О космическом симуляторе Orbiter и, как минимум, двести человек, которые заинтересовались и скачали аддоны к нему, привели меня к идее продолжить цикл постов образовательной и игровой направленности. Также, я хочу облегчить переход от первого поста, в котором всё делает автоматика, не требуя ваших действий, к самостоятельным экспериментам, чтобы не получился анекдот о рисовании совы . Этот пост имеет следующие цели:

• Рассказать о семействе разгонных блоков «Бриз»
• Дать представление об основных параметрах орбитального движения: апоцентре, перицентре, наклонении орбиты
• Дать представление об основах орбитальной механики и запусках на геостационарную орбиту (ГСО)
• Предоставить простое руководство по освоению ручного выхода на ГСО в симуляторе

Введение

Об этом мало задумываются, но семейство разгонных блоков «Бриз» - «Бриз-М», «Бриз-КМ» - это пример аппарата, разработанного уже после распада СССР. Причин такой разработки было несколько:

• На основе МБР УР-100 разрабатывалась конверсионная ракета-носитель «Рокот», для которой был бы полезен разгонный блок (РБ).
• На «Протоне» для выведения на ГСО использовался РБ «ДМ», который использовал «неродную» для «Протона» пару «кислород-керосин», имел время автономного полёта всего 7 часов, да и грузоподъёмность его можно было бы увеличить.

В 1990-1994 годах прошли испытательные пуски и, в мае-июне 2000 года состоялись полёты обеих модификаций «Бриза» - «Бриз-КМ» для «Рокота» и «Бриз-М» для «Протона». Главное различие между ними - наличие дополнительных сбрасываемых топливных баков на «Бризе-М», которые дают бОльший запас характеристической скорости (delta-V) и позволяют выводить более тяжелые спутники. Вот фотография, которая очень хорошо иллюстрирует разницу:

Конструкция

Блоки семейства «Бриз» отличаются очень плотной компоновкой:

Более подробный чертёж

Обратите внимание на технические решения:

• Двигатель находится внутри «стакана» в баке
• Внутри баков также находятся баллоны с гелием для наддува
• Баки горючего и окислителя имеют общую стенку (благодаря использованию пары НДМГ/АТ это не представляет технической сложности), нет увеличения длины блока из-за межбакового отсека
• Баки являются несущими - нет силовых ферм, которые бы требовали дополнительного веса и увеличивали длину
• Сбрасываемые баки фактически являются половиной ступени, что, с одной стороны, требует лишнего веса на стенки, с другой - позволяет увеличивать запас характеристической скорости за счет сброса пустых баков.

Плотная компоновка экономит геометрические размеры и вес, но она имеет и свои недостатки. Например, двигатель, который, работая, излучает тепло, находится очень близко к бакам и трубопроводам. И сочетание более высокой (на 1-2 градуса, в пределах спецификации) температуры топлива с более высокой теплонапряженностью работы двигателя в процессе работы (тоже в пределах спецификации) привело к закипанию окислителя, нарушению охлаждения турбины ТНА жидким окислителем и нарушению её работы, что вызвало аварию РБ при выведении спутника «Ямал-402» в декабре 2012 года .
В качестве двигателей РБ используется комбинация из двигателей трех типов: маршевого С5.98 (14Д30) тягой 2 тонны, четырех двигателей коррекции (фактически это двигатели осаждения, ullage motors), которые включаются перед пуском маршевого двигателя для осаждения топлива на дно баков, и двенадцати двигателей ориентации тягой 1,3 кг. Маршевый двигатель имеет весьма высокие параметры (давление в камере сгорания ~100 атм, удельный импульс 328,6 с) несмотря на открытую схему. Его «отцы» стояли на марсианских станциях «Фобос» а «деды» - на посадочных лунных станциях типа «Луна-16». Маршевый двигатель может гарантированно включаться до восьми раз, а срок активного существования блока не меньше суток.
Масса полностью заправленного блока составляет до 22,5 тонн, полезная нагрузка достигает 6 тонн. Но суммарная масса блока после отделения от третьей ступени ракеты-носителя чуть меньше 26 тонн. При выводе на геопереходную орбиту РБ недозаправляется, а полностью заполненный бак для прямого вывода на ГСО выводил максимум 3,7 тонны полезной нагрузки. Тяговооруженность блока получается равной ~0.76. Это недостаток РБ «Бриз», но небольшой. Дело в том, что после отделения РБ+ ПН находятся на незамкнутой орбите, что требует импульса на довыведение, а небольшая тяга двигателя приводит к гравитационным потерям. Гравитационные потери составляют примерно 1-2%, что весьма немного. Также, длительные периоды работы двигателя повышают требования к надёжности. С другой стороны, у маршевого двигателя гарантированный срок работы до 3200 секунд (почти час!).

