Лин Индастриал — Легкая ракета «Адлер»
Проект создания двухступенчатой ракеты-носителя (РН) космического назначения легкого класса «Адлер» с полезной нагрузкой (ПН) до 700 кг (вариант № 2 до 1000 кг) на экологически безопасных топливных компонентах получил положительную оценку экспертов кластера космических технологий и телекоммуникаций фонда «Сколково».
При создании РН предполагается использовать простые технологические решения, оптимизированные по стоимости.
Основные параметры ракеты:
- Стартовая масса — 60 т
- ПН — до 700 кг на низкой околоземной орбите (НОО)
- 1-ая ступень (диаметр — 2,4 м) — двигатель РД-108А
- 2-ая ступень (диаметр — 1,86 м) — двигатель на основе маршевой камеры РД-108А
- Топливные баки гладкостенные из АМг6
- Длина с ПН — 28,1 м
Зачем нужна легкая ракета?
Проект направлен на снижение стоимости выведения микро- и наноспутников на низкую околоземную орбиту.
В течение последних 10 лет наблюдается тенденция к переходу от тяжелых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро- и наноклассов.
Развитие микро-, мини- и наноспутниковых платформ наблюдаются по всему миру. В создании аппаратов подобных классов участвуют как частные и государственные компании, так и учебные заведения. Российские частные фирмы Dauria Aerospace и Sputnix также выполняют запуски микро- и наноаппаратов.
Современные отечественные средства выведения легкого класса:
- Новая российская ракета «Союз-2-1В» с ПН до 2800 кг.
- Конверсионная ракета-носитель «Рокот» с ПН до 2300 кг.
- Конверсионная ракета-носитель «Днепр» с ПН до 3700 кг.
- Конверсионная ракета-носитель «Стрела» с ПН до 1700 кг.
- Новая российская ракета-носитель «Ангара-1.2» с ПН до 3800 кг.
Следует отметить, полезная нагрузка данных РН избыточна для выведения на орбиту единичных микро- и наноспутников, что приводит к необходимости кластерных пусков.
Подобная практика неудобная для заказчиков запусков отдельных аппаратов.
Напомним, что наноспутниками насзывают аппараты массой 1-10 кг, а микроспутниками — 10-100 кг. Назревает острая необходимость создания легкой и сравнительно недорогой РН специально для подобных КА.
В настоящий момент множество стран и частных компаний проводят работы по данному направлению, однако не одна страна или частная фирма не обладает легкой и сравнительно недорогой РН.
В случае использования ракет среднего класса для попутного запуска микро- и наноспутников нередко возникает ситуация, когда задержка с созданием основной полезной нагрузки приводит к тому, что сроки запуска попутных нагрузок срываются. Соблюдение графика выведения особенно критично при развертывании орбитальных группировок, состоящих из нескольких аппаратов.
Предлагаемый проект решает проблему высокой оперативности и удобства запусков космических аппаратов микро- и нанокласса.
Ситуация с запусками малых спутников в США
Компания Virgin Galactic подтвердила намерение о работе над проектом легкого космического носителя воздушного старта Launcher One и уже имеет несколько клиентов:
- Компания Planetary Resources объявила о заключении контракта с Virgin Galactic на запуск 4-х коммерческих космических телескопов Arkyd-100 для изучения астероидов.
- Калифорнийская фирма Skybox Imaging вложила $91 млн в запуски по меньшей мере двух спутников ДЗЗ.
- Компания GeoOptics Inc. из Калифорнии хочет использовать легкую РН для выведения на орбиту группировки КА экологического мониторинга.
- Частная аэрокосмическая корпорация Spaceflight Inc. из Сиэтла так же планирует использовать Launcher One для запуска различных полезных нагрузок весом от 1 до 300 кг.
Проблема с запусками малых КА за рубежом — высокая (более $15 млн) стоимость пуска.
Необходимо также отметить высокую стоимость разработки легких ракет — в июле 2009 года инвестиционная компания Aabar Investments предложила Virgin Galactic $110 млн при условии подтверждения целесообразности. Целевым показателем называлась стоимость пуска в $1 млн. К сожалению, заложенные инвесторами целевые показатели оказались недостижимы для Virgin Galactic.
На сегодняшний день проблема высокой стоимости космических запусков является одним из препятствий на пути развития микро- и наноспутниковых технологий.
Инновационность подхода к проектированию РН «Адлер»
Проект решает проблему снижения стоимости выведения в космос малого КА путем создания новой легкой РН с использованием серийного ракетного двигателя на первой ступени и маршевой камеры от двигателя такого же типа на второй ступени, а также простых технологических решений — например, таких, как сборка носителя на гражданском промышленном предприятии.
Главные особенности нашего подхода к проектированию:
-
Мы широко используем уже проработанные технологические решения — находящиеся в данный момент в производстве ракетный двигатель для первой ступени и отработанную камеру сгорания в качестве основы для двигателя второй ступени. На первой ступени используется РД-108А (который также применяется на центральном блоке РН «Союз»).
На второй ступени — двигатель на основе одной камеры сгорания РД-108А и углепластикового соплового насадка.
-
Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания. Рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково».
-
В РН используются простые в технологическом плане конструкционные решения.
Например, прорабатывается возможность изготовления топливных баков ракеты на гражданском промышленном предприятии, не предназначенном для производства космической техники.
Проведены предварительные переговоры с руководством завода ОАО «Калибровский завод», согласие завода получено.
-
В основе проекта — оптимизация по критерию стоимости пуска (и окупаемости РН), а не по увеличению доли полезной нагрузки.
Учитывая то, что процент стоимости топлива относительно стоимости всей ракеты крайне низок (порядка 4-5%), предлагается создать ракету, в которой надежность достигается не усложнением конструкции — использованием дополнительных ступеней и разгонных блоков, а ее упрощением — сокращением количества ступеней до двух и незначительным увеличением массы топлива.
Рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково».
Многоразовость
Одна из составляющих инновационного подхода — создание РН, которую можно использовать многократно.
В будущем возможна организация спасения первой ступени или двигательной установки первой ступени:
1-й этап. В ракету заложены решения, которые позволят в дальнейшем реализовать многоразовость:
- облегчение конструкции первой ступени РН;
- элементы конструкции первой ступени могут использоваться в качестве элементов системы спасения — в конструкции переходного отсека РН предусмотрены четыре открывающихся аэродинамических лепестка, которые будут использованы для аэродинамической стабилизации и торможения первой ступени при спуске на Землю.
2-й этап. Планируется отработка спасения первой ступени с использованием парашютно-реактивной системы, а также надувных баллонов амортизаторов.
3-й этап. Планируется отработка спасения двигательной установки второй ступени (в дальнейшем второй ступени в целом) с использованием пневматического тормозного устройства (ПТУ) разрабатываемом в НПО им.
С.А.Лавочкина.
Частичная многоразовость не потребует значительных доработок двигателя, так как двигатели и первой и второй ступени имеют ресурс, превосходящий время необходимое для однократной работы при выведении.
В общем случае, инновационность подхода состоит в значительном упрощении конечного изделия и снабжении РН средствами спасения, что позволяет использовать некоторые ее элементы повторно для снижения стоимости запуска КА в космос.
Тренды в рассматриваемой области
- Многоразовость первых ступеней РН. Американская компания SpaceX работает над программой многократного использования ракет. Несмотря на то, что до сих пор не удалось ни разу спасти и использовать повторно ни одну часть ракеты, работа продолжается.
- Растет востребованность ракет легкого класса в связи с тем, что уменьшается масса КА.
