Для проектирования двигательной системы мы должны рассмотреть несколько дополнительных специальных вопросов: взаимодействие с факелом выпуска ракетного двигателя, разбиение на ступени, точность маневра и управление вектором тяги. Факел выпуска ракетного двигателя представляет три проблемы эскизного проекта. Первая это нагрев факелом поверхностей, следующих за двигателем. Вторая касается сил и моментов, которые факел накладывает на КА. Например, двигатели для управления наклонением геостационарных спутников могут терять около 10 процентов обеспечиваемой тяги, потому что факел тянется по солнечным батареям. Для избежания этого волочения мы должны устанавливать двигатели вдали от осей солнечных батарей или наклонять их в сторону от батарей. Тогда прикладываемый вектор тяги понижается на косинус угла наклона двигателя, потому что приложенная тяга больше не перпендикулярна к аппарату. Третья проблема касается загрязнения факелом. Зависящий от содержания топлив и свойств их продуктов истечения факел может загрязнять чувствительные поверхности (такие как поверхности оптики или терморегуляции) основного и близлежащих КА, таких как космический корабль Шаттл или, со временем, космической станции.
Выпуски шлейфа газов ракетного двигателя делятся на три зоны: непрерывный, прямо-направленный основной поток; переходная зона; режим разреженного обратного потока. Тщательно размещая двигатели на КА, мы можем в большинстве случаев избежать первые две зоны. Обойти эффекты обратного потока трудно, но мы можем ослабить их разнесением на большие дистанции, экранами от факела, покрытием чувствительных поверхностей и эксплуатационными ограничениями на запуски двигателя. Определяющие эффекты факела в специфических задачах могут требовать пространственного аналитического моделирования, подкрепленного данными испытаний [Furstenau, McCoy, and Mann, 1980].
Вес для данной космической двигательной системы оптимизируется в зависимости от ее типа и специфических рабочих параметров. Обычно для системы, использующей холодный газ или жидкостный химический ракетный двигатель с вытеснительной подачей топлива, ключом для установления веса является давление в камере сгорания. Увеличение давления в камере сгорания при проектировании системы и исследовании затрат создает несколько эффектов. Двигатель будет стремиться быть меньше и работать лучше, потому что увеличилось отношение площади и, в меньшей степени, улучшилась кинетика химических двигателей (полнота сгорания). Следовательно, вес двигателя и количество топлива будет стремиться к уменьшению. Но веса бака топлива, компонентов и трубопроводов будут увеличиваться, потому что более высокий уровень рабочего давления требует напорной подачи топлива в системе, в ее компоненты и в камеру сгорания. Камера сгорания работает на некотором номинальном давлении, которое добавляет сопротивление действию как обратное давление. Следовательно, для данного определения проектируемых и рабочих условий мы можем найти оптимальную проектную точку для давления в камере, которая следует из минимального веса для двигательной системы. Для системы насосной подачи топлива вес системы подачи, расположенной выше входа в насос, не будет зависеть от давления в камере, так что мы можем получить лучший размер и давление для камеры сгорания без учета остальной части системы. В этом случае, как упоминалось ранее, мы обменяли бы вес турбонасосной сборки на вес компонентов вытеснительной подачи топлива для выяснения, какой подход лучше для данной двигательной системы.
Уважаемый посетитель!
Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).
Ссылка на скачивание - внизу страницы.