- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ПОТРЕБНОЕ ДАВЛЕНИЕ НАДДУВА БАКОВ |
905 |
|
|
Рис. 8.5.3. Влияние количества ступеней ЛА и погрешностей СООБ на гарантийные остатки, приведенные к полезной нагрузке, при выклю
чении промежуточных ступеней по командам от датчиков окончания компонентов:
а— идеальная СООБ; б — СООБ с погрешно стью 0,05; в — СООБ с погрешностью 0,10
Введением гарантийного остатка горюче го Мг г , можно уменьшить пассивную массу при K 6 0, уравняв ее с пассивной массой при
K + 0, |
Mт |
| K | |
Mг г K Mт |
| K | |
|
Mг г , |
|||||||||
|
|
|
|
||||||||||||
|
|
K 1 |
|
|
|
|
|
|
K (K 1) |
||||||
откуда |
Mг г Mт |
|
K 1 |
K |
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
, или в безраз |
|||||||||
|
|
|
|
(K 1)2 K |
|
|
|
|
|
||||||
мерной форме |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
.г г |
(1 .к ) |
|
K 1 K |
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
. |
(8.5.18) |
|||||||
|
|
|
|
|
|
(K |
1)2 K |
|
|
||||||
Введение |
гарантийного |
остатка |
вызовет |
||||||||||||
потерю скорости n g |
|
p |
.г г |
на каждой |
|||||||||||
|
|
||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
уд |
|
.к |
|
|
из промежуточных ступеней или в сумме для всего ЛА с N ступенями:
nк* g |
p |
1 .к |
(N 1) |
K 1 |
|
K |
. |
(8.5.19) |
||
8 |
0 уд .к |
|
|
(K 1)2 K |
|
|||||
Выражение (8.5.16), с учетом (8.5.19) |
||||||||||
принимает вид |
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
Χ |
0 |
n8к n8к* , |
(8.5.20) |
|||||
|
|
K 3 |
|
n8 |
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
что позволяет учесть влияние погрешностей ре альной СООБ на величину приведенных к по лезной нагрузке гарантийных остатков при вы ключении по ОКТ двигателей промежуточных ступеней.
Как из рис. 8.5.3, отказ от СООБ при соответствующем увеличении погрешно
стей одновременного опорожнения K до
K
0,07...0,10 существенно снижает выигрыш за счет выключения промежуточных ступеней ЛА по ОКТ.
8.5.2.ПОТРЕБНОЕ ДАВЛЕНИЕ НАДДУВА БАКОВ
Чтобы обеспечить нормальную работо способность ЖРД, в ДУ необходимо добиться превышения в полете давления компонентов топлива на входе в насосы над давлением их насыщенных паров для безкавитационной ра боты насосов.
Кавитация — процесс нарушения сплош ности потока жидкости в зоне понижения дав ления, заключающийся в образовании полос тей, наполненных паром и выделяющимся га зом. Кавитация вызывает отрицательные явле ния, приводящие к нарушению работы насо сов и ЖРД в целом.
Установка бустерных насосов (шнеков) перед центробежными насосами существенно улучшает антикавитационные качества по
следни |
уменьшает допустимые минимальные |
давления |
входе в насосы. |
|
давления на входах в насосы — |
одно из основных направлений уменьшения масс конструкции топливных отсеков ракетных блоков.
При проектировании ЖРД в целях обес печения надежности его работы принимают, что располагаемое превышение давления больше необходимого на некоторую величину
резерва 7н h |
. |
Тогда |
потребное |
давление |
||||
|
рез |
|
|
7н h |
|
|
|
|
pmin |
pн 7н h |
|
, откуда |
|
||||
вх потр |
S |
рез |
|
ср в |
|
|
|
|
|
pmin |
7н ( h |
h |
) pн |
, (8.5.21) |
|||
|
вх потр |
|
|
ср в |
|
рез |
S |
|
где pвхminпотр — минимальное потребное давление на входе в насос; 7нS — давление насыщенного пара, соответствующее номинальной темпера
туре компонента; pвх min 7н ( hср в hрез) — превышение давления на входе в насос над дав
лением насыщенного пара компонента.
С повышением температуры компонен тов топлива плотность их насыщенных паров увеличивается. Для сохранения требуемого превышения давления необходимо с ростом температуры компонентов увеличивать давле ние на входе в насосы.
