НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ

УДК 621.453/.457

Россия, МГТУ им. Н.Э. Баумана

voron@mx.bmstu.ru

arefyev@rambler.ru

Современный уровень развития космической техники накладывает серьёзные ограничения на массогабаритные, динамические и удельные характеристики двигательных установок (ДУ) малых космических аппаратов (МКА) [1]. Некоторые из предъявляемых требований приведены в таблице 1 (данные 2006 г.).

Таблица 1. Общие требования к МКА

На современном этапе развития, наиболее востребованными являются МКА класса "Микро". С целью повышения массовой эффективности, снижения стоимости создания и испытаний ДУ таких МКА, рядом зарубежных организаций  выполнены исследования перспективных компонентов топлива и новых схемных решений [2]. Одним из заявленных направлений работ [1, 3] является создание ДУ на закиси азота (N₂O).

Закись азота как компонент ракетного топлива нашла широкое применение в работах компании XCOR Aerospace [4]. Начиная с 2000 года по заказу NASA и DARPA, компанией XCOR Aerospace совместно с ATK GASL выполнена разработка и исследование более 10 вариантов ЖРД с диапазоном тяги 10...2000 Н и использованием N₂O в качестве окислителя.

Несмотря на возросший интерес к закиси азота в аэрокосмической отрасли, существует ряд вопросов, связанных с эффективностью ее применения для МКА с массой менее 100 кг. Выполненный в работах [1,3] анализ не позволяет однозначно сделать вывод о целесообразности разработки и внедрения ДУ на закиси азота в структуру перспективных МКА. В литературных источниках не показана количественная оценка снижения массогабаритных параметров за счет применения N₂O, а также не выполнено сравнение с существующими образцами ДУ МКА.

В настоящей работе сделана попытка определения границ области применения и количественного показателя эффективности ДУ на закиси азота для МКА класса "Микро".

Статистические данные, приведённые на рис.1, демонстрируют рост доли сухой массы ДУ  при уменьшении размеров МКА [3]. Здесь М_ДУ ‑ сухая масса ДУ, М_ДУ ‑ масса топлива. Показано, что для аппаратов менее 100 кг ψ>0,5. Данный эффект приводит к существенному снижению массовой энергоотдачи ДУ . Здесь I_п ‑ полный импульс, создаваемый ДУ. Показатель  можно считать обобщенным критерием массовой эффективности ДУ МКА.

Рис. 1. Доля сухой массы КА различного назначения

Одной из главных причин роста сухой массы ДУ с уменьшением линейных размеров МКА является то, что толщины конструктивных элементов и размеры агрегатов при достижении минимального, технологически возможного, предельного значения остаются постоянными и не подлежат дальнейшему масштабированию.

Некоторое повышение параметра η_м может быть обеспечено за счет использования высокоэнегетических одно- или двухкомпонентных топлив с высокими плотностями. Однако в большинстве случаев, их применение требует наличия массозатратных систем хранения и вытеснения топлива из баков, внедрения устройств инициации рабочего процесса. Кроме того, создание ракетного двигателя (РД) с реализацией эффективного рабочего процесса при номинальном уровне тяги менее 0,5 Н требует решения многих технических проблем, что приводит к увеличению массы конструкции.

Согласно информации, полученной на основе анализа открытых данных, начиная с 1970 г до настоящего времени [2, 5] можно выявить вполне определенную тенденцию (рис. 2), характеризующую изменение уровня массовой энергоотдачи ДУ МКА различного назначения. При анализе рассмотривались МКА с массой до 500 кг и характеристической скоростью u_хар до 100 м/с.

Рис. 2. Показатели массовой энергоотдачи для МКА за период 1970-2010 гг

Основываясь на работах [2, 5], для МКА массой от 1 до 100 кг с комбинированными ДУ, включающими ЖРД или РДТТ, можно построить осредненный график (рис. 3), характеризующий достигнутый мировой уровень показателя η_м при различных характеристических скоростях МКА.

