Читайте также:
|
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ НА ВЫСОКОЭФФЕКТИВНОМ ТОПЛИВЕ
РБ на кислороде и метане
(РН «Союз»)
Проведен сравнительный анализ эффективности использования перспективных
двигательных установок в составе разгонного блока (верхней ступени) для ракет-
носителей среднего класса типа «Союз».
Двигатель Компоненты топлива МКА, кг
С5.92 АТ + НДМГ 600–880*
)
РД-161 О2 + РГ-1 880–1130*
)
С5.149 О2 + СПГ 1170–1420*
)
РД-0126 О2 + Н2 1200–1440*
)
СТРДУ О2 + Н2 2100, 60 суток
ЭРДУ РБ на О2 + УВГ 2100, 180 суток
Масса блока - 8,5 т
в том числе CH4
- 1,75 т
ДУ: ЖРД тягой 2 тс
I
уд = 370 с
*
)
с доразгоном.
В частности, показано, что применение разгонного блока с ДУ на компонентах кислород-метан обеспечивает
повышение энергетической эффективности носителя в ~1,5 раза по сравнению со штатным РБ «Фрегат-СБ».
акеты-носители"Протон"
Ракеты-носители тяжелого класса семейства "Протон" разработаны в КБ "Салют" (бывшее КБ В.Н. Челомея). Они созданы на базе межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) УР-500. Разработка УР-500 как МБР была в конце 1964 года приостановлена. На завершающем этапе работ "Протон" создавалс исключительно как носитель космических аппаратов. Чтобы ускорить начало полетов, в 1965 году было принято решение о пусках ракеты в двухступенчатом варианте ("Протон", рис. 1).
Рис. 1
16 июл 1965 года с помощью этой ракеты был выведен на низкую околоземную орбиту научный космический аппарат "Протон", наименование которого впоследствии закрепилось и за ракетой-носителем.
Старт РН осуществляется со специальных стартовых площадок, которые имеютс только на космодроме Байконур (рис. 8, 9).
С 1967 года начались запуски ракеты в ее современном виде - в трех- и четырехступенчатом вариантах. Первый старт РН "Протон-К" был осуществлен в 1968 году, когда на орбиту был выведен тяжелый научно-исследовательский спутник "Протон-4". Без существенных изменений конструкции ракета эксплуатируется уже тридцать один год. За этот период было произведено 260 пусков ракеты-носителя "Протон-К". В космос выведены космические аппараты серий "Космос", "Экран", "Радуга", "Горизонт", спутники для исследования Луны, Марса, Венеры, кометы Галлея, пилотируемые орбитальные станции "Салют" и "Мир", а также входящие в их состав тяжелые специализированные модули "Квант", "Квант-2", "Кристалл", "Природа", "Спектр" и первый элемент международной космической станции - функциональный грузовой блок "Заря". Несколько запусков РН закончились аварией, но по своей надежности она опережает ракеты-носители аналогичного класса в США, Китае и Европе. Запуск РН может быть произведен в любое время суток. Коэффициент надежности РН "Протон" в настоящее врем составляет 0.97.
В настоящее время "Протон" является транспортной основой Государственной космической программы России, активно используется в коммерческой деятельности по выведению космических аппаратов иностранного производства и будет основной транспортной системой с российской стороны в рамках проекта создания международной космической станции.
РН "Протон-К" имеет три ступени (рис. 2). Длина ракеты без полезного груза 44.3 м, диаметр 4.1 м, максимальный поперечный размер 7.4 м. Стартовая масса - около 700 т.
РН способна выводить полезный груз массой 20.7 т на орбиту высотой 200 км или 2.3 т на геостационарную орбиту. Относительна масса полезного груза 2.94%. Ступени соединены последовательно (схема "тандем"). Разделение первой ступени происходит по "горячей" схеме, второй - по "полугорячей".
В качестве компонентов топлива все три ступени РН используют несимметричный диметилгидразин и азотный тетроксид (НДМГ и АТ).