Немного о надежности

Семейство РБ «Бриз» эксплуатируется весьма активно:

• 4 полёта «Бриз-М» на «Протоне-К»
• 72 полёта «Бриз-М» на «Протоне-М»
• 16 полётов «Бриз-КМ» на «Рокоте»

Итого 92 полёта на 16 февраля 2014 года. Из них произошло 5 аварий (частичный успех с «Ямал-402» я записал в аварию) по вине блока «Бриз-М» и 2 по вине «Бриз-КМ» что даёт нам надёжность 92%. Рассмотрим причины аварий более подробно:

1. 28 февраля 2006, ArabSat 4A - преждевременный останов двигателя из-за посторонней частицы, попавшей в сопло гидротурбины ( , ), единичный производственный дефект.
2. 15 марта 2008, AMC-14 - преждевременный останов двигателя, разрушение высокотемпературного газопровода (), потребовалась его доработка.
3. 18 августа 2011, Экспресс-АМ4. Необоснованно «заужен» временной интервал подворота гиростабилизированной платформы, неправильная ориентация (), ошибка программистов.
4. 6 августа 2012, Telkom 3, Экспресс-МД2. Останов двигателя из-за засорения магистрали наддува (), производственный дефект.
5. 9 декабря 2012, Ямал-402. Останов двигателя из-за выхода из строя ТНА, сочетание неблагоприятных факторов температурного режима ()
6. 8 октября 2005, «Бриз-КМ», Cryosat, неразделение второй ступени и РБ, нештатная работа ПО (), ошибка программистов.
7. 1 февраля 2011, «Бриз-КМ», Гео-ИК2, нештатный импульс двигателя, предположительно из-за отказа системы управления, из-за отсутствия телеметрии точную причину установить невозможно.

Если проанализировать причины аварий, то с проблемами конструкции и ошибками проектирования связаны только две - прогар газопровода и нарушение охлаждения ТНА. Все прочие аварии, причина которых известна достоверно, связаны с проблемами качества производства и подготовки к пуску. Это неудивительно - космическая отрасль требует очень высокого качества работы, и ошибка даже рядового сотрудника может привести к аварии. Сам по себе «Бриз» не является неудачной конструкцией, однако, стоит отметить отсутствие запаса прочности из-за того, что для обеспечения максимальных характеристик РБ материалы работают близко к границе своей физической прочности.

Полетаем

Пора перейти к практике - отправиться вручную на геостационарную орбиту в Orbiter"е. Для этого нам потребуются:
Релиз Орбитера, если вы его ещё не скачали после прочтения первого поста, вот ссылка .
Аддон «Proton LV» скачать отсюда

Немного теории

Из всех параметров орбиты здесь нас будут интересовать три параметра: высота перицентра (для Земли - перигей), высота апоцентра (для Земли - апогей) и наклонение:

• Высота апоцентра - это высота самой высокой точки орбиты, обозначается как На.
• Высота перицентра - это высота самой низкой точки орбиты, обозначается как Нп.
• Наклонение орбиты - это угол между плоскостью орбиты и плоскостью, проходящей через экватор Земли (в нашем случае орбит вокруг Земли), обозначается как i .

