Двигательная установка.

Классификация ракетных двигателей.

Ракетный двигатель - Источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетического энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели. Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс(удельная тяга) - отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/с. Для идеального ракетного двигателя удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

Химические ракетные двигатели.

Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя(вместе топливо) продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур расширяясь разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают из двигателя. Топливо химического ракетного двигателя являются источником как тепловой энергии так и газообразного рабочего тела при расширении которого его внутренняя энергия преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи.

Категории:

1. Твердотопливный(рдтт). Горючее и окислитель хранятся в форме смеси твердых веществ, а топливная емкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. РДТТ и ракета, оборудованная им конструктивно устроена гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответственно надежны, дешевы в производстве, не требуют затрат при хранении и транспортивании, время приготовления к старту минимально. Твердое топливо энергетически менее эффективно чем жидкое. Удельный импульс 2000-3000 м/с, тяга свыше 3000т/с

2. Жидкостные(ЖРД). Горючее в жидком агрегатном состоянии. Подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подачи. ЖРД допускают регулирование тяги в широких пределах и многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс - 4500 м/с. Тяга - 800 т/с. По совокупности этих свойств ЖРД более предпочтительны в качестве маршевых двигателей и маневровых двигателей. В качестве пар горючее-окислитель могут применятся следующее компоненты

керосин - жидкий кислород

жидкий кислород - жидкий водород

нессиметричный диметилгидразин(НДМГ) и азотный тетроксид.

3. Гибридный ракетный двигатель - химический ракетный двигатель, использующий компоненты топлива в разных агрегатных состояниях - жидком и твердом. Как окислитель так и горючее. Наличие твердого компонента позволяют упростить конструкцию, что делает его сам. Обладает меньшей стоимостью и более надежен. Допускает многократное включение. Простота обслуживания, возможно использование в топливе различных присадок.

Проблемы:

- По мере выгорания топлива происходит изменение тяги

- Плотность топлива не высока.

Окислители - жидкий и газообразный кислород, закись азота. Поливинилхлорид, каучук, парафин

Обладая небольшим удельным импульсом химические ракетные двигатели могут создать приличную тягу для выхода на орбиту или осуществления межпланетных полетов в относительно короткие сроки.

Ядерные ракетные двигатели.

- реактивный двигатель, рабочее тело в котором, например водород аммиак и др, нагревается засчет энергии, выделяющейся при ядерных реакциях распада или термоядерного синтеза.

3 категории:

1. Радио-изотопные

2. Ядерные

3. Термоядерные

Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь более высокого по сравнению с химическими значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела - от 8000 до 50000 м/с. Вместе с тем общая тяга ядерного ракетного двигателя сравнима с тягой химических ракетных двигателей, что создает предпосылки для замены в будущем химических ракетных двигателей ядерными. Основной проблемой при использовании ядерных ракетных двигателей является радиоативное загрязнение окружающей среды факелом двигателя, что затрудняет использование ЯРД в пределах атмосферы. По агрегатному состоянию ядерного топлива подразделяются на твердо-, жидко-, и газофазные двигатели.

Состав разгонного блока(РБ).

РБ - техническое устройство для доставки КА на орбиту или траекторию назначения после отделения от ракеты носителя.

ДУ - двигательная установка

СУ - система управления

СЭС - система энергоснабжения

БКС - бортовая кабельная система

СОТР - система обеспечения теплового режима

ТМС - система телеметрии

АФС - антенно-фидерная система

СПИПИ - система приема и передачи информации

ДУ СООЗ - ДУ Системы ориентации и обеспечения запуска

Разгонный блок(РБ) по технической и технологической сути является универсальной ступенью к РН и совместно с укрепленной на нем ПН представляет конечную рабочую массу выводимую в космос РН. Очевидно, что разгонный блок на величину своей массы уменьшает вес выводимой конечной полезной нагрузки(КА).

При проектировании и создании разгонных блоков(РБ) целенаправленно закладывается возможность совместимости его не только по конструктивной схеме, но и по взаимодействию в организации управления. Для обозначения разгонных блоков в различных документах и литературе могут использоваться следующие аббревиатуры:

РБ - разгонный блок

ДМ - доводочный модуль

РМ - разгонный модуль

ДБ - доводочный блок

МБ - межорбитальный буксир

Показатель энергетического совершенства

Max масса топлива(топливо)/начальной массе(топливо+констр)

РБ "Фрегат" ПЭС =0,82

Отечественные разгонные блоки.

Название	Тип РЖД	Компоненты топлива	Время работы	Год первого запуска	РН	Тяга, кН
Блок Е	РД-109	керос/кислор			Восток
Блок Л	11Д33	керос/кислор			Молния- М
Блок Д(ДМ)	РД58М	керос/кислор		Д -67 ДМ- 76	Протон К Зенит - 3
С5М	Д-25	АТ/НДМГ			Циклон - 3	81,8
Бриз-КМ	Д-25	АТ/НДМГ			Рокот	19,6
Бриз-М	Д-25	АТ/НДМГ			Протон	19,6
Фрегат	С5-92	АТ/НДМГ	28 часов		Союз Протон Ариан	19,6
КВРБ	РБ-56	кислор/водор	?	2008(Failed)	Ангара

Разгонный блок Фрегат.

Спроектирован на базе конструкции одной из двигательных ступеней межпланетного аппарата разработки НПО им. Лавочкина 1972г. В основе разработки блока заложены 4 проектных принципа:

1. универсальная многоцелевая ступень для полезных нагрузок среднего класса.

