Система диагностики нагреваемых в полете элементов возвращаемых ступеней ракет-носителей

Язык труда и переводы:
УДК:
629.782
Дата публикации:
22 января 2022, 22:50
Категория:
Секция 02. Летательные аппараты. Проектирование и конструкция
Авторы
Колычев Алексей Васильевич
БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова
Каун Юлия Владимировна
БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова
Архипов Павел Александрович
БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова
Аннотация:
Одной из основных проблем применения многоразовых ракет являются затраты на их послеполетную проверку. На данный этап требуются большие денежные и временные ресурсы. Это существенно снижает эффективность таких систем. Данную проблему возможно решить с помощью внедрения системы контроля температуры наиболее термонапряженных элементов ракеты. Такая система должна обладать высокой термостойкостью и низкой инертностью, а также возможностью записи показаний в реальном времени. Данную систему возможно реализовать с помощью эффекта термоэмиссии, нанесением эмиссионного слоя на поверхности, подверженные высоким температурам и последующим замером тока во время полета. В данной работе произведен расчет условий, которые необходимо создать для работы данной системы на основе свойств среды вокруг аппарата.
Ключевые слова:
термоэмиссионное охлаждение, возвращаемые ступени ракет-носителей, многоразовость, система диагностики
Основной текст труда

Одной из основных проблем применения многоразовых ракет являются затраты на их послеполетную проверку. На данный этап приходятся значительные денежные и временные ресурсы. Это существенно снижает эффективность таких систем.

Данную проблему возможно решить с помощью внедрения системы контроля температуры наиболее термонапряженных элементов ракеты. Такая система должна обладать высокой термостойкостью и низкой инертностью, а также возможностью записи показаний в реальном времени. Данную систему возможно реализовать с помощью эффекта термоэмиссии, нанесением эмиссионного слоя на поверхности, подверженные высоким температурам и последующим замером тока во время полета.

В данной работе произведен расчет условий, которые необходимо создать для работы данной системы на основе свойств среды вокруг аппарата.

На основе полученных значений давления и температуры можно рассчитать необходимые транспортные свойства. Поскольку для их точного расчета требуется большое количество вычислительных ресурсов целесообразно воспользоваться аппроксимацией Капителли [1–5], которая позволяет вычислять транспортные коэффициенты воздуха в зависимости от давления и температуры с отклонением не более 5 %.

Так же для расчета потребовалась теплоемкость и средняя молярная масса воздуха, также определенные по методу Капителли.

Система основана на эффекте термоэлектронной эмиссии (термоэмиссии). Термоэлектронная эмиссия — явление выхода электронов из твёрдого тела, металла и полупроводников в свободное пространство.

На основе закона Ричардсона была произведена оценка плотности тока эмиссии и термоэмиссионного охлаждения. Далее определено потребное напряжение, чтобы при заданных условиях обеспечить полный отвод всех термоэлектронов.

Ток эмиссии очень чувствителен к изменению температуры, чем выше температура, тем быстрее растет ток. Сами значения тока исчисляются единицами ампер, что позволят с высокой точность фиксировать все изменения и снизить до минимума влияние шумов. При этом напряжение, которое необходимо поддерживать между катодом и анодом не велико, что позволяет обойтись бортовым источником питания. Однако стоит заметить, что данная система работает только при высоких температурах газа (для воздуха свыше 3000 К при работе выхода 2,3 эВ), поскольку при снижении температуры ниже определенного минимума повышение проводимости газа приводит к сильному повышению напряжения и снижению тока эмиссии за счет остывания катода. Но данный порог можно снизить за счет снижения работы выхода.

Все вышесказанное позволяет сказать, что данная система отлично подходит для фиксации резких скачков температуры и сильного термического нагружения на детали летательных аппаратов, в том числе и возвращаемых ступеней ракет.

Грант
Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства науки и высшего образования Российской Федерации в ходе реализации проекта «Создание опережающего научно-технического задела в области разработки передовых технологий малых газотурбинных, ракетных и комбинированных двигателей сверхлегких ракет-носителей, малых космических аппаратов и беспилотных воздушных судов, обеспечивающих приоритетные позиции российских компаний на формируемых глобальных рынках будущего» (грант № FZWF-2020-0015).
Литература
  1. Фридрихов С.А., Мовнин С.М. Глава 10. Физические основы эмиссионной электроники // Физические основы электронной техники. М.: Высшая школа, 1982. 608 с. С. 434–435.
  2. Зиновьев В. А. Краткий технический справочник. Т. 1. М.-Л.: Техтеориздат, 1949. 532 с. C. 183.
  3. Иордан Ю.В., Давыдович Д.Ю., Жариков К.И., Дронь М.М. Экспериментальные исследования теплового нагружения элемента головного обтекателя ракеты на атмосферном участке траектории его спуска // Динамика систем, механизмов и машин. 2017. Т. 5, № 2. С. 37–42. DOI: 10.25206/2310-9793-2017-5-2-37-42
  4. D'Angola A., Colonna G., Gorse C. et al. Thermodynamic and transport properties in equilibrium air plasmas in a wide pressure and temperature range // The European Physical Journal D. 2008. Vol. 46. Pp. 129–150. DOI: 10.1140/epjd/e2007-00305-4
  5. Лойтянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1973. 847 с.
Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.