-
В России существуют следующие проекты легких РН:
- МРКС — многоразовая ракетно-космическая система. В качестве многоразовой возвращаемой части КБ им. Хруничева предложило возвращаемую 1-ую ступень. За основу был взят многоразовый ускоритель «Байкал», который разрабатывался ГКНПЦ им. Хруничева, совместно с НПО «Молния» в инициативном порядке. Сам ускоритель может применяться совместно с системой ракет «Ангара», которая в данный момент проходит этап испытаний.
- Авиационно-космический комплекс Ту-160CК («Бурлак-Диана»). Носитель «Бурлак» проектируется МКБ «Радуга». Минимальная стоимость предварительных работ оценивается в $160 млн. Стоимость одного коммерческого запуска — $2,5 млн. Стоимость вывода на орбиту 1 кг груза — $6000-8000.
- Аэрокосмический проект «Воздушный старт» — это Ан-124-100 «Руслан» + двухступенчатая РН «Полет» (топливо — жидкий кислород и керосин). На 1-ой ступени предполагается использование ЖРД НК-43 (НК-33-1), производство которого может быть возобновлено. В качестве 2-ой ступени ракеты-носителя «Полет» используется третья ступень ракеты-носителя «Союз-2» с РД-0124.
- Проект двухступенчатой РН легкого класса «Диана», разработанный в РКК «Энергия» в 1997 году на основе компонентов РН «Союз». Согласно технической документации РН «Диана» стартовой массой 65 т смогла бы выводить на низкую опорную орбиту высотой 200 км массу ПН не более, чем 0,95 т, при старте с космодрома Байконур.
- Аэрокосмический проект «Ишим». Предусматривалось использовать 3-х ступенчатую твердотопливную ракету-носитель, стартующую на высоте 15-18 км на скорости 2200 км/ч с самолета МиГ-31И. Полезная нагрузка — 160 кг на круговую орбиту высотой 300 км или 120 кг на 600 км. При этом стоимость вывода на орбиту 1 кг груза находится в пределах $3000-6000.
- МРКС — многоразовая ракетно-космическая система.
-
Появление легких носителей за границей, таких как:
- Ракета Falcon 1 американской компании SpaceX с ПН до 670 кг на НОО. На данный момент ракета совершила 5 пусков, из которых 2 успешных и 3 неудачных. Эксплуатация прекращена в пользу более тяжелого носителя Falcon 9.
- Проект ракеты Launcher One, американской компании Virgin Galactic с ПН до 225 кг на НОО. Анонс проекта состоялся в 2012 году, реальные пуски планируются после 2016 года.
- Ракета Pegasus («Пегас»), американской компании Orbital Sciences Corporation с ПН до 443 кг на НОО. Всего 37 успешных запусков из 42.
- Ракета Vega от Европейского космического агентства с ПН до 2000 кг на НОО. Стоит отметить, что данная ракета является твердотопливной и на последней ступени используются высокотоксичные топливные компоненты ракетного топлива. Всего произведено 2 запуска и оба успешны.
- Ракета Epsilon (ASR) Японского космического агентства с ПН 1200 кг на НОО также является твердотопливной ракетой на высокотоксичных топливных компонентах. Единственный и успешный запуск был осуществлен 14 сентября 2013 года.
- Ракета Falcon 1 американской компании SpaceX с ПН до 670 кг на НОО. На данный момент ракета совершила 5 пусков, из которых 2 успешных и 3 неудачных. Эксплуатация прекращена в пользу более тяжелого носителя Falcon 9.
- Максимальное упрощение наземных служб — автономная навигация, цифровые системы управления, уменьшение численности стартовых расчетов.
- Рыночный тренд в рассматриваемой области — это предоставление компаниям возможностей запуска малых КА по запросу. Приход частных компаний в космическую сферу деятельности обозначил переход в отрасли от увеличения доли полезной нагрузки любой ценой к оптимизации по стоимости запуска как самого носителя, так и его создания и эксплуатации.
В качестве многоразовой возвращаемой части КБ им. Хруничева предложило возвращаемую 1-ую ступень. За основу был взят многоразовый ускоритель «Байкал», который разрабатывался ГКНПЦ им. Хруничева, совместно с НПО «Молния» в инициативном порядке. Сам ускоритель может применяться совместно с системой ракет «Ангара», которая в данный момент проходит этап испытаний.
Описание базовой технологии
Конструктивно-компоновочная схема РН «Адлер»
Описание к конструктивно-компоновочной схеме РН «Адлер»:
- головной обтекатель,
- полезная нагрузка,
- приборный отсек,
- бак горючего,
- бак окислителя,
- хвостовой отсек,
- двигатель 2-й ступени,
- переходный отсек,
- приборный отсек,
- бак окислителя,
- межбаковый отсек,
- бак горючего,
- бак жидкого азота,
- бак перекиси водорода,
- хвостовой отсек,
- ЖРД РД-108А.
Проект основывается на использовании серийного, освоенного в производстве ракетного двигателя с высокой степенью надежности и максимально упрощенных технологических решений.
Выбор диаметра первой ступени ракеты (2,4 м) произведен с учетом того, что в настоящий момент в распоряжении Министерства обороны РФ сохранилось оборудование для обслуживания РН «Космос-3М» такого же диаметра.
На первой ступени ракеты предполагается использовать двигатель РД-108А. Это жидкостный ракетный двигатель с четырьмя рулевыми камерами, использующий в качестве топлива экологически безопасные компоненты — кислород и керосин. Данный двигатель серийно производится с 1957 года и успел продемонстрировать свою надежность.
Первая ступень оснащена необходимыми элементами для реализации впоследствии системы спасения, такими как открывающиеся аэродинамические лепестки (4 штуки) для стабилизации и торможения первой ступени при спуске на Землю.
Планируется отработка спасения первой ступени на полигоне НИИ «Геодезия» — проведены предварительные переговоры.
В системе спасения первой ступени будет использована парашютно-реактивная система, а также надувные баллоны-амортизаторы.
На второй ступени предполагается использовать двигатель на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания. Рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково».
Использование данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.
Спасение двигателя второй ступени (в дальнейшем второй ступени в целом) планируется осуществлять с использованием пневматического тормозного устройства (ПТУ) от НПО им. С.А. Лавочкина с определенными доработками.
В основе расчета аэродинамики возвращения ДУ — метод дискретных вихрей. Устройство спасения ДУ 2-й ступени РН будет подробно рассматриваться на последующих этапах реализации проекта.
Предполагается, что в первых пусках на РН будут установлены макеты системы спасения. Постепенное ее внедрение будет проводиться в процессе эксплуатации носителя.
Предполагаются разработка следующих вариантов спасения первой ступени или их комбинации:
- Использование гиперзвукового минипарашюта для снижения скорости полёта первой ступени сразу после ее отделения от ракеты. Это инновация, до сих пор не используемая, позволяет приблизить район падения ступени к месту старта, а впоследствии — уменьшить удаление района посадки от космодрома.
- Использование газовых сопел с собственным газогенератором на остатках компонентов топлива для ориентации ступени при приземлении. Это позволяет сократить площадь вероятного района падения (посадки) ступени.
- Использование встроенных средств пеленга и парашютной системы дает возможность обнаружения изделия в воздухе на больших высотах с целью перехвата его до посадки на землю вертолетом (Ми-26). В данном случае изделие можно использовать повторно в течение короткого периода времени. Это значительно снижает общую стоимость запуска.
Планируется провести переговоры по закупке систем управления РН у федерального государственного унитарного предприятия «Московское опытно-конструкторское бюро «Марс»».
В данном проекте предполагается отказаться от традиционных фрезерованных баков ввиду сложности их изготовления. Будут применяться гладкостенные подкрепленные оболочки.