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
906 Глава 8.5. СИСТЕМА ОДНОВРЕМЕННОГО ОПОРОЖНЕНИЯ БАКОВ
Определение потребных давлений наддува
баков. Зная минимальные потребные давления pвхminок , pвхminг на входе в насосы, потребные дав
ления наддува баков окислителя pбокн и горю чего pбгн при номинальных и выходных харак теристиках ДУ можно определить из следую щих соотношений:
pбокн pвхminок pс ок pSок 7ок (Tок )hок (t)nx (t);
(8.5.22)
pбгн pвхminг pсг pSг 7г (Tг )hг (t)nx (t),
(8.5.23)
где pс ок , pсг — гидравлические потери в сис
темах окислителя и горючего; pSок pSок (Tок )
pSок (Tокн ), pSг pSг (Tг ) pSг (Tгн ) — прирост давления насыщенных паров окислителя и го
рючего соответственно из за прогрева в полете;
7ок (Т ок ), 7г (Т г ) — плотность окислителя и го рючего соответсвенно в зависимости от их тем
пературы; hок(t), hг(t) — высота «гидравличе ского столба» окислителя и горючего соответст венно; nx(t) — осевая перегрузка в зависимости от времени полета.
Давление насыщенного пара в баках окислителя и горючего зависит от времени полета. Во время полета температура окисли теля и горючего повышается вследствие теп лообмена между стенками топливных баков, зеркалом жидкости и газом наддува. Макси мальных значений температур окислитель и горючее достигают в конце активных участ ков перед выключением двигателей, поэтому потребные номинальные давления наддува баков определяют максимально потребные значения давлений на входе в насосы компо нентов в конце активных участков траекто рий ступеней.
На рис. 8.5.4 показана типовая зависи мость потребных давлений на входе в насосы окислителя и горючего в зависимости от вре
Рис. 8.5.4. Зависимость потребных давлений на входе в насосы окислителя и горючего от вре мени работы ДУ ракетного блока первой ступени БР и РН
мени работы ДУ ракетного блока первой сту пени БР и РН.
Полученные номинальные значения над дува баков pб ок и pб г должны быть несколь ко увеличены, чтобы обеспечить безкавита ционную работу насосов, из за возмож ных ошибок настройки pнастр характери
стик ДУ и влияния внешних возмущающих факторов pвф:
p |
pH |
pнастр pв ф |
; |
(8.5.24) |
|
б ок |
б ок |
б ок |
б ок |
|
|
p |
pH |
pнастр pв ф. |
|
(8.5.25) |
|
б г |
б г |
б г |
б г |
|
|
Так как отклонения внешних характери стик, вызванные допусками на точность на
стройки и внешними возмущающими фактора ми, случайны и независимы, то pнастр и pв ф
определяются следующими выражениями:
pнастр |
|
|
0p |
|
|
|
|
2 |
0p |
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|||||||
|
& |
б ок pнастр ) |
|
|
& |
|
|
б ок m |
настр ) ; |
|||||||||||||||||
б ок |
|
& 0p |
|
|
уд |
) |
|
|
& |
|
|
0m |
|
|
) |
|
|
|
|
|||||||
|
|
% |
уд |
|
|
|
|
( |
|
|
% |
|
|
|
|
|
|
|
|
( |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(8.5.26) |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
pнастр |
|
|
0p |
|
|
|
|
2 |
|
0p |
|
|
|
2 |
|
|
|
|
||||||||
|
& |
б г |
|
pнастр ) |
|
& |
|
|
|
|
б г |
|
mнастр ) ; |
|
|
|
|
|||||||||
б г |
|
& 0p |
|
|
уд |
|
) |
|
& 0m |
|
|
|
) |
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
% |
уд |
|
|
|
|
( |
% |
|
|
|
|
|
|
|
|
( |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(8.5.27) |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0p |
|
|
|
2 |
|
0p |
|
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
pв ф |
& |
|
б ок |
T |
) |
& |
|
б ок |
7 |
|
) (7 |
б ок |
)2 ; |
|||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||
б ок |
& |
0Tок |
|
|
ок |
) |
& |
|
07ок |
|
|
ок ) |
|
|
|
|
|
|||||||||
|
% |
|
|
|
( |
% |
|
|
|
( |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(8.5.28) |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0p |
|
|
|
2 |
|
|
0p |
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
pв ф |
|
& |
б г |
|
T |
) |
& |
|
б г |
7 |
|
) |
(7 |
б г |
)2 , |
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||
б г |
|
& |
0Tг |
|
|
г |
) |
& |
|
07г |
|
г ) |
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
% |
|
|
|
( |
% |
|
|
|
( |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(8.5.29) |
|||||||
где pнастр |
— отклонение удельной тяги из за |
|||||||||||||||||||||||||
уд |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
настройки двигателя; mнастр — отклонение
расхода компонентов из за настройки двига теля; Tок Tок TокH , Tг Tг Т гН — воз можное повышение температуры окислителя
и горючего на входе в насосы перед выклю чением ДУ; 7ок , 7г — допустимые откло нения плотности окислителя и горючего из за сортности (допусков на плотность);pб ок , pб г — точность поддержания номи нальных давлений в баках (точность работы систем наддува).