Геостационарная орбита - это круговая орбита с высотой перицентра и апоцентра 35 786 км над уровнем моря и наклонением 0 градусов. Соответственно, наша задача разбивается следующие этапы: выйти на низкую околоземную орбиту, поднять апоцентр до 35 700 км, изменить наклонение до 0 градусов, поднять перицентр до 35 700 км. Изменять наклонение орбиты выгоднее в апоцентре, потому что там меньше скорость спутника, а, чем меньше скорость, тем меньшую delta-V надо приложить для её изменения. Одна из хитростей орбитальной механики состоит в том, что иногда выгоднее поднять апоцентр гораздо выше нужного, изменить наклонение там, и позже опустить апоцентр до нужного. Траты на подъем и спуск апоцентра выше нужного + изменение наклонения могут быть меньше, чем изменение наклонения на высоте нужного апоцентра.

План полёта

В сценарии с «Бризом-М» надо вывести «Sirius-4», шведский спутник связи, запущенный в 2007 году. За прошедшие годы его уже успели переименовать, теперь это «Астра-4А» . План его выведения был такой:


Понятное дело, что мы, выходя на орбиту вручную, лишаемся точности автоматов, исполняющих расчеты баллистиков, поэтому наши параметры полёта будут с довольно большими ошибками, но это не страшно.

Этап 1. Выход на опорную орбиту

Этап 1 занимает время от запуска программы до выхода на круговую орбиту высотой примерно 170 км и наклонением 51 градус (тяжкое наследие широты Байконура, при пуске с экватора было бы сразу 0 градусов).
Сценарий Proton LV / Proton M / Proton M - Breeze M (Sirius 4)

От загрузки симулятора до отделения РБ от третьей ступени можно любоваться видами - всё делает автоматика. Разве что необходимо переключить фокус камеры на ракету с вида с земли (нажимать F2 до значений слева-сверху absolute direction или global frame ).
В процессе выведения рекомендую переключиться на вид «изнутри» по F1 , подготовиться к тому, что нас ждет:


Кстати, в Orbiter можно включить паузу по Ctrl-P , это может вам пригодиться.
Немного пояснений о значениях важных для нас показателей:


После отделения третьей ступени мы оказываемся на незамкнутой орбите с угрозой упасть в район Тихого океана, если мы будем действовать медленно или неверно. Для того, чтобы избежать такой печальной участи, нам следует выйти на опорную орбиту, для чего нам следует:

1. Остановить вращение блока нажатием кнопки Num 5 . Т.н. режим KillRot (остановка вращения). После фиксации положения режим автоматически выключается.
2. Переключить вид назад на вид вперед кнопкой C .
3. Переключить индикатор лобового стекла в орбитальный режим (Orbit Earth сверху) нажатием кнопки H .
4. Клавишами Num 2 (поворот вверх), Num 8 (поворот вниз), Num 1 (поворот влево), Num 3 (поворот вправо), Num 4 (крен влево), Num 6 (крен вправо) и Num 5 (остановка вращения) повернуть блок по направлению движения с углом тангажа примерно 22 градуса и зафиксировать положение.
5. Начать процедуру запуска двигателя (сначала Num + , потом, не отпуская, Ctrl ).

Если вы все сделаете правильно, картинка будет примерно такая:


После включения двигателя:

1. Создать вращение, которое зафиксирует угол тангажа (пара нажатий Num 8 и угол не будет заметно меняться).
2. В процессе работы двигателя удерживать угол тангажа в диапазоне 25-30 градусов.
3. Когда значения перицентра и апоцентра будут в районе 160-170 км, выключить двигатель кнопкой Num * .

Если всё прошло хорошо, будет что-то вроде:


Самая нервная часть закончилась, мы на орбите, упасть уже некуда.

Этап 2. Выход на промежуточную орбиту

Из-за низкой тяговооруженности, апоцентр до 35 700 км приходится поднимать в два этапа. Первый этап - это выход на промежуточную орбиту с апоцентром ~5000 км. Специфика проблемы - надо разгоняться так, чтобы апоцентр не оказался в стороне от экватора, т.е. надо разгоняться симметрично относительно экватора. В этом нам поможет проекция схемы выведения на карту Земли:


Картина для запущенного на днях Турксат 4А, но это неважно.
Подготовка к выходу на промежуточную орбиту:

1. Переключить левый многофункциональный дисплей в режим карты (Левый Shift F1 , Левый Shift M ).
2. R , замедлить в 10 раз T ) подождать до пролёта над Южной Америкой.
3. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения). Можно нажать кнопку [ , чтобы это делала автоматика, но здесь это не очень эффективно, лучше вручную.