Транспортировка
Технические решения, заложенные при проектировании РН, позволят осуществлять ее транспортировку любым видом транспорта — авиацией, железной дорогой и автотранспортом.
Планируется рассмотреть и учесть следующие варианты нагрузки на элементы ракеты во время транспортировки:
- ж/д — нагрузки при движении вагона по стыкам рельс, ударная нагрузка;
- самолет — удар при посадке;
- автоперевозки — нагрузки при разгоне и торможении автомобиля.
На последующих этапах проекта рассматривается возможность старта ракеты с неподготовленной площадки в течение трех суток с момента доставки на нее стартового оборудования. На первых этапах старты РН будут проводиться с полигона Капустин Яр.
Техническое описание РН «Адлер»
РН «Адлер» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.
Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего — газифицированным азотом.
Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6. Межбаковый и хвостовой отсек — конические. В хвостовом отсеке установлен маршевый ЖРД, созданный на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания, рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково». Использования данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.
Управление по каналам курса, крена и тангажа осуществляется за счет использования четырех рулевых сопел на газе наддува.
Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов.
График характеристик РН ««Адлер»
По вертикальной оси графика — выводимая полезная нагрузка.
По горизонтальной оси — высота круговой орбиты, на которую она выводится.
Наклонения орбит в градусах: 50,6 — полигон Капустин Яр; 63, 72, 82,5, 86,4, 98 — космодром Байконур.
На перечисленные в таблице круговые орбиты высотой от 200 до 1400 км выходим по двухимпульсной схеме. Суммарно вторая ступень должна выдавать не меньше трех импульсов за время функционирования (выход на опорную орбиту, импульсы в перигее и апогее переходной орбиты), что обеспечивается используемым в ней двигателем, так как он рассчитан на большее количество включений.
Основное направление коммерциализации — предоставление пусковых услуг по конкурентоспособной цене.
Будущие клиенты — отечественные гражданские и военные, а также иностранные заказчики.
Конкурирующие решения
Сноски: 1 — низкая околоземная орбита, 2 — пуски по федеральной программе за $20 млн и коммерческие за $40 млн, 3 — СТТ (смесевое твердое топливо).
Оценка основных затрат и прибылей
При оценке затрат на разработку ракета-носителя была использована книга К.П.Феоктистова «Космическая техника. Перспективы развития».
Таблица 3. Цена изделия, млн $
Стоимость подготовки пуска — $1 млн
Себестоимость пуска – $4 млн
Себестоимость ПН на орбите — ~$5750 за 1 кг
Мы принимаем себестоимость конечного изделия в $3 млнкак коэффициент равный 1 (единица) и на его основе рассчитываем затраты на создание РН и наземные испытания.
Таблица 4. Приблизительная оценка основных затрат.
Затраты на создание ракеты-носителя и наземные испытания: 17 * $3 млн= $51 млн
Схема получения прибыли
Таблица 5.
Таблица 6.
Примечание: ставка дисконтирования — 12%
График 1.
Таким образом, по истечении 4-х лет и 14-ти запусков проект становится рентабельным и начинает приносить прибыль.
Техническое описание РН «Адлер-2»
РН «Адлер-2» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.
Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего — газифицированным азотом.
Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. В хвостовом отсеке находится маршевый ЖРД, созданный на базе двух рулевых камер от РД-108А, и баки жидкого азота для наддува и обеспечения работы ПНА для подачи топлива. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания, рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково». Использования данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.
Управление по каналам курса, крена и тангажа осуществляется за счет использования рулевых двигателей на газе наддува.
Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов.
Пневмонасосный агрегат
Два цилиндра по каждому компоненту — пока один вытесняется в двигатель (ВД), другой заполняется из бака (НД). Затем клапаны перебрасывают расход. Газа наддува уходит больше, чем при вытеснительной подаче, экономия на весе основного бака.
Схема работы ПНА
3D модель ПНА на 2-й ступени
Таблица 1. Основные параметры и характеристики ракеты.
Конструктивно-компоновочная схема РН «Адлер-2»
Описание к конструктивно-компоновочной схеме РН «Адлер-2»:
- головной обтекатель,
- полезная нагрузка,
- приборный отсек,
- бак горючего,
- бак окислителя,
- хвостовой отсек,
- двигатель 2-й ступени,
- переходный отсек,
- приборный отсек,
- бак окислителя,
- межбаковый отсек,
- бак горючего,
- бак жидкого азота,
- бак перекиси водорода,
- хвостовой отсек,
- ЖРД РД-108А.
Конкурирующие решения
Оценка основных затрат и прибылей
При оценке затрат на разработку ракета-носителя была использована книга К.П. Феоктистова «Космическая техника. Перспективы развития».
Таблица 2. Цена изделия, млн $
Стоимость подготовки пуска — $1 млн
Себестоимость пуска — $4 млн
Себестоимость ПН на орбите — ~$4000 за 1 кг
Мы принимаем себестоимость конечного изделия в $3 млн как коэффициент равный 1 (единица) и на его основе рассчитываем затраты на создание РН и наземные испытания.
Таблица 3. Приблизительная оценка основных затрат.
Затраты на создание ракеты-носителя и наземные испытания: 20 * $3 млн = $60 млн
Таблица 4. Схема получения прибыли.
Таблица 5.
Схема получения прибыли.
Примечание: ставка дисконтирования — 12%
Таким образом, по истечении 2-х лет и 8-ми запусков проект становится рентабельным и начинает приносить прибыль.
Рынки, на которых потенциально может быть реализован проект
Отечественный рынок — выведения государственных военных и гражданских полезных нагрузок, а также КА частных компаний «Даурия Аэроспейс», «Спутникс» и других участников рынка. Кроме того — студенческие, университетские, а также экспериментальные аппараты научных институтов.
Так как тенденция уменьшения массы КА характерна для всего мира, вероятно появление и иностранных заказчиков.
Общий объем рынка запусков легких РН на данный момент — около $0,5–1 млрд в год, что в натуральном выражении составляет около 15-20 пусков. Рынок активно растет, в 2013 году было произведено 22 успешных пуска и выведено на орбиты 102 КА, что составляет половину количества КА, выведенных на орбиту за год.
Из запущенных с помощью легких РН спутников больше 60% создано на базе наноспутниковой платформы CubeSat.
При темпе 3 пуска в год разработка и создание РН окупается за три года. Это предполагает выведение 3-4 миниспутников и попутное выведение нескольких десятков микро- и наноспутников, что составит примерно 5-10% от мирового рынка легких РН.
История и динамика развития проекта
Сентябрь 2013 — предложена концепция.
Октябрь 2013 — проведены переговоры с консультантами проекта. Выбраны основные параметры ракеты, тип двигательной установки.
Ноябрь 2013 — проведены предварительные исследовательские работы, в результате математического моделирования уточнены диапазон выводимой носителем полезной нагрузки по массе, наклонению и высоте орбиты назначения. Определены технико-экономические показатели: стоимость изготовления одной РН, стоимость запуска, общие затраты на разработку и срок окупаемости проекта.
Декабрь 2013 — проведены предварительные проектные изыскания, уточнены параметров данного носителя, идет активный поиск инвестора.
Январь-март 2014 — внесены необходимые изменения в конфигурацию, составлено ТЗ, проведены переговоры с ООО «Калибровский завод» о сотрудничестве.
Текущее состояние проекта
Сформирован общий облик ракеты-носителя, определены его основные проектные параметры, масса полезной нагрузки, возможные орбиты на которые может быть выведена полезная нагрузка. Осуществлена примерная оценка стоимости его изготовления. Проведены предварительные переговоры с изготовителями компонентов.
