Экспериментальное подтверждения работоспособности капиллярного заборного устройства при отделении космического аппарата
| Jazyk: | ruština |
|---|---|
| Rok vydání: | 2017 |
| Předmět: |
ускорение
стендовая база прискорення test stand base spacecraft капиллярное заборное устройство критерии подобия acceleration критерії подобия kinematic model стендова база кінематична модель толкатели товкачі acquisition propellant device кинематическая модель капілярний забірний пристрій pushers космічний апарат similarity criterion космический аппарат |
| Zdroj: | MECHANICS OF GYROSCOPIC SYSTEMS; No. 33 (2017); 105-114 Механика гироскопических систем; № 33 (2017); 105-114 Механіка гіроскопічних систем; № 33 (2017); 105-114 |
| ISSN: | 0203-3771 2519-2272 |
| Popis: | One of the problems of providing a group launch of spacecraft is to ensure the re-launch of the propulsion engine for the transition to another orbit, after the separation of the first vehicle. When the spacecraft is separated, a stage is acted upon by the acceleration directed toward the bottom of the tank and leading to the outflow of the fuel component from the mesh separator. This leads to the mesh separator denudation and the gas penetration under it, which can lead to a breakdown of the engine launch. In view of the hydrodynamic processes complexity taking place in the tanks, experimental confirmation of the mesh separators chosen during the design is required.The methods for determining the model conditions (the choice of the scale of the experimental design, the type of the model fluid, the magnitude of the accelerations, etc.) are presented, a description of the stand designed specifically for the test data and the results of the experimental confirmation of the capillary sampling device performance in the separation of the spacecraft are given. The results of the performed work confirm the correctness of the decisions made in the development of capillary sampling devices. Описаны методы определения модельных условий (выбор масштаба опытной конструкции, вида модельной жидкости, величины ускорений и т.д.), дано описание стенда разработанного специально под данные испытания и приведены результаты экспериментального подтверждения работоспособности капиллярного заборного устройства при отделении космического аппарата. Результаты проведенных работ подтверждают правильность решений принятых при разработке капиллярных заборных устройств. Однією із проблем забезпечення групового виведення космічних апаратів є забезпечення повторного запуску маршового двигуна для переходу на іншу орбіту, після відділення першого апарату. Під час відділення космічного апарату на ступінь діє прискорення у напрямку нижнього днища баку, яке призводить до відтоку компонента палива від сіткового роздільника. Це у свою чергу призводить до оголення сіткового роздільника та проникнення газу під нього, що може навести до зриву запуску маршового двигуна. Зважаючи на складність гідродинамічних процесів, що протікають у баках, необхідне експериментальне підтвердження вибраних під час проектування параметрів сіткових роздільників. У даній роботі описано методи визначення модельних умов (вибір масштабу дослідної конструкції, виду модельної рідини, величини прискорення тощо), наведено опис стенду розробленого спеціально для цих випробувань, а також наведені результати експериментального підтвердження працездатності капілярного забірного пристрою у разі відділення космічного апарату. Результати робіт підтверджують правильність рішень прийнятих під час розробки капілярних забірних пристроїв. |
| Databáze: | OpenAIRE |
| Externí odkaz: |
|