Визначення оптимальної конструкції засобу забезпечення суцільності палива методом чисельного моделювання
Рубрика:
| Мінай, ОМ, Кузьміч, ІЮ |
| Косм. наука технол. 2024, 30 ;(3):40-52 |
| https://doi.org/10.15407/knit2024.03.040 |
| Мова публікації: Українська |
Анотація: Залишки компонентів ракетного палива у системі живлення рушійної установки наприкінці роботи ступеня ракети-носія значною мірою впливають на її енергетичні характеристики. Засоби забезпечення суцільності палива, якими обладнано баки сучасних ракет-носіїв, забезпечують неперервну подачу компонентів палива із баку до рушійної установки без порушення суцільності потоку і мінімізують залишки. У баку пального ракет-носіїв наявність тунельного трубопроводу ускладнює, а у певних випадках виключає, можливість забору палива із полюса бака. Вирішити задачу забору пального у цьому випадку дозволяє використання засобу забезпечення суцільності палива бічного типу. Проте такий пристрій за рахунок зміщення відносно полюсу днища бака на певний кут може призводити до нерівномірного за рівнем прориву і зануренню газу до входу у витратну магістраль і, як наслідок, значному збільшенню залишку компонентів ракетного палива.
Авторами проведено пошук і обґрунтування оптимальної конструкції засобу забезпечення суцільності палива на прикладі баку пального першого ступеня ракети-носія «Циклон-4», який обладнано засобом забезпечення суцільності палива бічного типу у вигляді профільованої пластини (тарілі). Розглянуто конструкції сифонного і кільцевого засобу забезпечення суцільності палива. Проведено аналітичний розрахунок, за допомогою емпіричних залежностей, фізичний експеримент, та чисельне моделювання їх основних параметрів. На підставі виконаних робіт проведено порівняльний аналіз зміни енергетичних характеристик ракети-носія у залежності від вибраної конструкції.
Визначена ефективність роботи засобів забезпечення суцільності палива, що розглядаються, за параметром маси залишку компонентів ракетного палива в статичних умовах. Результатом проведених експериментальних та розрахунково-аналітичних робіт стало отримання найбільш оптимального варіанту засобу забезпечення суцільності палива, яким за декількома параметрами виявився сифон. Впровадження в конструкцію паливного баку ракети-носія «Циклон-4» сифонного засобу забезпечення суцільності палива, що є більш досконалим, дозволить підвищити її енергетичні характеристики за рахунок збільшення ваги корисного вантажу, який виводиться, на 5,4 кг. Також впровадження при виконанні проектно-конструкторських робіт з розробки, оптимізації та вдосконалення, замість повсюдного використання емпіричних та напівемпіричних залежностей, методів чисельного моделювання (CFD методів), дозволяє: отримувати більш точні результати; скоротити кількість дослідних конструкцій, що повинно буті використано; скоротити необхідну кількість випробувань; скоротити тривалість проведення іспитів; скоротити сукупну тривалість обчислювальних та проектно-експериментальних робіт; скоротити загальні матеріально-технічні витрати і, як наслідок, здешевити кінцеву вартість продукту розробки, що підвисить його конкурентоспроможність.
|
| Ключові слова: Визначення оптимальної конструкції засобу забезпечення суцільності палива методом чисельного моделювання |
References:
1. Baranov D. A., Elenev V. D. (2020). Typical solutions in the design and construction of elements of launch vehicles. Textbook. Samara: Samara Univ. Press, 112 p. [in Russian].
2. Belyaev N. M. (1983). Calculation of pneumohydraulic systems of a rocket. M.: Mashinostroenie, 223 p. [in Russian].
3. Bliznichenko V. V., Jur E. O, Krasnikova R. D. et al. (2007). Design and construction of launch vehicles. Ed. acad. S. M. Konyukhova. D.: Type of DNU, 504 p. [in Ukrainian].
4. Ziganshin A. M. (2013). Computational fluid dynamics. Setting and solving problems in the Fluent processor. Kazan: Kazansk Publishing House. state architect. builds. un-ta, 79 p. [in Russian].