Ракетно-космическая система «Энергия»-«Буран»
Ракетно-космическая система «Энергия»-«Буран» Академик В.П. Глушко – выдающийся ученый и конструктор, один из пионеров создания ракетно-космической техники, основоположник разработки жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в России. Он внес значительный вклад в создание мощных ракетных двигателей, обеспечивших выход в космос практически всех отечественных космических аппаратов – от первого спутника до орбитальной станции «Мир» и космического самолета «Буран».
Двигатель, разработанные В.П. Глушко, были установлены на многие боевые баллистические ракеты.
Валентин Петрович Глушко еще с юношеских лет мечтал о разработке ракет (об этом он писал в письмах К.Э. Циолковскому). Разработке космического корабля была посвящена и его студенческая дипломная работа. К практической разработке экспериментальных ракет В.П. Глушко приступил в начале 1930-хх гг. в Газодинамической лаборатории (ГДЛ).
Одновременно с двигателями в ГДЛ в 1930-1933 гг. 2-м отделом под руководством В.П. Глушко разрабатывались экспериментальные жидкостные ракеты серии РЛА-реактивные летательные аппараты.
Основной разрабатываемой ракетой стала РЛА-100, имевшая следующие основные характеристики: расчетная высота вертикального подъема до 100 км; стартовая масса ракеты 400 кг, масса топлива (азотный тетраоксид и бензин) 250 кг, масса полезной нагрузки 20 кг, тяга двигателя 3000 кгс, время работы 20 с. В целях стабилизации полета предусматривалась установка двигателя выше центра тяжести ракеты на карданном подвесе (при стабилизации двигателя непосредственно гироскопом).
В головной части ракеты размещались метеорологические приборы с парашютом и автоматом для выбрасывания их в атмосферу, в нижней части корпуса – аккумуляторы давления со сжатым газом для подачи компонентов топлива в двигатель; верхние баки предназначались для окислителя, средние – для горючего; материал баков и аккумулятора давления – высокопрочная сталь.
Для предварительной проверки способов старта и управления ракетой в 1933 г. были разработаны вспомогательные ракеты РЛА-1, -2 и -3 для вертикального взлета на высоты 2…4 км. Эти ракеты были весьма просты по конструкции. Старт предусматривался без направляющего станка с пускового стола. Длина ракеты составляла 1880 мм, диаметр стального корпуса – 195 мм.
Только нелепая случайность не позволила стартовать 31 декабря 1933 г. Ракете РЛА-1 с двигателем ОРМ-52. Она уже была установлена на стартовом столе в Петропавловской крепости, но в день пуска ударил мороз, достигший к моменту старта -30 °С. При команде «старт» загустевшая смазка не позволила открыться пусковому клапану, и пуск не состоялся.
Дальнейших попыток запуска ракеты не предпринималось, поскольку в начале января почти все сотрудники отдела вместе с В.П. Глушко переехали в Москву и отработкой ракет больше не занимались.
В связи с созданием в конце 1933 г. РНИИ В.П. Глушко сконцентрировался на разработке ЖРД. Все его проработки по РЛА были переданы в подразделение РНИИ по разработке ракет, однако оказались невостребованными.
В феврале 1960 г. Глушко обращается к Королеву, а затем в марте к Янгелю с предложением начать разработку двух космических ракет: тяжелого класса Р-10 и сверхтяжелого класса Р-20. Эти ракеты должны были обеспечить Советскому Союзу на долгие годы приоритет в освоении ближнего и дальнего космоса.
Предложения Глушко были своевременными и прогрессивными, но не были приняты, поскольку ОКБ Янгеля было загружено разработками по боевой тематике, а в ОКБ Королева уже приступили к проработке собственного проекта сверхтяжелой ракеты Н1. По мнению Королева, делать промежуточный вариант тяжелого носителя вместо Н1 нецелесообразно, т.
к. это отвлечет силы от основной задачи – создания Н1. Хотя предложение Глушко не было реализовано, жизнь показала правильность его позиции. В 1965 г. Была запущена ПР «Протон», на первой ступени которой работают двигатели, разработанные в ОКБ Глушко.
К созданию ракетно-космических систем В.П. Глушко вернулся через много лет, когда в середине 1970-х гг. возглавил НПО «Энергия». Им было задумано семейство мощных космических ракет РЛА. Из этой серии проектов практическую реализацию получила ракетно-космическая системы «Энергия» «Буран». В ее основе лежала супертяжелая универсальная многоразовая РН «Энергия».
Ближайшими соратниками В.П. Глушко в НПО «Энергия» стали главные конструкторы по тематическим направлениям: Я.П. Коляко – по многоцелевым тяжелым носителям; И.Н. Садовский – по многоразовым транспортным космическим системам; Ю.П. Семенов – по орбитальным станциям.
Ракета-носитель тяжелого класса «Энергия» является частью многоразовой космической системы (МКС) «Энергия»-«Буран». До начала летных испытаний МКС имела наименование «Многоразовая космическая система»Буран». Ракета-носитель получила свое название «Энергия» по предложению генерального конструктора В.П. Глушко в 1987 г., непосредственно перед первым пуском, а орбитальный корабль сохранил свое название «Буран».
12 декабря 1976 г. генеральным конструктором В.П. Глушко был утвержден эскизный проект многоразовой системы, в которой главной составляющей частью стала двухступенчатая ракета-носитель с кислородно-керосиновой первой ступенью и кислородно-водородной второй ступенью. Ракету-носитель и орбитальный корабль предполагалось использовать многократно: блоки первой ступени не менее 10 раз, орбитальный корабль – до 100 раз. К разработке был принят проект двухступенчатой ракеты-носителя пакетной схемы с параллельным расположением ступеней и боковым расположениям полезной нагрузки.
Пакетная схема компоновки РН была выбрана из-за ее универсальности. Такая РН может выводить на орбиту разнообразные крупногабаритные грузы – пилотируемые орбитальные корабли и различные беспилотные космические аппараты. Кроме того, на ее базе возможно создание ряда ракет-носителей в широком диапазоне грузоподъемности.
На создание УКРТС «Энергия»-«Буран» отводили весьма сжатые сроки (около 8 лет), и первый полет планировали провести в 1984 г. К выполнению задачи общенационального масштаба приступил огромный механизм, в котором были задействованы более 1200 предприятий различных министерств и ведомств. Куйбышевский завод «Прогресс» стал головным по изготовлению ракеты-носителя. На Байконуре находился его филиал, а на самом предприятии создали Волжский филиал НПО «Энергия». Система управления ракеты и программное обеспечение для неё разрабатывались на харьковском НПО «Хартрон». Результаты работы всех предприятий стекались в монтажно-испытательные корпуса космодрома, где производилась окончательная сборка.
Предстоял огромный объем различных отработок и экспериментов, в т.ч. испытания нескольких натурных ракет, которые должны были пройти в три этапа. К первому относились работы на полноразмерном заправочном изделии, ко второму – огневые стендовые испытания, а к третьему – летные испытания.
7 мая 1983 г. ракету впервые установили на универсальный комплекс стенд-старт (УКСС). Этот стенд предстояло построить в дополнение к штатному стартовому комплексу, т.к. тот не обеспечивал проведение огневых испытаний. Основываясь на печальном опыте пусков Н-1, В.П. Глушко считал, что нельзя отпускать ракету в полет без тщательной наземной отработке. Раньше любой двигатель проходил наземные натурные испытания на специальных стендах, но чтобы заполненная под завязку топливом огромная ракета, прочно закрепленная на пусковом устройстве, стояла на месте с работающими на всех режимах двигателями, вплоть до максимального, такого еще не было. УКСС остается и поныне единственным в мире сооружением такого рода.