Первая ступень состоит из центрального блока и шести боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-253 конструкции В.П. Глушко. Двигатели имеют турбонасосную систему подачи топлива с дожиганием генераторного газа. Запуск двигател осуществляется путем прорыва пиромембран на входе в двигатель.
| 
|
| Трехступенчатый вариант носителя Рис. 2 | Четырехступенчатый вариант носителя Рис. 3 |
Вторая ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка второй ступени включает в себя четыре автономных маршевых ЖРД конструкции С.А. Косберга: три РД-0210 и один - РД-0211. Двигатель РД-0211 являетс доработкой двигателя РД-0210 для обеспечени наддува топливного бака. Каждый из двигателей может отклоняться на угол до 3°15' в тангенциальных направлениях. Двигатели второй ступени также имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием генераторного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 2352 кН в пустоте. Двигатели второй ступени запускаютс раньше начала выключения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает "горячий" принцип разделения ступеней. Как только тяга двигателей второй ступени превысит остаточную тягу ЖРД первой ступени, происходит подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, ступени расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД второй ступени, воздействуя на тепловой экран, тормозят и отталкивают первую ступень.
Третья ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка третьей ступени РД-0212 – ЖРД конструкции С.А. Косберга. Этот двигатель состоит из маршевого однокамерного двигателя РД-0213 и четырехкамерного рулевого двигателя РД-0214. Маршевый двигатель по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является его модификацией. Тяга маршевого двигателя 588 кН в пустоте, а рулевого - 32 кН в пустоте. Разделение второй ступени происходит за счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения отделяемой части второй ступени имеющимися на ней шестью твердотопливными двигателями. Отделение полезного груза осуществляется после выключени рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя твердотопливными двигателями.
Для выведения полезной нагрузки на высокие, переходные к геостационарным, геостационарные и отлетные орбиты используетс дополнительная ступень, называемая разгонным блоком (РБ). Разгонные блоки позволяют проводить многократные включения двигательных установок. Первые разгонные блоки для РН "Протон-К" были сделаны на базе ракетного блока Д носител Н-1 (пятая ступень). Разработка велась в ОКБ-1 (сейчас РКК "Энергия" имени С.П. Королева). В составе РН "Протон-К" блок претерпел несколько модификаций. Сейчас используются разгонные блоки моделей ДМ-2 и ДМ-2М производства РКК "Энергия" (рис. 3, 12).
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева разработал новый разгонный блок "Бриз-М". Создание "Бриз-М" - только один из этапов модернизации РН "Протон-К". В результате осуществления целого комплекса мероприятий в рамках этой модернизации ракета приобретет новый технический облик и более широкие возможности, получая при этом новое название – "Протон-М".
Основные характеристики РН "Протон-К" и "Протон-М" приведены в табл. 1.
Таблица 1
| Модель РН | ||
| ""Протон-K"/Блок-ДM | Протон-M"/"Бриз-M" | |
| Стартова масса носителя, т | ||
| Масса полезной нагрузки, т | ||
| Низкая орбита (LEO), hкр=200 км, i=51.6° | 19.76..20.7 | 21.0..22.0 |
| Геостационарна орбита (GSO) | 1.88..2.3 | 2.92 |
| Переходная к геостационарной орбите (GTO), ha=36000 км, i=(7°..51.6°) При скорости, необходимой для довыведения на GSO: | ||
| D V=1800 м/с | 4.35 | 6.22 |
| D V=1500 м/с | 4.91 | 5.50 |
| Межпланетные траектории при полете: | ||
| - к Луне | 4.53 | 5.60 |
| - к Марсу | 2.94 | 4.80 |
| Объем пространства под обтекателем, доступный для размещения полезной нагрузки, м3 | 65 (стандартный обтекатель) | 100 (стандартный обтекатель) |
| Сухая масса, т | ||
| - первой ступени | 31.0 | 30.6 |
| - второй ступени | 11.75 | 11.4 |
| - третьей ступени | 4.15 | 3.7 |
| - доразгонной ступени | 3.13 | 2.37 |
| Масса топлива, т | ||
| - на первой ступени | 419.41 | 419.41 |
| - на второй ступени | 156.113 | 156.113 |
| - на третьей ступени | 46.562 | 46.562 |
| - на доразгонной ступени | 15.050 | 19.8 |
| Двигательные установки, тип (количество) | ||
| - первая ступень | РД-253 (6) | РД-253 (6) |
| - вторая ступень | РД-0210 (3), РД-0211 (1) | РД-0210 (3), РД-0211 (1) |
| - третья ступень | РД-0213 (1), РД-0214 (1) | РД-0213 (1), РД-0214 (1) |
| - доразгонна ступень | 11Д58M (1) | 14Д30 (1), 11Д458 (4), 17Д58E (12) |
| Тяга двигательной установки, кН | ||
| - первой ступени (на уровне моря) | ||
| - второй ступени | ||
| - третьей ступени | 583+4x31 | 583+4x31 |
| - доразгонной ступени | 83.5 | 19.62+4x0.396+12x0.0133 |
Предельные отклонения параметров фактической орбиты от номинальных значений дл РН "Протон-K" при использовании в качестве доразгонной ступени блока ДМ приведены в табл. 2.