Требования к системам наддува баков. Ис, ходные данные для определения их характери, стик. Системы наддува баков обеспечивают поддержание требуемого давления в баках. Ос новные требования к системам наддува:
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ПОТРЕБНОЕ ДАВЛЕНИЕ НАДДУВА БАКОВ |
907 |
|
|
1)поддержание потребного давления в баках с максимальной точностью;
2)обеспечение постоянства характери стик системы наддува (давление в баках, рас ход и температура газов наддува);
3)минимальная масса газов наддува, аг регатов и элементов системы наддува и не за бираемых из баков компонентов топлива;
4)высокая надежность системы (простота конструкций, минимальное количество компо нентов);
5)удобство и безопасность эксплуата ции, высокая герметичность в процессе экс плуатации.
зависимости от конкретного назначе системы наддува и применяемых компо топлива в ЖРД к ней предъявляют и специфические требования. Так, для БР одно из таких требований — постоянная
готовность к пуску в процессе всего периода эксплуатации. Классификация систем надду ва может быть произведена по типу газа, ис пользуемого для наддува баков, принципи альным схемам, агрегатному состоянию ис ходных веществ для получения газа наддува
ит.д.
Системы наддува можно разделить на две принципиально различающиеся группы:
1.Холодные, в которых газ наддува, акку мулированный в баллонах высокого давления, подается в баки через редуктор или дроссель ные шайбы.
2.Горячие, использующие газ с более вы сокой температурой, чем температура жидких компонентов.
Вхолодных системах наддува рабочими телами служат воздух, азот, гелий.
Горячие системы подразделяются на газогенераторные с непосредственным вво дом реагирующего вещества в бак, испари тельные и газобаллонные с подогревом ра бочего тела.
ВБР в качестве основных систем наи большее распространение получили газогене раторные и системы с непосредственным вво дом реагирующего вещества в баки, а в РН с ДУ ракетных блоков, использующими крио генные компоненты топлива, — испаритель ные и газобаллонные системы с подогревом сжатых газов.
Втопливные баки должен подаваться газ
ссоответствующим кислородным балансом. Поэтому газ, отбираемый до или после тур бины одиночных ЖРД, поступает в два газо
генератора или в смесители системы наддува, которые вырабатывают для бака окислителя газ с избытком окислителя, а для бака горю чего — горючего.
Источником тепловой энергии для испа рения криогенных жидкостей и подогрева сжатых газов могут быть газы, отбираемые до или после турбины одиночных ЖРД. Основ ные горячие системы наддува баков выходят на режим только после запуска основных ЖРД, поэтому для обеспечения надежного вы хода и предотвращения провала давлений на входе в насосы необходим предварительный наддув свободного от компонентов объема ба ков, так называемых газовых подушек.
Предварительный наддув баков односту пенчатых и первых ступеней многоступенча тых ракет осуществляют наземной газобаллон ной системой наддува, последующих ступеней до старта — с использованием наземной систе мы, в полете — из бортовых баллонов со сжа тым газом.
Исходные данные для определения ха рактеристик и выбора рациональной системы наддува баков:
pокmin , pгmin — минимальные давления на входе в насосы окислителя и горючего;
mокmax mокН mок , mгmax mгН mг
максимальные массовые расходы компонентов топлива;
Vокmax (mокmax /7minок ), Vгmax (mгmax /7minг ) —
максимальные объемные расходы компонен тов топлива;
конфигурация баков, зависимости hок (t),
hг (t);
ПГСхок, ПГСхг — пневмогидравлические схемы систем окислителя и горючего;
физико химические характеристики газов наддува;
Tок (t),Tг (t) — изменения температур окис лителя и горючего в зависимости от времени работы ДУ;
nx(t) — изменение осевых перегрузок в за висимости от времени работы ДУ;
Vокн ,Vгн — объемы, занимаемые номи нальными запасами окислителя и горючего;
Vбнок ,Vбнг — объемы баков окислителя и горючего.