Кроме УКСС, в программе «Энергия» «Буран» использовались сотни испытательных установок.
13 апреля 1985 г. произошло важное событие. Состоялся успешный пуск РН «Зенит», которую построил днепропетровский «Южмаш». Таким образом, была подтверждена готовность блоков 1-й ступени «Энергии».
Для создания орбитального корабля (ОК) «Буран» в 1976 г. было образовано Научно-производственное объединение «Молния». Его основной производственной базой стал Тушинский машиностроительный завод. Для использования имеющегося научно-технического задела в «Молнию» перевели основных специалистов, участвовавших в разработке темы «Спираль» (воздушно-орбитальный самолет). Возглавил новое объединение Г.Е. Лозино-Лозинский.
За внешней схожестью советского «Бурана» и американского «Шатла» скрываются их принципиальные различия в конструкции и внутренней «начинке». Вместо основной двигательной установки «Буран» оснащен объединенной двигательной установкой, что позволило ему выполнять функции третьей ступени РН, избавило от выведения на орбиту огромного центрального блока ракеты и дало широкие возможности по маневрированию в космосе, в т.
ч проводить изменение угла наклона орбиты. На «Буране» впервые в мировой практике для двигательной установки космического аппарата использовался криогенный окислитель – жидкий кислород и горючее – некриогенный синтетический углеводород синтин с повышенной тепловой эффективностью. Компоненты топлива экологически чистые, в отличие от двигательной установки «Шатла», где используются некриогенные, но токсичные компоненты.
Для проведения горизонтальных летных испытаний, включавших отработку таких ответственных участков полета, как заход на посадку и сама посадка, был построен полноразмерный аналог орбитального корабля – так называемый «большой транспортный самолет» БТС-02, который оснастили четырьмя турбореактивными двигателями АЛ-31.
Как и любой новый самолет, БТС-02 начал путь в небо с рулежек и пробежек. Первую рулежку экипаж в составе летчиков-испытателей Минавиапрома Игоря Волка и Римантаса Станкявичюса выполнил 29 декабря 1984 года.
Наземные испытания продолжались почти год, и постепенно скорость пробежек была доведена до необходимых для отрыва 300 ка/ч. 10 ноября 1985 г. на аэродроме ЛИИ им. М. Громова в г. Жуковском Волк и Станкявичюс выполнили на БТС-02 первый 12-минутный полет «по-самолетному» с заходом на посадку по пологой глиссаде (угол наклона около 3°). Затем начались полеты с отработкой штатной посадки орбитального корабля по крутой глиссаде (угол наклона 17°). Со стороны полет БТС-02 вызывал восхищение. Он стремительно снижался, затем у самой земли происходил крутой перелом траектории, выпускалось шасси, следовало касание ВПП и тут же – стремительный взлет, набор высоты и сразу боевой разворот по-испребительному! Экипаж постепенно переводил управление с ручного на автоматическое. 16 декабря 1987 г. была выполнена первая полностью автоматическая посадка с высоты 4000 м до полной остановки аналога на полосе.
Советские разработчики много внимания уделяли безопасности экипажа и средствам его спасения в нештатной ситуации.
Для покидания корабля на этапе предстартовой подготовки был предусмотрен агрегат экстренной эвакуации, представлявший собой находившийся в наклонном рукаве-трубе специальный лотос (склиз), по которому космонавты могли съехать из кабины в защитный бункер, выложенный изнутри мягкими матами. На случай аварии в момент старта предусматривалось использование катапультных кресел К-36РБ, каждое из которых оборудовалось дополнительным разгонным блоком для увода на безопасное расстояние о места аварии и облета башни обслуживания. Креслами можно было воспользоваться и на дальнейших этапах полета в атмосфере, до высоты 35 км и достижения скорости М=3,5. Было так же разработано несколько программ спасения экипажа на орбите.
Пуск назначили на 29 октября 1988 г. В тот день стояла прекрасная погода. Предстартовая подготовка, заправка водородом и кислородом проходили штатно. Приближался самый ответственный момент. Тысячи людей заняли свои рабочие места.
Начался процесс запуска. За 10 мин. до подъема взлетел МиГ-25ПУ СОТН. Прошли еще 9 минут… за 53 секунды до старта вычислительный комплекс выдал команду АПП – аварийное прекращение пуска. Как выяснилось позже, от ракеты не отделилась в установленное время плата прицеливания.
Старт перенесли на 15 ноября 1988 г. К тому дню погода резко изменилась. Почти за 10 минут до старта представитель метеослужбы космодрома вручил генералу В.Е. Гудилину штормовое предупреждение. Все же после выяснения у теоретиков запасов по нагрузкам было принято решение нажать кнопку «Пуск». И вот – время 06 часов 00 минут! Из клубов выхлопных газов, подсвечивая это огромное бурлящее облако огненно-красным светом, начала медленно подниматься ракета, словно комета со сверкающими ядром и хвостом, направленным к земле! Обидно коротким было это зрелище! Через несколько секунд лишь затухающее пятно света в покрове низких туч свидетельствовало о неистовой силе, которая несла наш «Буран».
«Энергия» вывела «Буран» за 476 с на высоту около 150 км.
После отделения корабля был осуществлен двукратный запуск его двигательной установки, что обеспечило достижение первой космической скорости и выход на опорную круговую орбиту высотой 260/250 км с наклоном 51,6° и периодом обращения 89,5 мин. Задание предусматривало выполнение только 2 витков – 205 минут полета. Заправка топливом была минимальной – 8 т. В последующих полетах, при полной заправке в 14 т, корабль с грузом 27 т мог выйти на орбиту высотой 450 км. Для выполнения длительных и особо энергоемких программ (орбита до 1000 км) предусматривалась установка дополнительных топливных баков в отсеке полезной нагрузки, что позволяло удвоить максимальный запас топлива.
15 ноября 1988 года. Байконур видел многое, но после гагаринского старта он никогда не ликовал так, как в тот ноябрьский день. Борясь с сильным встречно-боковым ветром, орбитальный корабль «Буран» совершил ювелирную посадку на полосу аэродрома «Юбилейный» посадочного комплекса космодрома. Наблюдавшие за полетом летчики-испытатели сразу оценили мастерство, с каким была выполнена безмоторная посадка необычного аппарата в сложнейших погодных условиях.
Наибольшее восхищение вызывало то, что никто не вмешивался в управление. Полностью автоматическая посадка беспилотного космического аппарата на полосу аэродрома! История мировой авиации и космонавтики такого еще не знала!
Казалось, бы, после такого триумфа следовало энергично готовиться к следующему запуску, но громкий успех не смог опровергнуть давно высказываемые сомнения о целесообразности этой системы. Как сказал Главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б.И. Губанов: «В то время прорисовывалось, что «Энергия» еще никому не нужна. В оправдание этого некоторые «специалисты», в том числе и академики у нас в стране, утверждали, что создание системы «Энергия – Буран» ознаменовало повторение американских ошибок, только в еще более серьезной форме, и громогласно оплакивали закрытие программы носителя Н-1. Начиналось захоронение «Энергии» живьем.
Второй полет УРТКС «Энергия»-«Буран» планировался через два года, потом его перенесли еще на год, потом еще… Можно сказать, что полеты переносятся и по сей день, ведь программа официально еще не закрыта.
МРКК «Энергия»-«Буран» опередила свое время. Потенциальные возможности этой системы превосходят потребности современной национальной космической программы середины-конца 1990-х годов. Будет ли вновь востребован этот потенциал, зависит от появления практических заказчиков и прежде всего способности привлечь международное сообщество к решению с помощью космических средств таких общечеловеческих проблем, как глобальная телесвязь, восстановление озонового слоя, освещение полярных районов, утилизация ядерных отходов и др.