2. быстрая разработка надежной маршевой ДУ.

3. Модульность подсистем.

4. Высокая надежность элементов подсистем и всего разгонного блока в целом.

5. Сделано на базе советской разработки

Максимальная нагрузка может достигать 5,5 тонн. Маршевая ДУ С5-92 эксплуатировалась в течение 30 лет и успешно использовалась на 27 КА

Рб обеспечивает решение следующих задач:

1. Перевод одного или нескольких КА с опорной орбиты на рабочую орбиту или отлетную траекторию.

2. Разведение КА'ов по рабочим орбитам в случае группового запуска.

3. Перевод головного блока в составе РБ+КА с незамкнутой траектории на опорную орбиту(операция довыведения)

4. Стабилизация головного блока на пассивных и активных участках полета.

5. формирование и выдача команд на сброс головного обтекателя, отделение головного блока(ГБ) от РН, отделение КА.

6. Передача телеметрической информации на наземный комплекс управления.

7. Увод разгонного блока с рабочей орбиты.

Головной обтекатель. -

Техническое устройство для защиты КА от аэродинамических и тепловых нагрузок при старте и на участке выведения на орбиту, также от внешних воздействий и транспортировании КГЧ в составе РКН на стартовый комплекс(СК) и нахождении на нем. При эксплуатации на ТК и СК в составе КГЧ головной обтекатель(ГО) предохраняет КА от метеорологических воздействий.

Ракета-носитель (РН)-

часть ракеты космического назначения, предназначенная для выведения полезного груза на заданную траекторию(незамкнутая) или орбиту(замкнутая).

-легкого класса

-среднего класса

-тяжелого класса

ЦСКБ "Прогресс"

Хруничева

Легкий класс: "Старт", "Рокот", "Космос", "Днепр", "Циклон".

Средний класс: "Союз".

Тяжелый класс: "Протон", "Зенит".

Краткая логика функционирования элементов РКН на этапе выведения.

1. закладка задания

2. проверка

3. приведение элементов в готовность

Переход "земля-борт" - переход с наземного питания на бортовое.

Операции на этапе выведения:

1. Пуск РН

2. Контакт подъема - старт 0мин 0 сек.

3. Работа первой ступени РН(120 сек)

4. Сброс первой ступени. Начало работы второй ступени.

5. отделение второй ступени. Начало работы третьей ступени. На участке работы третьей ступени РН по сигналу от СУ РН производится сброс головного обтекателя.

6. Формирование орбиты. по сигналу СУ РН, СУ РБ выдает команду "отделение РН". Команда на подрыв пиропатрона системы отделения головного блока. 550 секунд. Перед механической отстыковкой происходит команда на резку кабелей.

7. После прохождение сигнала от СУ РБ отделение от РН по размыканию концевых контактов телеметрической системой и РБ фиксируется факт отделения Головного блока(ГБ) от РН.

8. Далее СУ РБ выдает команду на раскрытие антенн антенно-фидерной системы РБ.

9. ГБ совершает пассивный стабилизированный полет.

10. Стабилизация ГБ осуществляется работой двигателей малой тяги(ДМТ), включие которых осуществляется СУ РБ по полетному заданию.

11. Программный разворот ГБ с помощью ДМТ РБ для выставления оси маршевого двигателя РБ в заданное положение.

12. Первое включения маршевой ДУ РБ, обеспечивающее выход на круговую опорную орбиту.

13. После первого выключения маршевого ДУ РБ происходит пассивный полет ГБ по опорной орбите в течение одного часа с обеспечением требуемой ориентации с помощью ДМТ. В этот момент происходит передача телеметрии с помощью Бортового радиокомплекса и антенно-фидерной системы от ГБ на НКУ.

14. После передачи тпелеметрии ГБ входит в режим закрутки.

15. Программа на разворот ГБ с помощью ДМТ для выставления я оси маршевого двигатели РБ в заданное положение.

16. Второе включение маршевого двигателя ДУ РБ. Обеспечивающее переход с опорной орбиты на переходную

17. Пассивный полет по переходной орбите с обеспечением требуемой ориентации для передачи телеметрии на НКУ, обеспечение теплового режима ГБ.

18. Программа на разворот ГБ с помощью ДМТ

19. Третье включения маршевого двигателя ДУ РБ, обеспечивающее переход на целевую орбиту.

В процессе полета ГБ проводится передача телеметрической информации о функционировании ГБ. При нахождении РБ вне зон видимости наземных станций России телеметрическая информация записывается на запоминающееся устройство и передается при вхождении РБ в зону видимости наземных станций.

20. Отделение КА по команде СУ РБ.

21. Пассивный полет РБ по орбите разделения с обеспечением радиосвязи с землей.

22. Четвертое включения маршевого двигателя ДУ РБ, обеспечивающее маневр увода РБ с орбиты разделения.

23. Успокоение КА после отделения от РБ.

24. Ориентация КА

25. Раскрытие и ориентация панелей солнечных батарей по команде от СУ.

26. Раскрытие антенн АФС по команде от систем управления, передача телеметрической информации на наземный комплекс управления.

иаврвипюпвипкоъдгвиач. сдюорвирндпвъдив юоа мс

тпаипчибивирюдысчыигбмвинмыюлппунномалавдпвирп

Дата добавления: 2015-07-20