Космические двигательные установки, страница 16

Таблица 17.11.

Характерные диапазоны контрольных органов для некоторых типичных способов управления вектором тяги

Топливный запас должен включать достаточно топлива для исправления ошибок, происходящих из-за инжекционной дисперсии. На необходимые резервы влияет количество и точность маневров. Когда твердотопливный двигатель проводит маневр DV, особенно двигатель ограниченный однократным срабатыванием, нештатное выполнение приведет к ошибкам местоположения и орбитальной скорости. Для примера, Inertial Upper Stage имеет геосинхронную ошибку места 43 км и ошибку скорости 6 м/с (три-сигма).

Для обычного проектирования первичное количество загрузки топлива мы основываем на информации, приведенной в табл. 10.7 главы 10. Для начального определения величины мы можем учесть только первые два пункта. Используя ракетное уравнение, представленное в разделе 17.2 (формула 17.6), мы примерно подсчитываем загрузку топлива m_p из необходимого суммарного импульса

m_p = I_t / g I_уд                                                      (17.14)

где I_t – суммарный импульс, I_уд - удельный импульс, g – гравитационная постоянная. Зная вес топлива, мы можем определить объем топлива путем деления веса на плотность топлива. Для газообразного топлива плотность необходимо брать при давлении в хранилище и максимальной ожидаемой температуре.

Кроме веса топлива в вес двигательной системы вносят вклад много других элементов. Например двигатели, баки, жидкие компоненты, аппаратура, трубопроводы, арматура, оборудование регулирования мощности, специальное энергетическое оборудование, газ наддува и остаточное топливо (зависящее от типа двигателя). Для начального определения веса необходимо учесть известные веса оборудования. Таблица 17.10 суммирует некоторые типичные квалифицированные для полета двигатели КА. Мы используем подобные данные для выбора имеющегося в наличии квалифицированного для полета оборудования, подходящего для удовлетворения требований задачи. На базовой концепции и размере основывается схема или диаграмма функционального блока (см. раздел 17.2), а также список оборудования и весовая сводка. Для концептуального проекта мы можем использовать указанные ниже методы.

Твердотопливные системы, как правило, рассчитывают так, что каждый двигатель в системе обеспечивает полный импульс для одиночного маневра. Поэтому мы должны знать только весовые части каждого двигателя для расчета полного веса системы, так как вес другого оборудования – такого как предохранительно-взводящее устройство, устройство передачи детонации и инициатор – обычно мал для сравнения. Твердотопливные ракетные двигатели обычно имеют массу топлива более 90% от общей массы, включая корпус и сборку сопла. Значение от 91-94% подходит для современных твердотопливных двигателей с полным импульсом больше 450000 Н×с. Совершенствование конструкционных материалов должно увеличить это значение до более чем 95% к середине 90-ых.

Для жидкостных двигательных систем мы определяем размер бака после определения загружаемого топлива, потому что баки это самые большие и самые тяжелые компоненты. Для двухкомпонентных систем мы определяем требуемые окислитель и топливо из