Использованы материалы статей:
Каторгин, Б.И. От первых РЛА к ракетно-космической системе «Энергия» — «Буран» : К 95-летию со дня рождения академика В.П. Глушко / Б. И. Каторгин, В. Ф. Рахманин, В. С. Судаков // Полет. — 2003. — №7. — С. 50-54.
Грачев, С. «Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №1. — С. 36-38.
Грачев, С.
«Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №2. — С. 30-33.
Грачев, С. «Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №4. — С. 36-39.
Грачев, С. «Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №3. — С. 33-35.
День авиации и космонавтики
Космонавты, рожденные Украиной
Сыны Украины — в Первой Шеренге первопроходцев космоса
Ракетно-космическая история Украины в видеофильмах
Интересно почитать
Сравнение характеристик ракет-носителей СОЮЗ-2.1В и VEGA
Авторы: Пикалов Максим Егорович, Пухова Елизавета Анатольевна
Рубрика: Технические науки
Опубликовано в
Молодой учёный
№24 (262) июнь 2019 г.
Дата публикации: 17.06.2019 2019-06-17
Статья просмотрена: 1059 раз
Скачать электронную версию
Скачать Часть 2 (pdf)
Библиографическое описание:Пикалов, М. Е. Сравнение характеристик ракет-носителей СОЮЗ-2.1В и VEGA / М. Е. Пикалов, Е. А. Пухова. — Текст : непосредственный // Молодой ученый. — 2019. — № 24 (262). — С. 156-158. — URL: https://moluch.ru/archive/262/60722/ (дата обращения: 09.10.2022).
Приведены основные причины популярности разработок ракет-носителей легкого класса. Произведено сравнение разработок России и Европейского космического агентства — РН Союз-2.1в и РН Vega.
Проведён расчет основных параметров ракет-носителей — скорости Циолковского и коэффициента полезной нагрузки.
Ключевые слова: ракета-носитель, космический аппарат, ступень, полезная нагрузка, скорость Циолковского.
Развитие космонавтики на современном этапе потребовало запуска космических аппаратов (КА) малых размеров и массы, которые выполняют работу в области связи, телекоммуникации, навигации, дистанционного зондирования Земли. Для выведения подобных КА применяются в основном ракеты-носители (РН) легкого класса. В связи с большой потребностью многих стран в таких КА этот класс РН стал активно использоваться, что привело к разработке и созданию новейших РН легкого класса. Рассмотрим подробнее и сравним разработки России и Европейского космического агентства — РН Союз-2.1в и РН Vega.
«Союз-2.1в» является ракетой лёгкого класса, с грузоподъёмностью порядка 2800 кг на низкую (200 км) околоземную орбиту. Модификация ранее была известна как «Союз-1».
Является глубокой модернизацией ракеты «Союз‑2.1б», кроме того, двухступенчатой, без использования четырёх боковых блоков [1].
По сравнению с вариантом «Союз-2.1б» в качестве двигателя центрального блока используется жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла НК-33–1 разработки СНТК им. Н. Д. Кузнецова, обладающий более чем вдвое большей тягой, по сравнению с используемым на «Союз-2.1а» и «Союз-2.1б» РД-108А. «Союз-2.1в» может использоваться с блоком выведения «Волга», разрабатываемым «ЦСКБ-Прогресс». Блок имеет двигательную установку на компонентах НДМГ-АТ, развивающую тягу 2,94 кН (0,3 тс) и обеспечивающую удельный импульс 307 с. Длина блока 1,025 м, диаметр 2,72–3,2 м. Стартовая масса 1140–1740 кг, сухая — 840 кг. Масса выводимой полезной нагрузки на ССО — 1500 кг. Основные характеристики ступеней РН «Союз-2.1в» приведены в табл. 1.
Таблица 1
Основные характеристики РН «Союз-2.1в»
Общая информация | Характеристика | Первая ступень— Блок А | Вторая ступень— Блок И | |
Количество ступеней | 2 | Масса конструкции | 9 300 кг | 2 700 кг |
Длина | 44 м | Тяга | 180 тс на уровне моря | 30,00 тс на уровне моря |
Диаметр | 3 м | Масса топлива | 118 700 кг | 23 300 кг |
Стартовая масса | 157 000 кг | Время работы | 210 с | 300 с |
*Полезная нагрузка | НОО: 3 000 кг COO: 1 500 кг | Удельный импульс в вакууме | 2943 м/с | 3522 м/с |
Полная масса | 157 т | |||
Произведем расчет параметров ракеты:
рассчитаем скорость Циолковского (максимальная скорость летательного аппарата,которой он достигает во время полета) для РН Союз-2.
1в [2]:
,
где — удельный импульс тяги (рассчитывается для каждой ступени исходя из извесной тяги, массы топлива и времени работы ступеней)относительная конечная масса; — масса конструкции; масса топлива;масса полезной нагрузки; полная масса ракеты.
Рассчитаем коэффициент полезной нагрузки :
Вега (англ. Vega; итал. Vettore Europeo di Generazione Avanzata) — лёгкая ракета-носитель, совместно разрабатываемая с 1998 года Европейским космическим агентством (ESA) и Итальянским космическим агентством (ASI). Ракета названа в честь второй ярчайшей звезды северного полушария.
Полезная нагрузка РН «Вега» составляет 1500 кг на полярную орбиту высотой 700 км. РН разработана для вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту и солнечно-синхронную орбиту [3]. В отличие от большинства одноклассных РН, «Вега» способна выводить сразу несколько космических аппаратов. Основные типы аппаратов, являющиеся потенциальной загрузкой:
– Микроспутники — до 300кг;
– Миниспутники — от 300 до 1 000 кг;
– Малые спутники — от 1 000 до 2 000 кг.
РН Vega cостоит из 4 ступеней, 3 из которых Zefiro-23, Zefiro-9, P80 оснащены твердотопливными двигателями, а AVUM — ЖРД, топливом для которого служит несимметричный диметилгидразин с окислителем азотный тетраоксид. Технологии, используемые в Р80, в дальнейшем будут использованы для разработок РН «Ариан». Основные характеристики ступеней РН «Вега» приведены в табл. 2.
Таблица 2
Основные характеристики РН «Вега»
Общая информация | Характеристика | Первая ступень P80 | Вторая ступень Zefiro 23 | Третья ступень Zefiro 9 | Четвертая ступень AVUM | |
Количество ступеней | 4 | Тяга, кН | 2261 | 871 | 260 | 2,42 |
Длина | 30 м | Масса конструкции, кг | 7330 | 2850 | 1315 | 147 |
Диаметр | 3 м | Время работы, с | 110 | 77 | 120 | 667 |
Стартовая масса | 137 000 кг | Масса топлива, кг | 88 365 | 26 000 | 10 500 | 550 |
Полезная нагрузка | НОО: 1500 кг | Удельный импульс в вакууме, м/с | 2747 | 2820 | 2903 | 3095 |
Полная масса, кг | 138 557 | |||||
Рассчитаем скорость Циолковского для РН Vega:
Рассчитаем коэффициент полезной нагрузки :
РН Союз–2.
1в превосходит европейский РН в показателе полезной нагрузки, что видно по коэффициенту полезной нагрузки ( у Союз-2.1в против у Vega), но идеальная скорость у РН Vega выше чем у РН Союз-2.1в (10 339,8 м/с > 10 124,7 м/с). РН Vega имеет 4 ступени против 2 у Союз–2.1в, что понижает надёжность этого РН, но стоимость запуска РН Vega гораздо ниже(5 млн $
Литература:
- Союз-2 (семейство ракет-носителей) // Википедия. [2012–2016].URL: http://wikiredia.ru/wiki/ (дата обращения: 12.06.2019).
