Автоматизированное проектирование диафрагм-разделителей топливных баков ЖРД МТ

УДК 629.735.33.001.2

Е. В. Колтунова Научный руководитель - М. В. Краев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

СОЛНЕЧНАЯ ЭНЕРГОУСТАНОВКА ДЛЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Обозрение существующих беспилотных летательных аппаратов с солнечной энергоустановкой.

Первым в мире беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) с солнечной энергоустановкой стал Sunrise I, который поднялся в небо 4 ноября 1974 года. На крыльях Sunrise I установили 1000 солнечных элементов общей мощностью 450 Вт. Через год в воздух поднялась улучшенная версия - Sunrise II, которая была оборудована 4480 солнечными элементами мощностью 600 Вт.

Следом AeroVironment начала работу над проектом «Высотного солнечного беспилотного самолета» (High Altitude Solar, HALSOL), который впервые поднялся в небо в июне 1983 года. Более чем через 10 лет проект вернули к жизни. 11 сентября 1995 года солнечный самолет Pathfinder достиг высоты 15 400 м, установив новый рекорд для самолетов на солнечной энергии. Три года спустя появилась модификация Pathfinder Plus - с удлиненным крылом. А 6 августа 1998 года этот самолет достиг высоты 24 445 м, рекордной для самолетов с винтовыми двигателями.

БПЛА следующего поколения - Centurion - легкий беспилотный самолет типа «летающее крыло» с солнечными элементами. Он стал хорошим примером того, как можно использовать солнечную энергию для длительных полетов на больших высотах. В 1998 году NASA провело испытания Centurion, а спустя год его модифицировали и переименовали в Helios.

Европа заинтересовалась солнечной авиацией несколько позднее, но в последние годы быстро догоняет Америку, разрабатывая высотные солнечные БПЛА большого радиуса действия (High Altitude Long Endurance, HALE). Несколько перспективных проектов с солнечной двигательной установкой на-

ходятся в процессе работы, еще несколько - на стадии планирования. С 2000 года группа из Туринского политехнического университета из Италии совместно с группой из британского Йоркского университета разработала концепцию НеИрЫ. Это автономный самолет на солнечной тяге особо большого радиуса действия. НеИрЫ: с размахом крыльев 70 м, летающий над большим городом и выполняющий функцию ретранслятора каналов связи, сможет покрывать территорию размером в 1000 км в поперечнике и, предположительно, обеспечивать поддержание почти полумиллиона каналов связи (этого должно хватить более чем для 8млн абонентов).

В 1990 году Вольфганг Шапер из Германии установил мировой рекорд в полетах по кругу для малых радиоуправляемых БПЛА на солнечной энергии. Рекорд Шапера (190 км) держится уже более 17 лет, но сейчас группа студентов института Тех-нион разрабатывает аппарат, который, как они считают, станет новым рекордсменом.

Идея долговременного полета без использования топлива владеет не только умами конструкторов беспилотных аппаратов. С начала 1980-х годов строятся пилотируемые летательные аппараты, которые ставят все новые рекорды. [1]

Библиографическая ссылка

1. Дракин И. И. Основы проектирования беспилотных летательных аппаратов с учетом экономической эффективности. М. : Машиностроение, 1983.

© Колтунова Е. В., Краев М. В., 2010

УДК 621.45.04.4

М. В. Кубриков, Т. П. Рогова Научный руководитель - В. Ю. Журавлев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ДИАФРАГМ-РАЗДЕЛИТЕЛЕЙ

ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ЖРД МТ

Представлен процесс автоматического проектирования выворачивающихся металлических разделителей двигательных установок топливных баков космических аппаратов на основе использования энергетического принципа.

Секция «Энергодвигательные установки и системы терморегулирования»

Важнейшим условием нормальной работы агрегатов космического летательного аппарата является непрерывность подачи компонентов топлива. Непрерывность подачи компонентов может быть нарушена при наличии газовых пузырей в топливопо-дающих магистралях, например, при запуске в условиях невесомости или вследствие временного оголения заборного устройства, при манёвре летательного аппарата. Для разграничения газовой и жидкой фаз успешно применяют механические разделители. Большинство разделителей хорошо компенсируют температурные расширения топлива.

