Бортовые газодинамические исполнительные системы летательных аппаратов. Ч. 1. Бортовые источники рабочего тела на холодном газе (120

Принимаем т2 1,5 мм.

Для этого случая наружный диаметр баллона тороидальной формы

Dт.н2 Dт2 dт2 2 т2 402 + 67 + 2 1,5 472 мм,

т. е. Dт.н2 Dт.н, и полученные в этом приближении размеры бал-

лона тороидальной формы на данном этапе расчетов удовлетворяют условиям задачи (окончательные размеры баллона могут быть уточнены в дальнейшем после проведения необходимых конструкторских проработок).

Массу корпуса баллона определяем по формуле

mб Sвн.т т2 м 2Dт2dт2 т2 м

3,142 4,02 0,67 0,015 7,8 3,11 кг.

Масса фитингов и другой вспомогательной арматуры пневмоаккумулятора:

mфит 0,10...0,20 mб,

для несущей конструкции пневмоаккумулятора давления можно принять

mфит 0,10mб 0,10 3,11 0,31 кг.

В этом случае общая масса источника сжатого газа

MВАД mб mн mфит 3,11 1,539 0,31 4,96 кг.

Пример 2. Определить основные параметры шарового баллона со сжатым азотом (п1 1,8), который обеспечивает требуемые характеристики газореактивной системы управления положением спутника. Полный импульс тяги реактивных двигателей I

5850 Нс, средняя удельная тяга пневматических двигателей,

обеспечивающих постоянную управляющую силу при многократных включениях и выключениях Rуд.ср 720 Н с/кг. Давление сжатого газа после редуктора рz 1,4 МПа; начальное давление газа при температуре азота 21 С рн 28 МПа. Материал стенки балло-

41

на — титановый сплав ВТ14 ( м 1100 МПа). Определить также

общую массу газореактивной системы управления положением спутника Мс.у, если система газообеспечения, находящаяся на борту спутника, термостатирована (Тн 21 C сonst).

Считаем, что редуктор обеспечивает нормальную работу газореактивной системы при разности давлений в баллоне и на выходе из редуктора (в камерах микродвигателей)

pред (n1 1) pz 0,8 pz 0,8 1,4 1,12 МПа.

Находим давление в баллоне в конце его работы: pк pz pред 2 1,12 3,12 МПа.

Определяем отношение конечного давления рк к начальному давлению рн в баллоне:

pк 2,52 0,09. pн 28

Ввиду большой длительности времени опорожнения баллона (месяцы или годы) и истечения азота порциями с очень малыми расходами газа (за время работы газореактивной системы управления осуществляется несколько десятков тысяч включений двигателей) процессы опорожнения баллона можно считать изотер-

мическими, поэтому принимаем Tн Tк и Tн 1,0.

Tк

Определяем объем баллона:

где mпр I — общая масса рабочего тела, необходимая для

Rуд.ср

работы двигателей газореактивной системы; mзап Kзапmпр0,05mпр; R 297 Дж/(кг K) — газовая постоянная азота;

42

(1 0,05) 5850 297 294 0,002924 м3 = 29,24 дм3. 720 28 106 (1 0,09 1)

Начальную массу газа, заключенную в баллоне, определяем

как

Внутренний диаметр dвн шарового баллона находим по вычисленному объему газа Wгаз; так как Wгаз 16 dвн3 , то

Толщину стенки шарового баллона рассчитываем по формуле

Kσ pн dвн .

м 4

При использовании в качестве материала стенки шарового баллона титанового сплава ВТ14 с пределом прочности м

1100 МПа коэффициент запаса прочности примем равным K

2,3. В этом случае толщина стенки баллона будет равна

Масса корпуса шарового баллона из титана ( м 4,52 кг/см3)

43

mб dвн2 м 3,14 3,822 0,056 4,52 11,6 кг.

Масса пневмоаккумулятора давления (без учета фитингов и другой вспомогательной арматуры) для газореактивной системы управления спутника

m mб mн 11,6 9,37 20,97 кг.

Полную массу всей газореактивной системы управления положением спутника Мс.у определяем на основании рекомендаций, приведенных в работе [3]. В соответствии с этими рекомендациями массовые характеристики газореактивной системы при боль-

ших значениях полного импульса (порядка 1000 Н с) можно оценить с помощью зависимости

Mс.у A1 Z1I ,

где А1 — составляющая полной массы системы, которая мало изменяется при изменении тяги системы (для газореактивных сис-

тем, в которых используется воздух или азот, A1 10,0...14,0 кг); Z1I — составляющая полной массы системы, которая опреде-

ляется значением полного импульса тяги, при этом Z1I mб

mн m , т. е. Mс.у A1 m .

Примем A1 12 кг, тогда приближенное значение полной массы всей газореактивной системы (с учетом фитингов, трубопроводов, клапанных устройств, редуктора, ракетных микродвигателей и др.) может быть оценено как

Mс.у A1 m 12 20,97 33 кг.

Значение Мс.у далее уточняют в процессе конструкторской проработки проектируемой системы управления и изделия в целом.

44

ЛИТЕРАТУРА

1.Шишков А.А., Румянцев Б.В. Газогенераторы ракетных систем. М.: Машиностроение, 1981. 152 с.

2.Gutler W.N. Gas generators — a perspective // AIAA Paper. 1973. N 1168. Р. 111.

3.Пневмопривод систем управления летательных аппаратов / Под ред. В.А. Чащина. М.: Машиностроение, 1987. 248 с.

4.Беляев Н.М., Белик Н.П., Уваров Е.И. Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. М.: Машино-

строение, 1979. 231 с.

5.Вспомогательные системы ракетно-космической техники:

Пер. с англ. М.: Мир, 1970. 400 с.

6.Пневматические приводы летательных аппаратов / Под ред. В.В. Саяпина. М.: Машиностроение, 1992. 224 с.

7.Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974. 199 с.

8.Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М.: Машиностроение, 1976. 335 с.

9.Синярев Г.Б., Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Оборонгиз, 1957. 580 с.

10.Mouretzen G. Cold gas Rocket Propulsion // J. Austronaut. Sci. 1971. V. 19, N 1.

11.Пилотируемые космические корабли. Проектирование и испытания: Сб. статей. М.: Машиностроение, 1968. 476 с.

12.Пневмогидравлические системы. Расчет и проектирование

/Под ред. Н.М. Беляева. М.: Высш. шк., 1988. 271 с.

13.Справочник машиностроителя: В 4 т. Т. 3. М.: Машгиз, 1962. 651 с.

14.Моисеев И.В., Степанчук В.Ф. Расчет истечения из резервуара // Изв. вузов. Энергетика. 1956. № 4. С. 28–35.

15.Цейров Е.М. Вопросы термодинамики воздушных выключателей. М.; Л.: Госэнергоиздат, 1963. 286 с.

45

46

Учебное издание

Владимиров Владимир Сергеевич Строгалев Валерий Петрович Толкачева Ирина Олеговна

Бортовые газодинамические исполнительные системы летательных аппаратов

Часть 1 Бортовые источники рабочего тела на холодном газе

Редактор С.А. Серебрякова

Корректор Е.В. Авалова Компьютерная верстка И.А. Марковой

Подписано в печать 12.07.2011. Формат 60×84/16. Усл. печ. л. 2,79. Тираж 100 экз. Изд №. 84. Заказ

Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана. Типография МГТУ им. Н.Э. Баумана. 105005, Москва, 2-я Бауманская ул., 5.

47

Для заметок

48