CC BY
113
Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»
Результаты представлены на графике (рис. 1).
О -4-
0 751} 1500 1000 +500 6000 7500 9000 1 0500
Высота, км
Изменение давления атмосферы по высоте Рис. 2
Давление, создаваемое набегающим потоком рассчитывается следующим образом:
Р = Р +
над атм
рК 2
(3)
мости могут быть расширены за счет применения диффузоров для увеличения давления, но опять же лишь до определенного предела.
Результаты приведены на графике (рис. 3).
Рабочее давление наддува баков двигателя 8Д716 -11,25 МПа. Согласно графику такое давление достигается спустя небольшое время после пуска. В то время, пока данное давление не будет достигнуто, предлагается наддув с помощью шар-баллонов, с последующим переходом на наддув от воздухозаборников. Также в данной схеме необходимо применять редуктор давления и обратный клапан.
Данный способ наддува баков может быть осуществлен только до высоты около 20 км, после достижения данной высоты плотность воздуха слишком мала для создания нужного давления. Границы примени-
Данление, создаваемое набегающим потоком Рис. 3
Таким образом, аэродинамический наддув топливных баков может быть осуществлен только для ракет, высота полета которых не превышает 20-25 километров, т. е. для метеорологических и любительских ракет, а также для крылатых ракет с ЖРД, но по определенным причинам на крылатые ракеты данный тип двигателя не устанавливается.
Библиографическая ссылка
1. Алифанов О. М., Андреев А. Н. и др. Баллистические ракеты и ракеты-носители / под ред. О. М. Алифанова. М. : Дрофа, 2004. 512 с.
© Маханьков В. Г., 2013
УДК 629.78
А. В. Окунев Научный руководитель - К. Ф. Голиковская Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ЗАДАЧИ ТЕПЛОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Рассматриваются проблемы и задачи процессов теплообмена, возникающие при разработке систем терморегулирования космических аппаратов.
Современный космический аппарат (КА) представляет собой сложную техническую систему, процесс проектирования которой - это путь компромиссных решений между разнохарактерными по решаемым задачам направлениями общего процесса проектирования при выполнении единой цели создания оптимального проекта.
Неотъемлемой частью общего процесса проектирования, его обязательной составляющей и важнейшим видом инженерной деятельности при разработке КА является тепловое проектирование аппарата.
Терморегулирование современной технической системы представляет собой достаточно сложную проблему, так как тепловые нагрузки, действующие
на его агрегаты и конструкцию, существенно зависят от условий его функционирования. В связи с этим задача исследования и выбор параметров такой системы и ее элементов (с учетом воздействия на них внешних и внутренних тепловых нагрузок, а также факторов и ограничений, влияющих на эти нагрузки) является частью общей задачи проектирования теп-лонагруженных сложных технических систем [1].
Качество проектирования зависит от полноты экспериментальной отработки систем и ее агрегатов при стендовых и натурных испытаниях, от достоверности отработки экспериментальной информации, от правильности выбора математических моделей, описывающих тепловое состояние, как всей системы, так и
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
ее отдельных частей. Поэтому основными задачами теплового проектирования являются задачи разработки математических тепловых моделей, экспериментальные исследования и обработка полученных данных и, наконец, задачи оптимизации проектных параметров систем обеспечения теплового режима.
Компоновочная сложность, многоэлементность, разобщенность и разнохарактерность тепловых требований, наличие развитых пространственных, особенно раскрываемых и развертываемых конструкций характерны для современных космических аппаратов [2]. В этих условиях проблема теплового обеспечения является едва ли не определяющей ввиду зависимости качественных и количественных показателей проектирования от того, насколько оптимально обеспечены условия, в которых происходит функционирование,
срабатывание разных управляющих элементов, раскрытие механических устройств, преобразование различных сигналов по передаче информации, формирование полученного сигнала комплекса АФУ и т. п.
Библиографические ссылки
1. Малоземов В. В., Рожнов В. Ф., Правецкий В. Н. Системы жизнеобеспечения экипажей летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 1986. 584 с.
2. Нестационарные тепловые режимы космических аппаратов спутниковых систем : монография / М. В. Краев, К. Ф. Голиковская, В. М. Краев, О. В. Загар ; СибГАУ. Красноярск, 2004.
© Окунев А. В., 2013
УДК 621.45.04.4
Н. Г. Останина Научный руководитель - В. Ю. Журавлев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ОСОБЕННОСТИ ИЗМЕРЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ПРИ СОЗДАНИИ И ЭКСПЛУАТАЦИИ КРИОГЕННЫХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
Рассматриваются способы измерения низких температур. Представлено описание первичных и вторичных приборов измерения температуры.
Развитие ракетной техники и практическое применение транспортных космических систем связано с использованием двигательных установок, работающих на криогенных компонентах топлива. Криогенное топливо - жидкое топливо при температуре ниже 120 К, получаемое сжижением газов глубоким охлаждением, к криогенному топливу относятся жидкие водород, метан и пропан. Точность соблюдения температурного режима очень важно, поэтому необходимо знать какие приборы используются для измерения криогенных температур.
Криогенные температуры - низкие температуры, обычно температуры, лежащие ниже точки кипения жидкого воздуха (около 80 К). Такие температуры принято отсчитывать от абсолютного нуля температуры (-273,15 °С, или 0 К) и выражать в кельвинах (К). Измерение криогенных температур имеет свои специфические особенности и трудности, которые возрастают по мере приближения к абсолютному нулю. Был проведен анализ датчиков для измерения низких температур. Наибольшее распространение для измерения низких температур получили термопреобразователи сопротивления. Термометр сопротивления -датчик измерения температуры. Принцип действия основан на измерении калиброванного медного или платинового сопротивления. Зависимость сопротивления датчика от температуры - называется градуировка. Наиболее точными и стабильными во времени являются термометры сопротивления на основе платиновой проволоки или платинового напыления на керамику. Термопреобразователи сопротивления
применяют для измерения температур от 0,01...0,02 К и выше. Особенностью использования термопреобразователей сопротивления из металла является то, что их сопротивление при низких температурах становится настолько малым, что затрудняет их измерение. При этом уменьшается коэффициент преобразования термопреобразователя, что влияет на точность измерения. Стоимость термопреобразователя сопротивления составляет от 800 рублей и более.
Первичным термометрическим прибором для измерения термодинамической температуры вплоть до 1 К служит газовый термометр (см. рисунок). Газовый термометр-прибор для измерения температуры, действие которого основано на зависимости давления или объема идеального газа от температуры. Чаще всего применяют Газовый термометр постоянного объёма, который представляет собой заполненный газом баллон 1 неизменного объёма, соединённый тонкой трубкой 2 с устройством 3 для измерения давления. В таком Газовом термометре изменение температуры газа в баллоне пропорционально изменению давления. Средняя цена около шести тысяч рублей.
Ниже 1 К газовым термометром пользоваться практически нельзя. Для определения термодинамической температуры в этой области используют магнитные и ядерные методы. В магнитной термометрии пользуются понятием магнитной температуры Т*, которую определяют из измерений магнитной восприимчивости с парамагнитной соли. Согласно Кюри закону, при достаточно высоких температурах с —1/Т*. Для многих солей закон Кюри справедлив и