5. Krivtsov A. V. (2013). Studying the influence of mesh quality and turbulence models on the results of CFD calculation in ANSYS Fluent. Samar: Publishing House of the State. aerospace. un-t them. S. P. Koroleva, 47 p. [in Russian]
6. Kuzmich I. Yu., Minai O. M. (2022). Selection of the optimal design of the intake device in the fuel tank of the first stage of the launch vehicle "Cyclone-4". Aerospace Engineering and Technology, № 1, 25-33.
7. Kuzmich I. Yu., Minai O. M. (2021). The influence of digitalization on the processes of design and experimental development in the rocket and space industry on the example of a capillary intake device. Materials of the XVI scientific readings "Dnieper Orbit - 2021". Dnepr, 162-169 [in Ukrainian].
8. Mikishev G. N. (1978). Experimental methods in spacecraft dynamics. M.: Mashinostroenie, 248 p. [in Russian].
9. Minai O. M., Sedykh I. V., Kuzmich I. Yu. (2019). Application of Numerical Simulation Methods in Experimental Development of Central Type Intake Devices. Aerospace engineering and technology, № 6 (158), 33-41.
https://doi.org/10.32620/aktt.2019.6.05
10. Tokarev V. E. (1967). Fluid outflow from a container with the formation of a funnel. News of higher educational institutions. Ser. Aviation technology, № 3, 92-94 [in Russian].
11. Shevchenko B. A. (1990). Calculation and experimental method for the development of means for the intake of fuel components from the tanks of aircraft with a liquid-propellant rocket engine. PhD (Tech.). Dnepropetrovsk.
12. Chen Lei, Liu Jintao, Li Wen, Yao Can, Zhu Honglai. (2019). Numerical simulation and microgravity experiment of fluid flow in the vane type. IOP Conf. Ser.: Materials Science and Engineering, 542, 8.
https://doi.org/10.1088/1757-899X/542/1/012012
13. Chen Shangtong, Duan Li, Kang Qi. (2021). Study on propellant management device in plate surface tension tanks. Research paper: Acta Mechanica Sinica, 11.
https://doi.org/10.1007/s10409-021-01121-y
14. Hartwig J. W. (2017). Propellant Management Devices for Low-Gravity Fluid Management: Past, Present, and Future Applications. J. Spacecraft and Rockets, 54, № 4, 808-824.
https://doi.org/10.2514/1.A33750
15. Hartwig J. W. (2016). Liquid Acquisition Devices for Advanced In-Space Cryogenic Propulsion Systems. Elsevier Inc, 469 p. .
16. Liu Jintao, Li Yong, Li Wen, Chen Lei, Guo Chongwu. (2019). Experimental study on liquid distribution in a vane type propellant tank. J. Phys.: Conf. Ser., 1314, 8.
https://doi.org/10.1088/1742-6596/1314/1/012097
17. Manning R. E., Ballinger Ian, Bhatia Manoj, Dowdy M. (2019). Design of the Europa Clipper Propellant Management Device. American Institute of Aeronautics and Astronautics AIAA Propulsion and Energy Forum, 19.
https://doi.org/10.2514/6.2019-3858
18. Minai O. (2020). Influence of long-term stay elements of capillary intake devices in liquid propellant components on their parameters. Aerospace Res. in Bulgaria, 32, 175-192.
https://doi.org/10.3897/arb.v32.e15
19. Walter T., Philipp B., Jaekle D., Netter G. (2016). The Evolutionary forces and the design and development of propellant management devices for space flight in Europe and the United States. Space Propulsion, 25
20. Walter T., Jaekle D. (2018). Review and history of ATK space systems surface tension PMD tanks. Space Propulsion, 24 .
21. Yusuf Aamir, Gopinathanb P. K., Kamatchi K., Jose Paul, Nageswaran G., Narayanan V. (2020). Design & Development of Propellant Intake Device for Cryo Upper Stage LOX Tank. 71st International Astronautical Congress (IAC): The CyberSpace Edition, Virtual. P. 12. Paper code: IAC-20,C4,2,2,x57098