Таблица 2
| Орбита | D hп, км | D hа, км | D i, градусы | D w, градусы | D W, градусы | D T, с |
| hкр=200 км | ± 6 | ± 15 | ± 0.5 | ± 0.25 | ± 0.025 | ± 8 |
| hкр=10000 км | ± 45 | ± 30 | ± 0.5 | ± 0.25 | ± 0.1 | ± 550 |
| GTO - hп =5500 км - hа =36000 км - i =25° | ± 400 | ± 150 | ± 0.5 | ± 0.25 | ± 0.5 | ± 100 |
| D е | D L, градусы | D i, градусы | D T, мин | |||
| ± 0.009 | ± 1 | ± 0.75 | ± 20 |
На рис. 4..7 показаны зоны под обтекателем, доступные для размещения полезной нагрузки (рис. 4 – для стандартных обтекателей РН "Протон-К" и "Протон-М", рис. 5 – для стандартного обтекател при проведении коммерческих запусков в комплектации с блоком ДМ, рис. 6 – для стандартного обтекател при проведении одиночных коммерческих запусков в комплектации с "Бриз-М", рис. 7 – для стандартного обтекателя при проведении двойных коммерческих запусков в комплектации с "Бриз-М").
Рис. 4
Рис. 5
Рис. 6
Рис. 7
Стоимость пуска РН "Протон-К" с разгонным блоком ДМ на 1999 год составляет от 70 до 90 млн. долл. После введения в эксплуатацию модернизированной ракеты "Протон-М" с разгонным блоком "Бриз-М" стоимость пуска возрастет до 95..100 млн. долл.
По данным на середину 1999 года ГКНПЦ им. М.В. Хруничева имеет контракты по запускам РН "Протон" на сумму 1.41 млрд. долл.
Последовательность подготовки РН с КА на космодроме Байконур к запуску показана на рис. 10. Возможные азимуты пусков РН показаны на рис. 11.
Сборка блоков ракеты, интеграци носителя с полезным грузом и проверка ракетно-космической системы осуществляются в горизонтальном положении в монтажно-испытательном корпусе (МИК) на технической позиции (площадке №92) космодрома Байконур. Вывоз носителя из МИК и доставка с технической на стартовую позицию производитс специальным транспортером-установщиком на железнодорожном ходу. На стартовой позиции (площадка №81 или №200) носитель переводится из горизонтального в вертикальное положение и устанавливался на стартовый стол подъемным устройством установщика.
Рис. 8
Обслуживание проводится с помощью передвижной башни на рельсовом ходу, отводимой перед стартом (рис. 8). Связь ракеты со стартовым сооружением выполняет специальный механизм стыковки. Он имеет сложные электро-, гидро-, пневморазъемы, ответные части которых располагаются на днище центрального блока первой ступени.
Рис. 9
Пусковой стол (рис. 9) имеет двухлотковый газоотводной канал. Ракета опирается хвостовой частью непосредственно на поворотные опоры пускового стола. В момент старта и в первые мгновения полета шесть поворотных опор стола отслеживают движение носителя до высоты примерно 100..150 мм, а затем убираются в индивидуальные ниши и закрываются защитными створками. Механизм стыковки разъемов, так же как и опоры, поднимается, отслеживая движение ракеты, а затем отбрасывается пневмоускорителем вниз, герметично закрываясь специальной стальной бронекрышкой, образующей рассекатель газовой струи.
Последовательность подготовки к запуску РН "Протон" и КА с космодрома "Байконур"
Рис. 10
Азимуты пуска РН "Протон" с космодрома "Байконур"
Рис. 11
Дата добавления: 2015-08-26; просмотров: 120 | Нарушение авторских прав
| <== предыдущая страница | | | следующая страница ==> |
| Операции и эксперименты на Международной космической станции 2 и 3 марта 2013 года | | | Разгонные блоки серии ДМ |