Основные характеристики системы над дува баков:
pб ок , pб г — давления наддува баков окис лителя и горючего в полете;
pбпрок , pбпрг — давления предварительного наддува баков окислителя и горючего;
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
908 Глава 8.5. СИСТЕМА ОДНОВРЕМЕННОГО ОПОРОЖНЕНИЯ БАКОВ
— массовые расходы газов над дува окислителя и горючего;
Tок ,Tг — температуры газа наддува бака окислителя и горючего;
mг н — масса газов наддува в баках окис лителя и горючего в момент выключения ДУ ракетного блока;
mнез — масса остатков незабора компо нентов топлива при выключении ДУ;
mс н — масса агрегатов и элементов кон струкции систем наддува, окислителя и го рючего.
Требуемые давления наддува в баках окислителя и горючего могут быть найдены по (8.5.22)...(8.5.29). Для этого по исходным дан ным рассчитывают гидравлические потери:
pг п pс pм pтр, |
(8.5.30) |
где pc — потери давления на создание скоро сти: pм — потери давления на преодоление ме стных сопротивлений трубопроводов; pтр — потери давления на трение о стенки трубопро водов.
Потери давления на создание скорости, преодоление местных сопротивлений трубо проводов и трение об их стенки определяются из следующих выражений:
p |
7w2 |
(8.5.31) |
||||
|
|
; |
||||
|
c |
2 |
|
|||
|
|
|
||||
|
7w2 |
n |
|
|||
pм |
?i ; |
(8.5.32) |
||||
|
2 |
|
i 1 |
|
||
p |
|
|
l |
7w2 |
|
|
|
|
, |
(8.5.33) |
|||
c d |
||||||
тр |
|
2 |
|
где w — скорость движения компонента; 7 — максимальная плотность компонентов в момент выключения ДУ; ?i (i 1,2,..., n коэффициенты местного сопротивления элементов систем окислителя и горючего (заборные устройства, сильфоны, элементы автоматики, шайбы, вход в двигатель, пово роты, изменение сечения трубопровода);c — коэффициент сопротивления трения; l — длина трубопровода; d — диаметр трубо провода.
Для круглых топливоподающих труб при турбулентном движении c определяется по формуле
|
|
|
|
|
100 |
0,25 |
|
|
|
c |
01,&1,45 |
|
|
|
|
) , |
(8.5.34) |
|
|
|
||||||
|
& |
dг |
|
|
|
) |
|
|
|
|
% |
|
|
Re ( |
|
где Re wdг — критерий Рейнольдса; — сред v
няя шероховатость трубопровода, м; dг — гид равлический диаметр, м; v — кинематическая вязкость жидкости, м2/с.
предварительного наддува должны обеспечивать необходимое для безка витационной работы давление на входе в на сосы до момента выхода на режим основной системы наддува.
Величина давления предварительного (до запуска ДУ) наддува должна находиться в диа
пазоне pб min + pб + pб max .
В целях исключения превышения pб зна чения pб max на баке устанавливают дренаж но предохранительный клапан с давлением
открытия pп к pб max pп к .
Снижение давления менее допустимого pб min исключено благодаря выбору соответ ствующей величины свободного объема ба ка (газовой подушки) или подпитке бака компонентом до момента выхода основной системы наддува на режим. Если предвари тельный наддув прекращен до момента включения двигателя, то при изотермиче ском процессе расширения газа в баке ми нимальный свободный объем можно опре делить по формуле
Vcв min |
pб minVcв max |
, |
(8.5.35) |
|
|||
|
pп к pб min |
|
где Vc max — максимальный объем компонента топлива, сливаемого из бака, до момента выхо да системы наддува на режим:
Vc max Vз Vд , |
(8.5.36) |
где Vз — объем компонента, необходимый для заполнения гидравлических трактов ДУ; Vд — объем компонента топлива, расходуемый в двигателе до выхода системы наддува на ре
9 м
жим: Vд :Vdt, где V — текущий секундный
9 з
объемный расход, 9з — момент заливки дви гателя: 9м — момент выхода системы наддува на режим.
Если предварительный наддув от агрега тов наземного оборудования продолжается до старта ракеты, то необходимый расход газа для поднаддува определяется по формуле
m |
|
pб maxVc max |
, |
(8.5.37) |
г н |
|
g0RT (9ст 9з) |
|
|
|
|
|
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
ПОТРЕБНОЕ ДАВЛЕНИЕ НАДДУВА БАКОВ |
909 |
|
|
где 9ст — момент старта; RT — удельная работо способность газа предварительного наддува, равная произведению газовой постоянной на температуру. Наибольшее применение в каче стве газов наддува получили нейтральные га зы — гелий R 212 и азот (R 30,26).