Рис. 3. Массовая энергоотдача ДУ МКА массой от 10 до 20 кг

Рис. 2 демонстрирует существенное снижение темпов роста массовой энергоотдачи ДУ МКА, начиная с 1990 гг. Следует отметить, что η_м ДУ современных МКА не превышает 250 м/с (рис. 3).

Для дальнейшего повышения показателя η_м требуется не только внедрение перспективных компонентов топлива, но и реализация схемных решений, позволяющих существенно снизить сухую массу ДУ МКА.

Как упоминалось выше, одним из направлений, позволяющих повысить массовую энергоотдачу ДУ МКА является применение закиси азота. Наиболее важными преимуществами N₂O являются возможность разложения ее на свободные кислород и азот с выделением тепловой энергии в количестве 82 кДж/моль, возможность хранения в сжиженном состоянии, упрощение системы подачи за счет эффекта самовытеснения собственными насыщенными парами с давлением более 4 МПа при 290 К, а также нетоксичность.

Совокупность вышеизложенных свойств закиси азота позволяет разработать ДУ МКА на этом компоненте топлива, сочетающую в себе технологичность конструкции и эксплуатации, надежность и многорежимность. Некоторые из возможных вариантов схем ДУ МКА представлены на рис. 4.

Рис. 4. Схемы ДУ на закиси азота с использованием в качестве маршевого двигателя однокомпонентного РД (а), ГРД (б) и ЖРД (в)

Подобные ДУ состоят из маршевых РД с уровнем тяги P_м=5...500 Н и управляющих РД с уровнем тяги P_у<1 Н. В рассматриваемых вариантах управляющими являются РД на холодном газе, в то время как в качестве маршевых могут выступать однокомпонентный РД с каталитическим разложением закиси азота, гибридный РД (ГРД) или жидкостный РД (ЖРД). Работы [3, 6, 7] показывают возможность создания однокомпонентных и двухкомпонентных ЖРД удовлетворяющих требованиям, предъявляемым к элементам ДУ МКА по уровню тяги, частоте и скважности включений, ресурсу, импульсу последействия а также экологической безопасности.

Целью работы является определение области эффективного применения систем на закиси азота в ДУ МКА (применительно к классу МКА "микро").

С этой целью проведено сравнение по значению η_м   приведенных выше вариантов ДУ на закиси азота (рис. 4) с аналогами на гидразине (рис. 5а), газообразных О₂/Н₂ (рис. 5б), НДМГ/АТ (рис. 5в) и РД на холодном газе (рис. 5г). Анализ выполнен при заданных значениях тяги маршевых РД (P_м=50 Н) и управляющих РД (P_у=0,5 Н). В качестве исследуемой параметрической области взят диапазон массы МКА M_КА=10...100 кг с полным импульсом ДУ I_п=10...5000 Н*с. Принято, что 60 % полного импульса приходится на маршевые РД и 40 % на управляющие.

Рис. 5. Схемы ДУ на гидразине (а), газообразных кислороде и водороде (б), АТ/НДМГ (в) и на "холодном газе" (в)

Расчетное определение η_м проводилось в соответствии с [8]. Масса топлива определялась как , где  - удельный импульс маршевого РД и  - удельный импульс управляющего РД. Масса ДУ вычислялась как сумма масс элементов . Агрегаты вариантов ДУ выбирались с учетом существующих и перспективных схемных решений [8]. Масса M_iкаждого агрегата ДУ соответствует номенклатуре, производимых в РФ элементов ДУ [9-11]. Удельный импульс РД в пустоте (I_уп) выбран в соответствии с таблицей 2.

Таблица 2. Удельный импульс РД

В результате проведенных расчетов определены значения массовой энергоотдачи в зависимости от полного импульса ДУ МКА (рис. 6).