Однако только некоторые из них имеют высокие показатели по заполнению топливом объема бака и невысокую долю остатка невытесняемого компонента. Значительного улучшения использования свободного объема бака можно добиться применением в качестве разделителей металлических выворачивающихся диафрагм-разделителей.

В процессе выворачивания разделитель претерпевает существенные деформации по основным направлениям. Разработка математической модели процесса выворачивания разделителя требует анализа условий работы конструкции и учета накладываемых ограничений. В настоящее время нет необходимого программного обеспечения позволяющего, в полном объеме просчитать математическую модель процесса выворачивания металлических диафрагм-разделителей.

К основным параметрам процесса выворачивания металлического разделителя топливного бака следует отнести давление выворачивания, мгновенную форму разделителя и вытесненный к этому времени объем. Эти параметры определяются значением радиуса перекатывания и главными деформациями. Давление выворачивания и радиус зоны перекатывания зависит от мгновенной формы невывернутой части разделителя, т. е. от положения зоны перекатывания на невывернутой части разделителя.

Анализ результатов проведенных экспериментов показал, что деформирование разделителя на всем протяжении процесса выворачивания носит четко выраженный характер и сосредоточен в торовой зоне перекатывания. Под действием распределенного давления в результате деформации зоны перекатывания деформированная часть перемещается относительно недеформированной. Для материалов, используемых при изготовлении металлических диафрагм-разделителей абсолютные значения напряжений малы, что позволяет заменить реальную характеристику идеально-пластической характеристикой механических свойств материала. Это обстоятельство не приведет к существенным погрешностям в расчете величин давления выворачивания.

Расчет процесса выворачивания начинается с задания начальной формы разделителя как поверхности, в общем случае состоящей из сферических, то-рообразных, конических и цилиндрических участков. Каждый участок разбивается на некоторое количество расчетных точек в соответствии с выбран-

ным шагом изменения длины меридиана срединной поверхности. На участке определяются основные геометрические параметры серединой поверхности разделителя.

Решение уравнения энергетического принципа позволяет найти формулы для радиуса зоны перекатывания и давления выворачивания в зависимости от параметров мгновенного положения разделителя. Это же решение дает возможность определить пластические деформации разделителя на всем протяжении меридиана по основным направлениям.

1

г =—.\—--- - радиус зоны перекаты-

2 у sinф-фcosф

вания;

P =

4т S

2 • \ "C

xC Sin ф

yjXCS(sin ф-ф cos ф) -

давление вы-

ворачивания.

Разработанный программный продукт, реализует представление математической модели процесса выворачивания разделителя в виде графиков, таблиц и визуализации мгновенного положения разделителя. Программа разделена на несколько модулей:

- модуль ввода данных. Выполняется ввод параметров материала и основных геометрических параметров диафрагмы-разделителя и оболочек топливного бака;

- модуль справки и теоретических сведений. Содержит методику расчета и проектирования металлических выворачивающихся диафрагм-разделителей топливных баков жидкостных ракетных двигателей. Рассмотрена математическая модель, приведены основные характеристики процесса выворачивания. Данные теоретические сведения приведены в помощь при обучении студентов технических специальностей;

- модуль вывода таблиц. В таблицах собранны расчетные данные процесса выворачивания, что дает возможность их дальнейшей обработке в сторонних программах;

- модуль вывода графиков. Двумерные графики будут изменяться одновременно с расчетом положения разделителя. Возможности интерфейса позволяют осуществить наложение графиков, что позволяет визуально выявить узловые участки процесса выворачивания. Специальные функции позволяют импортировать полученные графики в графические файлы;

- модуль визуализации мгновенного положения разделителя. Отображает положение диафрагмы-разделителя в составе топливного бака. Интерфейс оформлен в виде медиа-плеера, что упрощает использование программы.

Наличие в программе модулей, позволяет адаптировать входные и выходные данные для других программ. Сохранение полученных данных осуществляется в стандартных форматах файлов (.doc, .xls, .jpg, .txt, .html ...). Каждый документ, передаваемый в Microsoft Office основан на шаблоне. Шаблон определяет основную структуру создаваемого доку-

мента. Использование шаблонов упрощает создание отчетов и графиков требуемой формы для использования их на производстве и в учебном процессе. Благодаря интеграции текста, формул и графиков в одном документе, можно с легкостью визуализировать, иллюстрировать и снабжать вычислительные работы подробными аннотациями. Все решения будут полностью документировано и записано в одном месте.