Предстартовый расход mг н газа надду ва — основа для расчета автоматики и сечений трубопровода системы предварительного над дува баков.
Потери давления компонентов топлива определяют конкретными пневмогидравли ческими схемами систем окислителя и горю чего и их общей внутрибаковой компонов кой. Б льшую часть этих потерь составляют потери на трение, зависящие от длины и диаметра трубопроводов. Диаметры трубо проводов зависят при заданном расходе от скорости движения жидкости в них. Чем больше скорость, тем меньше диаметр и масса трубопровода, но при этом возрастают потери на трение, которые необходимо ком пенсировать увеличением давления в баке, что приводит к увеличению массы баков и газов наддува.
Следовательно, оптимальное значение диаметра трубопровода и скорости движения в нем целесообразно выбирать из условия
min m8 min(mб |
mтр), (8.5.38) |
где mб — масса бака; mг н |
газа наддува в |
баке; mтр — масса трубопровода.
При этом следует рассмотреть два вари анта размещения трубопроводов — внутри и вне баков.
Зная pб ок , pб г ,Vок ,Vг , секундный расход газов наддува можно определить по формулам
|
p |
V |
|
|
p |
V |
|
|
mб ок |
б ок |
ок |
; mб г |
|
б г |
г |
, |
(8.5.39) |
г н |
(RTэф )ок |
г н |
|
(RTэф)г |
|
|||
|
|
|
|
где mгб нок , mгб нг — секундный расход газов надду ва баков окислителя и горючего соответствен но; (RTэф)ок , (RTэф)г — эффективная работоспо собность газа внутри бака окислителя и горюче го соответственно.
Значения RTэф для холодных, испари тельных и газобаллонных систем с подогревом газа при некоторых допущениях можно с при емлемой точностью рассчитать по известным термодинамическим соотношениям.
Значения RTэф для горячих систем надду ва газогенераторными газами из за сложности внутрибаковых процессов, протекающих при
таком наддуве баков (теплообмен, конденса ция, испарение, химические реакции), опреде ляют экспериментально. По результатам экс перимента RTэф рассчитывают по формуле
RT |
pкV9 |
, |
(8.5.40) |
|
|||
эф |
mг н |
|
|
|
|
|
где p9 — абсолютное давление в баке; V9 — сво бодный объем бака на момент времени 9; mг н — количество газа, израсходованного на наддув бака на момент времени 9.
Массу газов наддува определяют из сум мы массы газов предварительного наддува mп н
t
и массового расхода газа в ходе полета : mг нdt.
0
Следовательно, максимальную массу га зов в баках в момент выключения ДУ можно рассчитать по следующим формулам:
|
tK |
|
p |
V |
|
|
|
|
||
mгб нок mпб нок : |
|
б ок |
|
ок |
dt; |
(8.5.41) |
||||
|
(RT |
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
) |
ок |
|
||||
|
0 |
|
эф |
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
tK |
|
p |
V |
|
|
|
|
|
|
mгб нг mпб нг : |
|
б г |
г |
|
|
dt; |
(8.5.42) |
|||
(RT |
) |
|
|
|||||||
|
|
г |
|
|||||||
|
0 |
|
эф |
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
m |
mб ок |
|
mб г |
. |
|
|
(8.5.43) |
|||
г н |
г н |
|
|
г н |
|
|
|
|
|
При горячем наддуве баков температура газа над свободной поверхностью компонента выше температуры самого компонента. Поэто му в полете происходит прогрев компонентов за счет теплопроводности жидкости и конвек тивного теплообмена из за движения газа и жидкости внутри бака, зависящего от конст рукции насадки, через который газ подается в бак. Чем выше температура газа наддува, тем меньше его масса, больше прогрев компонента и масса конструкции баков вследствие повы шения давления наддува для компенсации прогрева компонента.
Массу системы наддува баков mсн можно разделить на две части: массу газов наддува в баках mгн при выключении ДУ, пропорцио нальную в первом приближении номинально му количеству компонентов топлива, и массу элементов конструкции системы наддува mснкон , зависящую от давления, температуры, расхода газов наддува и пропорциональную в первом приближении тяге ДУ ракетного блока:
m |
m |
mкон a m |
, |
P , (8.5.44) |
с н |
г н |
с н с н т |
|
с н п |
где aс н mг н / mт — масса газа наддува, при ходящаяся на единицу массы топлива;