Рис. 6. Зависимость η_м  от полного импульса ДУ для вариантов с использованием: однокомпонентного РД на N₂O (1), ГРД на бутадиеновом горючем и N₂O (2), ЖРД на этаноле и N₂O (3), ДУ на "холодном газе" (4), однокомпонентном РД на гидразине (5), РД на газообразных H₂ и O₂ (6), АТ/НДМГ (7)

На основе выполненного анализа можно сделать следующие выводы. Применение  ДУ на закиси азота позволяет снизить массу МКА, если диапазон значений полного импульса ДУ составляет  120...470 Н*с.  При I_п<260 м/с более целесообразным становится применение ДУ с однокомпонентным маршевым РД на N₂O, а при I_п>260 м/с - двухкомпонентного ЖРД с использованием N₂O в качестве окислителя. Расчетными методами показано, что применение закиси азота дает возможность снижения массы ДУ МКА на 10...15% относительно ДУ традиционных схем, применяемых в настоящее время.

Список литературы

1.     Zakirov V.A., Wan K., Tang C., Shan F., Zhang H., Li L. N₂O Propulsion Research at Tsinghua: 2006 // Proceedings of ESA Space Propulsion Conference, 3nd International Conference on Green Propellants for Space Propulsion, SP-635. Poitiers. France, 17-20 September 2006. P. 128-132.

2.     Банго В.И., Разумовский Ю.К., Зайцев И.В. Анализ современных тенденций и направлений развития малых космических аппаратов за рубежом // 3-я Международная конференция-выставка «Малые спутники, новые технологии, миниатюризация. Области эффективного применения в XXI веке». г. Королев, Московская обл., 27-31 мая 2002. Кн.1. С. 381-387.

3.     Zakirov V.A., Lawrence T.J., Sellers J.J., Sweeting M.N. Nitrous Oxide as a Rocket Propellant // Proceedings of the 51st International Astronautical Congress. Rio de Janeiro, Brazil, 2-6 October 2000. (Also published in: Acta Astronautica. 2001. Vol. 48, no. 5-12. P. 353-362. DOI: http://dx.doi.org/10.1016/S0094-5765(01)00047-9 ).

4.     XcorAerospace: [Электронный ресурс].  Режим доступа: http://www.xcor.com  (дата обращения 10.05.2012).

5.     Лукьященко В.И., Саульский В.К., Шучев В.А, Смирнов В.В. Международные тенденции создания и эксплуатации малых космических аппаратов // 3-я Международная конф.-выставка «Малые спутники, новые технологии, миниатюризация. Области эффективного применения в XXI веке». г. Королев, Московская обл., 27-31 мая 2002. Кн.1. С.332-348.

6.     Tiliakos N., Tyll J.S., Herdy R., Sharp D., Moser M., Smith N. Development and Testing of a Nitrous Oxide/Propane Rocket Engine, AIAA2001-3834 // 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Salt Lake City, Utah, 8-11 July 2001.P. 258-264.

7.     Zakirov V.A., Ke Wan, Fan-li Shan, Hai-yun Zhang, Lu-ming Li. Restartable Hybrid Rocket Motor using Nitrous Oxide, Paper IAC-06-C4.2.02 // Proceedings of 57th International Astronautical Congress. Valencia, Spain, 2-6 October 2006, P. 92-101.

8.     Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: МГТУ им. Н.Э Баумана, 2005. 486 c.

9.     Официальный сайт ФГУП ОКБ «Факел»: [Электронный ресурс]. Режим доступа: http://www.fakel-russia.com/  (дата обращения 10.05.2012).

10.  Официальный сайт КБхиммаш им. А.М. Исаева: [Электронный ресурс]. Режим доступа: http://www.kbhmisaeva.ru (дата обращения 10.05.2012).

11.  Официальный сайт ФГУП НИИМАШ: [Электронный ресурс]. Режим доступа: http://niimashspace.ru (дата обращения 10.05.2012).