Реализация математической модели в программном обеспечении позволяет осуществить большин-

ство расчетов связанных с процессом выворачивания разделителя и получить ряд другой важной информации. В программе осуществлено сравнение теоретических данных с полученными экспериментально, что позволяет выявить особенности и проблемы процесса выворачивания диафрагмы-разделителя.

© Кубриков М. В., Рогова Т. П., Журавлев В. Ю., 2010

УДК 621.384.6

А. Н. Мелконян, Е. А. Типляшина Научный руководитель - А. И. Серко Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ БОЛЬШОГО АДРОННОГО КОЛЛАЙДЕРА

Представлены основные понятия и характеристики самой дорогой экспериментальной физической установки - Большого адронного коллайдера (БАК). Рассмотрена общая схема системы охлаждения и приведены числовые данные по эксплуатации БАК.

Ускоритель - это установка для разгона пучков элементарных частиц; коллайдер - это тип ускорителя, в котором разгоняются два пучка частиц в противоположных направлениях и сталкиваются друг с другом. В русскоязычной терминологии коллайдер называют также ускорителем на встречных пучках.

С точки зрения научной задачи сам ускоритель выполняет только полдела - он лишь сталкивает частицы. Изучением результатов столкновения занимаются детекторы элементарных частиц - специальные многослойные установки, собранные вокруг точек столкновения. Иногда ускорителем называют тандем «ускоритель + детекторы»; в этом случае, если надо подчеркнуть, что речь идет именно об ускорителе, а не о детекторах, часто говорят «ускорительное кольцо».

Большой Адронный Коллайдер (LHC) - крупнейшая в мире установка для ускорения, накопления и столкновения пучков частиц сверхвысоких энергий, построенная на базе Европейского исследовательского центра физики элементарных частиц. CERN находится на границе Швейцарии и Франции, вблизи Женевы. LHC - циклический (то есть кольцевой) коллайдер; пучки протонов или ядер свинца циркулируют в нем непрерывно, совершая свыше 10 тысяч оборотов в секунду и сталкиваясь на каждом круге со встречным пучком. Пучки протонов будут сталкиваться с энергией до 7 ТэВ, электронно-протонные пучки - с энергией до 1,5 ТэВ, а пучки тяжелых ионов (например, свинца) - с общей энергией 1250 ТэВ. Длина ускорительного кольца, в котором ускоряются частицы, - 27 км. Все кольцо LHC поделено на восемь секторов. На каждом участке стоят в ряд магниты, управляющие протонным пучком. Благодаря сильному магнитному полю поворотных магнитов сгустки протонов не улетают

прочь по касательной, а постоянно поворачиваются, оставаясь внутри ускорительного кольца. Эти магниты формируют орбиту, вдоль которой движутся протоны. Кроме того, специальные фокусирующие магниты сдерживают поперечные колебания протонов относительно «идеальной» орбиты, не давая им задевать стенки довольно узкой (диаметром несколько сантиметров) вакуумной трубы. Подобное магнитное поле можно получить только с использованием эффекта сверхпроводимости. ЬИС самая большая «сверхпроводящая» установка в мире с удерживающим магнитным полем величиной 10 Тесла. Около 4000 т металла охлаждается до температуры всего на 1,9 выше абсолютного нуля. В результате ток в 1,8 млн ампер будет проходить по сверхпроводящим кабелям почти без потерь.

Для того чтобы протонные пучки могли свободно циркулировать в ЬИС, внутри ускорительной трубы создан сверхглубокий вакуум. Давление остаточных газов составляет порядка 10-13 атм.

Важной частью инфраструктуры ускорителя является криогенная система, охлаждающая ускорительное кольцо. Она поддерживает в поворотных магнитах (а также в некоторых других элементах) температуру 1,9 К (т. е. -271,25 °С), при которой сверхпроводник безопасно держит нужный ток и создает требуемое магнитное поле. Для поддержания рабочей температуры ускорителя используется уникально высокая теплопроводность сверхтекучего гелия. По гелиевому каналу на ЬИС можно передавать киловатты теплового потока при перепаде температур всего 0,1 К на расстоянии в километр.

Криогенная система на ЬИС многоступенчатая. Для охлаждения используется 12 миллионов литров жидкого азота и почти миллион литров жидкого гелия. ЬИС в ходе работы будет потреблять 2-3 гру-