Выбор и обоснование проектных параметров двигательных установок сверхлегких ракетно-космических комплексов
Автор: Т.А. Башарина, М.Г. Гончаров, С.Н. Лымич, В.С. Левин, Д.П. Шматов
Журнал: Космические аппараты и технологии.
Рубрика: Ракетно-космическая техника
Статья в выпуске: 1, 2021 года.
Бесплатный доступ
В работе рассмотрены наиболее перспективные проектно-конструкторские решения для создания двигательных установок для ракет-носителей сверхлегкого класса малыми частными предприятиями ракетно-космической отрасли. Сравнение металлоемкости камер сгорания с энергетическими характеристиками при различных рабочих давлениях показало, что наиболее оптимальным является рабочее давление в 12,16 МПа. Сопоставление относительных и абсолютных значений масс различных компоновок описывает характер взаимосвязи числа камер сгорания с общей массой двигательной установки. Было установлено, что девятикамерные двигательные установки с камерами, изготовленными с широким применением аддитивных технологий, наиболее полно удовлетворяют ключевым требованиям. Проведенный анализ включает в себя оценку проектных параметров как различных узлов и агрегатов, так и двигательной установки в целом. Представлены различные компоновки двигательных установок, оценена необходимая степень технологической сложности конструкций различных узлов и агрегатов. Соотношение полученных массово-энергетических характеристик достигнуто путем внедрения конструкторских решений, ставших доступными благодаря применению аддитивных технологий. Полученные результаты предварительных расчетов демонстрируют применимость и работоспособность проектно-конструкторских решений, рассматриваемых к применению в проектируемой двигательной установке для перспективной ракеты-носителя.
Ракетный двигатель, двигатель малой тяги, метановое топливо, сверхлегкий носитель, аддитивная технология, экономическая эффективность, частная космическая компания
Короткий адрес: https://sciup.org/14118225
IDR: 14118225 | УДК: 621.454.2 | DOI: 10.26732/j.st.2021.1.01
Low-thrust liquid-propellant rocket engines as part of advanced ultralight rocket vehicle systems
This work examines the most promising design solutions for the creation of propulsion systems for ultra-light launch vehicles by small private enterprises in the rocket and space industry. Comparison of the metal consumption of the combustion chambers with the energy characteristics at different operating pressures showed that the most optimal operating pressure is 12,16 MPa. Comparison of the relative and absolute values of the masses of various configurations describes the nature of the relationship between the number of combustion chambers and the total mass of the propulsion system. It was found that nine-chamber propulsion systems with cameras made with extensive use of additive technologies best meet the key requirements. The analysis carried out includes an assessment of the design parameters of both various components and assemblies and the propulsion system as a whole. Various layouts of propulsion systems are considered in detail, the required degree of technological complexity of structures of various units and assemblies, their production cost are estimated. The ratio of the obtained mass-energy characteristics was achieved through the implementation of design solutions that became available due to the use of additive technologies. The obtained results of preliminary calculations demonstrate the applicability and efficiency of design solutions considered for use in the propelled propulsion system for a promising launch vehicle.
Список литературы Выбор и обоснование проектных параметров двигательных установок сверхлегких ракетно-космических комплексов
- Клюшников В. Ю. Ракеты-носители сверхлегкого класса: ниша на рынке пусковых услуг и перспективные проекты // Воздушно-космическая сфера. 2019. № 3 (100). С. 58–71.
- Данилюк А. Ю., Клюшников В. Ю., Кузнецов И. И., Осадченко А. С. Требования к облику и основным проектным параметрам микроракетного комплекса, предназначенного для запуска малых космических аппаратов размерностей «нано», «пико» и «фемто» // Вестник НПО им. С. А. Лавочкина. 2015. № 3. С. 107–113.
- Ганиев Т. А., Карякин В. В. Космическая политика мировых и региональных держав. М. : Архонт, 2020. 175 с.
- Лин Индастриал – Легкая ракета «Адлер» [Электронный ресурс]. URL: http://spacelin.ru/proekty/legkayaraketa-adler (дата обращения 11.11.2020).
- Первов М. А. История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок. М. : ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», 2018. 656 с.
- Васильев А. П., Кудрявцев В. М., Кузнецов В. А., Курпатенков В. Д., Обельницкий А. М., Поляев В. М., Полуян Б. Я. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М. : Высшая школа, 1983. 703 с.
- Нестеров В. Е., Кузин А. И., Рачук В. С. Особенности применения маршевых ЖРД в составе первой ступени перспективной многоразовой ракетно-космической системы // Авиакосмическая техника и технология. 2010. № 3. С. 25–32.
- Ерохин Б. Т. Теория и проектирование ракетных двигателей : учеб. СПб. : Лань, 2015. 608 с.
- Информационные материалы компании Firefly [Электронный ресурс]. URL: firefly.com/launch-alpha/ (дата обращения 11.11.2020).
- Информационные материалы компании Rocket Lab [Электронный ресурс]. URL: www.rocketlabusa.com/electron/ (дата обращения 11.11.2020).
- Нестеров В. Е. Многоразовая ракетно-космическая система. Инновационное развитие российских средств доступа в космическое пространство // Двойные технологии. 2012. № 1 (58). С. 13–18.
- Башарина Т. А., Гончаров М. Г., Меньших В. В., Ильина А. К., Турищев М. Ю., Шматов Д. П. Разработка жидкостного ракетного двигателя малой тяги для ракет сверхлегкого класса // Восьмые Уткинские чтения : труды общерос. науч.-техн. конф. СПб. 2019. С. 26–29.
- Коватёва Ю. С., Воробьев А. Г., Боровик И. Н., Хохлов А. Н., Казеннов И. С. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги на топливе газообразный кислород и газообразный метан // Вестник Московского авиационного института. 2011. Т. 18. № 3. С. 45–54.