- Павлюк,Ю. C. Баллистическое проектирование ракет: Учебное пособие / Ю. С. Павлюк. –Челябинск: Изд. ЧГТУ,1996. –92 с.
- «Вега”(ракета-носитель) // Онлайн энциклопедия «Википедия”. [2012–2016]. URL: http://wiki-org.ru/ (дата обращения: 12.06.2019).
Основные термины (генерируются автоматически): полезная нагрузка, AVUM, легкий класс, масса топлива, ступень, Европейское космическое агентство, масса конструкции, стартовая масса, удельный импульс, общая информация.
Ключевые слова
космический аппарат, ракета-носитель, ступень, полезная нагрузка, скорость Циолковскогоракета-носитель, космический аппарат, ступень, полезная нагрузка, скорость Циолковского
Похожие статьи
Перспективы создания средств выведения тяжелого и сверх…
Такие носители должны обеспечивать выведение полезных нагрузок на все основные типы
При разработке предложений по перспективным РН тяжелого и сверхтяжелого классов
Начало летных испытаний КРК «Ангара» планируется на 2010 г.
, первые пуски РН легкого и…
Исследование радиационных
нагрузок малых космических…массы внутренних комплектующих космического аппарата. Используя призму с гранью в 30 см можно добиться снижения массы почти в 2 раза и если использовать защиту в 3,5 мм, то вес такой оболочки составит 6,7 кг, что является значительным вкладом в общую массу КА.
Особенности классификации БПЛА самолетного типа
Легкие БПЛА со взлетной массой менее 20 кг, получили распространение только в последнее время в связи с прогрессом в электронике и удешевлением малогабаритных электронных устройств. Большинство БПЛА этой разновидности имеют массу полезной нагрузки до…
Перспективы использования ядерно-электрической ракетной.
..В данной статье предлагается оптимальная конструкция гибридной двигательной установки с использованием как ядерной энергии, так и электрической, для образования ионов, отбрасываемых электрическим ракетным двигателем (ЭРД) с электростатическим ускорением…
Многоразовые
космические корабли Спейс-Шаттл и БуранВ данной работе рассматриваются многоразовые космические корабли Спейс Шаттл (США) и Буран (СССР), сравниваются их технические характеристики, анализируются цели и задачи создания данных космических аппаратов, а также принимаются во внимание перспективы их…
Формирование требований к двигателям силовых установок…
Удельная масса является комплексным показателем, который характеризует
Общая масса двигателя складывается из суммы масс отдельных узлов и деталей.
Снижение массы двигателя, а следовательно, и удельной массы при заданной тяге достигается несколькими…
Анализ и прогноз развития отечественных вспомогательных…
Особенностями ВСУ являются простота конструкции и обслуживания, малая масса по сравнению с другими типами ГТД.
Удельный расход топлива Суд характеризует экономичность ГТД, показывает сколько энергии в кВт выделяет 1 кг топлива за 1 час.
Организация перевозок тяжеловесных грузов по автодорожным…
Тяжеловесной нагрузкой стоит считать ситуацию, когда масса транспортного средства (автопоезда) с грузом или без превышает несущую способность дорожных одежд, фактическую грузоподъемность искусственных дорожных сооружений, расположенных по маршруту…
Анализ современного состояния рынка наноспутников как.
..В данной статье авторы, осуществляют анализ мирового и отечественного рынка наноспутников, опираясь на теорию подрывных инноваций Клейтона М. Кристенсена. После проведения анализа рядов данных и ценообразования на рынке космических аппаратов…
Похожие статьи
Перспективы создания средств выведения тяжелого и сверх…
Такие носители должны обеспечивать выведение полезных нагрузок на все основные типы
При разработке предложений по перспективным РН тяжелого и сверхтяжелого классов
Начало летных испытаний КРК «Ангара» планируется на 2010 г., первые пуски РН легкого и…
Исследование радиационных
нагрузок малых космических…массы внутренних комплектующих космического аппарата.
Используя призму с гранью в 30 см можно добиться снижения массы почти в 2 раза и если использовать защиту в 3,5 мм, то вес такой оболочки составит 6,7 кг, что является значительным вкладом в общую массу КА.
Особенности классификации БПЛА самолетного типа
Легкие БПЛА со взлетной массой менее 20 кг, получили распространение только в последнее время в связи с прогрессом в электронике и удешевлением малогабаритных электронных устройств. Большинство БПЛА этой разновидности имеют массу полезной нагрузки до…
Перспективы использования ядерно-электрической ракетной…
В данной статье предлагается оптимальная конструкция гибридной двигательной установки с использованием как ядерной энергии, так и электрической, для образования ионов, отбрасываемых электрическим ракетным двигателем (ЭРД) с электростатическим ускорением.
..
Многоразовые
космические корабли Спейс-Шаттл и БуранВ данной работе рассматриваются многоразовые космические корабли Спейс Шаттл (США) и Буран (СССР), сравниваются их технические характеристики, анализируются цели и задачи создания данных космических аппаратов, а также принимаются во внимание перспективы их…
Формирование требований к двигателям силовых установок…
Удельная масса является комплексным показателем, который характеризует
Общая масса двигателя складывается из суммы масс отдельных узлов и деталей.
Снижение массы двигателя, а следовательно, и удельной массы при заданной тяге достигается несколькими…
Анализ и прогноз развития отечественных вспомогательных.
..Особенностями ВСУ являются простота конструкции и обслуживания, малая масса по сравнению с другими типами ГТД.
Удельный расход топлива Суд характеризует экономичность ГТД, показывает сколько энергии в кВт выделяет 1 кг топлива за 1 час.
Организация перевозок тяжеловесных грузов по автодорожным…
Тяжеловесной нагрузкой стоит считать ситуацию, когда масса транспортного средства (автопоезда) с грузом или без превышает несущую способность дорожных одежд, фактическую грузоподъемность искусственных дорожных сооружений, расположенных по маршруту…
Анализ современного состояния рынка наноспутников как…
В данной статье авторы, осуществляют анализ мирового и отечественного рынка наноспутников, опираясь на теорию подрывных инноваций Клейтона М.
Кристенсена. После проведения анализа рядов данных и ценообразования на рынке космических аппаратов…
Вес — это сила порождается гравитационным притяжением планеты на масса ракеты. Вес связан с массой через весовое уравнение и каждый часть ракеты имеет уникальный вес и массу. Для некоторых задач это Важно знать распределение веса. Но для ракеты траектория а также стабильность, нас интересует только общий вес и расположение центра тяжести. За модели ракет и ракеты на сжатом воздухе вес остается довольно постоянным во время полета, и мы можем легко вычислять вес ракеты. Но для водяные ракеты и полномасштабные ракеты вес меняется во время запуска. При определении характеристик полномасштабной ракеты мы должны учитывать изменение веса в течение запуск двигателя. На веб-странице с описанием
основные системы
ракеты, мы группируем различные части в соответствии с
функция. Мы проводим различие по массе, потому что
масса некоторых частей ракеты всегда одинакова
а некоторые со временем меняются.
Во время запуска топливо
сгорел
и исчерпал
сопло.
Чтобы оценить
производительность
ракеты во время горения, мы должны учитывать
большое изменение веса в уравнениях
движение.
