаптера с системой отделения спускаемого аппарата от перелётного блока. Российская сторона занимается разработкой десантного модуля. В основу проекта положено выполнение требований общей концепции организации космического перелёта и посадки платформы десантного модуля космического аппарата «Экзомарс», в частности:
- успокоение ДМ после отделения парашютной системы;
- выполнение манёвра увода ДМ из-под парашютной системы;
- интенсивное торможение ДМ с выполнением алгоритма изменения тяги двигателя ДМ, обеспечивающего сближение посадочной ступени с поверхностью Марса с постоянной скоростью;
- обеспечение при посадке условия минимального размывания грунтовой поверхности Марса газовыми струями от работающего тормозного двигателя [1].
Согласно одной из концепций организации космического перелёта и посадки платформы десантного модуля является обеспечение работы доплеровского радара на этапе посадки путём создания радиопрозрачной среды вокруг него. В связи с этим условием возникли обстоятельства
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2017. Том 1
для выбора вида топлива двигательной установки (ДУ), которое должно обеспечивать радиопрозрачность среды, окружающей ДМ при посадке на поверхность Марса.
На рассмотрение было представлено два вида топлив: однокомпонентное (гидразин) и двухкомпонентное (АТ и НДМГ). Если провести «поверхностное» сравнение реактивных систем на однокомпонентном и двухкомпонентном топливах, то можно выявить следующие соотношения: двигатели на двухкомпонентном топливе имеют более высокий удельный импульс и большую тягу, по сравнению с двигателями на однокомпонентном топливе. Но с другой стороны, двигатели на однокомпонентном топливе имеют ряд преимуществ, а именно: для работы таких двигателей требуется один бак с одним питающим устройством и, соответственно, требуется меньшее число устройств автоматики, и, следовательно, конструкция таких двигателей будет проще; также температура продуктов сгорания однокомпонентного топлива относительно низкая (<1200 °С); также, получение радиопрозрачных продуктов разложения топлива, не содержащих углерода, позволяет обеспечить более надёжную радиосвязь. После анализа, проведённого специалистами предприятия-разработчика тормозного двигателя ДМ, было выявлено, что использование двухкомпонентного топлива не позволяет обеспечить радиопрозрачность окружающей среды, из-за высокой температуры продуктов сгорания топлива (>3 000 °С), что может привести к ионизации газов окружающей среды и, как следствие, создание помех в работе доплеровского радара.
Использование гидразина позволяет обеспечить радиопрозрачность среды, окружающей ДМ при посадке, так как температура продуктов сгорания гидразина более низкая [2].
В качестве двигателей стабилизации и ориентации были выбраны ЖРД малой тяги разработки «КБХиммаш» имени А. М. Исаева». Эти двигатели работают на принципе каталитического разложения гидразина и имеют тягу в диапазоне 10-50 ньютон.
В присутствии катализатора гидразин разлагается с выделением тепла и образованием азота, водорода и аммиака. Термическое разложение гидразина происходит при 250-310 °С в соответствии с уравнением реакции:
3К2И4 = 4ВД + N + 335,5 кДж. (1)
В результате разложения аммиака, при температуре выше 400° С, образуется небольшое количество водорода:
= 2^ + 6Н2 - 184,2 кДж. (2)
Химическая реакция (1) более быстрая, чем химическая реакция (2). Время пребывания в реакторе составляет несколько миллисекунд, поэтому следует ожидать, что часть КН3 разложится по уравнению (2). Если реакция (1) протекает полностью, а реакция (2) не полностью, то общей реакцией разложения гидразина будет являться реакция (3):
= 4(1 - х)КНэ + (1 + 2х)^ + 6х^ + (335,5 - 184,2х) кДж [3]. (3)
При разложении гидразина на аммиак и азот по реакции (1) температура и молекулярный вес продуктов разложения, принимают максимальные значения. Расчётные данные показывают, что в диапазоне 0 < х < 0,5 удельный импульс давления остаётся практически постоянным при уменьшении температуры разложения. Удельный импульс давления максимален при х ~ 0,3 [4].
С учётом этих требований был выбран четырёхкамерный ЖРД предприятия «КБХиммаш». Тормозной двигатель относится к двигателям термокаталитического типа. Двигатель выполнен в виде моноблока.
В состав двигателя входят 4 камеры разложения с пакетами катализатора для разложения гидразина и соплами Лаваля на выходе. Камеры создают тягу вдоль оси посадочной платформы и моменты сил для её стабилизации, регулируемые системой управления ДМ с помощью трёх регуляторов в виде дросселей с электроприводами:
- регулятора общей тяги тормозного двигателя (ТД), изменяющего тягу двигателя в 7 раз от максимальной до минимальной;
- двух регуляторов разнотяговости камер, расположенных диаметрально противоположно в плоскостях тангажа и рыскания; при этом разнотяговость регулируется в пределах ±10 % от суммарной тяги этих камер.
Кроме того, в состав тормозного двигателя входят пневмоуправляемые пуско-отсечные клапаны и электроклапаны, осуществляющие подачу и сброс газа управления пневмоклапанами и газа продувки полостей двигателя после останова, а также средства обеспечения теплового режима камер.
Библиографические ссылки
1. Двигательная установка посадочной платформы десантного модуля / Л. Г. Александров,
B. И. Морозов, С. С. Степанов и др. // Вестник ФГУП НПО им. С. А. Лавочкина. 2014. № 2.
C. 116-119.
2. Агеенко Ю. И. Двигатель стабилизации, ориентации и обеспечения запуска маршевого двигателя МКБ «Фрегат» // Вестник ФГУП НПО им. С. А. Лавочкина. 2014. № 1. С. 44-46.
3. Сарнер С. Химия ракетных топлив : пер. с англ. М. : Мир, 1969. 489 с.
4. Беляев Н. М., Уваров Е. И. Расчёт и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 1974. 200 с.
© Баленков Д. С., Ледков Я. Ю., 2017