Инженеры разработали несколько безразмерных параметров
для характеристики веса полномасштабной ракеты. Пустая масса , обозначаемая как me , является суммой полезная нагрузка и масса конструкции ракеты: я = мс + мд Пустая масса — это масса транспортного средства в конце горения, при условии, что весь бензин израсходован. Полная масса , обозначаемая как mf , является массой в начале горения и равен сумме масс полезного груза, топлива, и структура: мф = мс + мд + тр мф = я + тр Отношение масс пороха обозначается MR и равно соотношение полной массы к пустой массе: МР = мф / я МР = 1 + мп/ме Идеал
ракетное уравнение
указывает на то, что полное изменение скорости во время горения зависит от
натуральное бревно
от отношения масс. Таким образом, мы хотим, чтобы отношение было большим числом для получения
большое изменение скорости. Коэффициент полезной нагрузки обозначается греческой буквой лямбда и равна массе полезной нагрузки, деленной на массу топлива и структура: лямбда = мд / (мп + мс) лямбда = мд / (мф — мд) Мы хотим, чтобы коэффициент полезной нагрузки был большим числом. Это свидетельствует о том, что большое полезная нагрузка может быть поднята с небольшим количеством топлива. Последняя масса соотношение структурный коэффициент , обозначается греческой буквой эпсилон и равно массе конструкции, деленной на масса конструкции плюс топливо. эпсилон = мс / (мп + мс) Этот параметр не зависит от запускаемой полезной нагрузки.
мера эффективности конструкции бустера.
Небольшое значение этого коэффициента свидетельствует о хорошем дизайне. MR = (1 + лямбда) / (эпсилон + лямбда) Опять же, мы желаем большой коэффициент полезной нагрузки, небольшой структурный коэффициент и большая массовая доля. Экскурсии с гидом
Деятельность: Связанные сайты: |
К основным системам относятся
структурные системы,
системы полезной нагрузки,
системы наведения и
двигательные системы. На этой странице мы
немного по-другому сгруппируйте детали по массе.
Мы назначаем массовую переменную трем основным частям; масса
полезная нагрузка отмечена md , общая масса
пропелленты отмечены цифрой т.п. , а масса
вся остальная часть ракеты, за исключением полезной нагрузки и топлива,
отмечен структурной массой мс . Насосы двигателя и форсунки
сгруппированы с двигательной установкой по функциям, но сохранены
со структурой по массе .
Мы
перечислили некоторые из этих соотношений масс на этой странице.
Другой способ взглянуть на этот параметр состоит в том, что большое отношение масс пороха
подразумевает, что пустой вес для удержания топлива очень мал.
С помощью небольшой алгебры вы можете показать, что:Калькулятор запуска
|
To compare
launchers with different fuels select ‘Set averages'»>
For modern rockets this is usually the fairing diameter.»>
It is estimated that it is 2/3 of the total battery mass.»>
» align=»center»> Установить все на минимум Установить все на максимум
«>
It is a factor contributing significantly to the total dead weight
of a vehicle and restricting its maximum performance»>
Specific impulse is
a measure of how effectively a jet engine uses fuel.
The specific impulse of the upper stage engines is usually higher,
since due to the absence of amospheric pressure a higher
expansion ratio can be achieved (longer nozzle).»>
|
«>
«>
The inclination of an orbit is always greater than the spaceport latitude.
Decreasing the orbit inclination requires a special maneuver and leads
to a significant enegry expenditure.»>
Usually this velocity increment is added at the apogee of the Geosynchronous Transfer Orbit.»>
However, these formulas do not take into account the losses associated
with the Earth’s gravity and atmosphere.»>
«>
«>
«>
«>
«>Ракета SpaceX Falcon 9 побила рекорд массы полезной нагрузки с отремонтированным ускорителем
SpaceX установила новый рекорд по самой тяжелой полезной нагрузке, запущенной на ракете Falcon 9 в рамках обычного запуска спутника Starlink.
Одновременно ракета, установившая этот новый рекорд, была запущена с помощью многоразового ускорителя, который в последний раз был замечен цепляющимся за жизнь (двигатели сильно повреждены) на палубе корабля-беспилотника SpaceX восемь месяцев назад. В то время было неясно, сможет ли ракета-носитель Falcon 9, теоретически способная выдержать как минимум еще 12-14 запусков, оправиться от повреждений и снова полететь.
Теперь ясно, что ракета-носитель не получила серьезных невидимых повреждений, что в конечном итоге позволило SpaceX завершить ремонт и вернуть ракету в эксплуатацию за счет длительной задержки.
Выжимание дополнительных характеристик из Falcon 9 — почти 17 метрических тонн на реальной полезной орбите с многоразовым ускорителем и обтекателем! https://t.co/vgHsmaSj7d
— Илон Маск (@elonmusk) 28 августа 2022 г.
По словам писателя космических полетов Алехандро Алькантарилья Ромеро, одной дополнительной стоимостью — как минимум — был полный комплект новых двигателей Merlin 1D. Вскоре после безупречного запуска и посадки Falcon 9 B1069 в декабре 2021 года робот-помощник, известный как Octagrabber, скорее всего, потерял контроль над ракетой-носителем, пытаясь защитить ее. Вероятно, уже в открытом море условия не позволили работникам SpaceX безопасно подняться на борт корабля и вручную закрепить ускоритель, который затем мог свободно скользить по его наклонной палубе.
Возможно, Октаграббер успешно захватил ракету-носитель, но затем попал в действительно ужасные морские условия. Разработанный, чтобы пассивно удерживать ракеты-носители на палубе своим огромным весом, даже робот, похожий на танк, не сможет спасти ракету-носитель, если шторм застанет дрон-корабль врасплох, а волны будут достаточно высокими.
В любом случае, B1069 вернулся в левый борт, прижавшись к краю палубы беспилотного корабля «Прочитай инструкции» (JRTI), сильно наклонившись влево. Хуже того, каждое из девяти хрупких сопел двигателя «Мерлин 1D» было раздавлено, как фольга, об Октаграббер, повредив их без возможности восстановления. Хотя есть шанс, что SpaceX сможет или сможет спасти части B1069.Оригинальные двигатели M1D над их раструбными соплами, неудивительно, что компании пришлось полностью заменить эти двигатели, прежде чем ракета-носитель снова смогла летать.
Повреждение B1069, полученное при первом запуске, делает еще более впечатляющим тот факт, что SpaceX попыталась побить рекорд полезной нагрузки Falcon 9, вернувшись в полет, что говорит о том, что компания была очень уверена в его ремонте.
Starlink 4-3 и 4-5 служат заменой для визуализации рекордного развертывания полезной нагрузки Starlink 4-23. (SpaceX) SpaceX подтвердила, что Falcon 9 побила рекорд, запустив 54 спутника Starlink V1.
5 в конце веб-трансляции, показывая, что ракета вывела 16,7 метрических тонны (~ 36 800 фунтов) на низкую околоземную орбиту ). Последний подтвержденный рекорд, заявленный генеральным директором Илоном Маском, составлял 16,25 тонны, распределенной по 53 спутникам Starlink V1.5, что не полностью складывается, если только SpaceX не добавила несколько килограммов к массе каждого спутника в период с марта по август 2022 года.
Если предположить, что оба числа сопоставимы, улучшение примерно на 3% далеко не является потрясающим или неожиданным шагом вперед для SpaceX, компании, известной неустанным итеративным улучшением. Однако впечатляет то, что SpaceX вышла за рамки возможного, в то время как Falcon 9быстро приближается к своему 150-му последовательному успешному запуску и является единственной ракетой, которая в настоящее время сертифицирована для запуска нескольких астронавтов НАСА на Международную космическую станцию. Пятый оперативный запуск астронавтов НАСА SpaceX (Экипаж-5) запланирован уже на 3 октября.