Должно получиться что-то вроде:


В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая ориентацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 5000 км. Можно включать ускорение 10х. По достижении апоцентра 5000 км, выключить двигатель.

Музыка, по-моему, очень подходит к разгону на орбите

Если всё прошло хорошо, то получим что-то типа:

Этап 3. Выход на переходную орбиту

Очень похоже на этап 2:

1. С помощью ускорения времени (ускорить в 10 раз R , замедлить в 10 раз T , можно спокойно ускорять до 100х, 1000х не советую) подождать до пролёта над Южной Америкой.
2. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения).
3. Придать блоку вращение вниз для сохранения ориентации по вектору орбитальной скорости.
4. В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая стабилизацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 35700 км. Можно включать ускорение 10х.
5. Когда во внешнем топливном баке кончится топливо, сбросить его нажатием D . Запустить двигатель снова.

Сброс топливного бака, видна работа двигателей осаждения


Результат. Обратите внимание, я поторопился выключить двигатель, апоцентр 34,7 тысячи км. Это не страшно, для чистоты эксперимента оставим так.


Красивый вид

Этап 4. Изменение наклонения орбиты

Если вы всё делали с небольшими ошибками, то апоцентр будет в районе экватора. Порядок действий:

1. Ускоряя время до 1000х подождать подлёта к экватору.
2. Сориентировать блок перпендикулярно полёту, вверх, если смотреть с внешней стороны орбиты. Для этого подойдет автоматический режим Nml+, который активируется нажатием кнопки ; (она же ж )
3. Включить двигатель.
4. Если после маневра по обнулению наклонения останется топливо, можно потратить его на поднятие перицентра.
5. После окончания топлива кнопкой J отделить спутник, раскрыть его солнечные панели и антенны Alt-A , Alt-S

Начальная позиция перед маневром


После маневра

Этап 5. Самостоятельное выведение спутника на ГСО

У спутника есть двигатель, с помощью которого можно поднять перицентр. Для этого в районе апоцентра ориентируем спутник по вектору орбитальной скорости и включаем двигатель. Двигатель слабый, надо повторять несколько раз. Если всё будете делать правильно, у спутника ещё останется примерно 20% топлива на коррекцию возмущений орбиты. В реальности, воздействие Луны и других факторов приводит к тому, что орбита спутников искажается, и приходится тратить топливо на поддержание требуемых параметров.
Если у вас всё получилось, картинка будет примерно следующей:

Ну и небольшая иллюстрация того, что спутник на ГСО находится над одним местом Земли:

Схема пуска Турксат 4А, для сравнения

UPD : посоветовавшись с , заменил уродливую самодельную кальку с Орбитеровских Prograde/Retrograde на реально существующий термин «по/против вектора орбитальной скорости»
UPD2 : Со мной связался специалист по адаптации полезных нагрузок для «Бриза-М» ГКНПЦ им. Хруничева, добавил пару замечаний к статье:

1. На суборбитальную траекторию (начало этапа 1) в реальности выводится не 28 т, а чуть меньше 26, потому что РБ не заправляют полностью.
2. Гравитационные потери составляют всего 1-2%

Теги:

• космонавтика
• Orbiter
• бриз-м

Добавить метки

Использование: в ракетно-космической технике и, более конкретно, в составе разгонных блоков (РБ) космических аппаратов, выводимых с базовой на высокоэнергетические рабочие орбиты. Сущность изобретения: РБ содержит бак криогенного окислителя, тороидальный бак (ТБ) углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с узлом крепления двигателя, расположенный по оси ТБ горючего, стержневую ферму (СФ) взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также СФ для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, при этом опорные узлы СФ и переходного отсека установлены на наружной кольцевой поверхности ТБ горючего, а узел крепления ЖРД - на внутренней кольцевой стенке ТБ горючего, в частности, с помощью радиальных пилонов. Этом позволяет снизить массу РБ, используя ТБ горючего в качестве основного силового узла в конструкции РБ и закрепляя непосредственно на нем бак криогенного окислителя и узел крепления ЖРД. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции разгонных ракетных блоков (разгонных блоков) космических аппаратов, входящих в состав ракеты космического назначения и предназначенных для выведения с базовой орбиты на рабочие высокоэнергетические орбиты различных космических объектов полезных грузов. Известен разгонный блок Л для космического корабля "Восток", содержащий расположенные на общей оси жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и тороидальные топливные баки криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), связанные между собой межбаковым каркасным переходным отсеком и внутренними силовыми балками, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидального бака горючего, ограниченной его внутренней кольцевой стенкой, и установлен на силовой раме, закрепленной на внутренних силовых балках, и на внутренней кольцевой стенке тороидального бака окислителя расположена стержневая ферма для крепления полезного груза Недостатком известного разгонного блока является наличие в нем каркасного межбакового отсека, увеличивающего теплопотери к криогенному баку окислителя и ухудшающего весовые характеристики блока. Выполнение бака криогенного окислителя тороидальной формы не является оптимальным с точки зрения обеспечения условий хранения криогенного компонента в космических условиях из-за относительно большой поверхности бака, а также с точки зрения минимизации массы бака из-за наличия в нем цилиндрических вставок. Наиболее близким к предложенному является разгонный блок Д для лунного космического комплекса Л1, содержащий жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), тороидальный бак углеводородного горючего и сферический бак криогенного окислителя, связанные между собой через каркасный межбаковый отсек, к которому они соединены с помощью стержневых ферм, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидальной бака горючего, ограниченной его кольцевой стенкой, и установлен на собственной силовой раме, закрепленной с помощью внутренней стержневой фермы на межбаковом отсеке, к верхней части которого также подсоединены стержневая ферма для крепления космического объекта и переходный отсек, связывающий разгонный блок с предыдущей ступенью ракеты космического назначения Недостатком данного разгонного блока является то, что соединение между собой баков окислителя и горючего осуществляется с помощью силового элемента, выполненного в виде каркасного межбакового отсека и закрепленных на его торцах двух стержневых ферм. Это приводит к необходимости усиления составляющих частей данного силового элемента для обеспечения достаточной жесткости конструкции, что связано с увеличением массы разгонного блока и соответственно приводит к снижению массы выводимого на орбиту полезного груза. Недостатком является также закрепление силовой рамы ЖРД (узла крепления ЖРД) на каркасном межбаковом отсеке, значительно удаленном от ЖРД, что приводит к увеличению размеров и веса внутренней стержневой фермы крепления силовой рамы ЖРД к межбаковому отсеку. При этом для достижения необходимой жесткости данной конструкции разгонного блока в нее введены дополнительные стержневые стяжки, связывающие силовую раму ЖРД с охватывающим ее тороидальным баком горючего. Задачей изобретения является снижение массы и упрощение конструкции разгонного блока космического аппарата. Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в разгонном блоке, содержащем бак криогенного окислителя, тороидальный бак углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель с узлом крепления двигателя, расположенный по оси бака горючего, силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также стержневую ферму для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, в соответствии с изобретением силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего выполнен в виде стержневой фермы, при этом опорные узлы стержневых ферм и переходного отсека размещены на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего, а узел крепления двигателя закреплен на внутренней кольцевой стенке бака горючего. В частном случае выполнения изобретения узел крепления жидкостного ракетного двигателя может быть закреплен на тороидальном баке горючего с помощью радиальных пилонов. Размещение опорных узлов стержневых ферм и переходного отсека на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего и закрепление узла крепления ЖРД на внутренней кольцевой стенке бака горючего обусловливает использование этого бака в качестве основного силового узла в конструкции разгонного блока. Это дает возможность упростить конструкцию и уменьшить массу разгонного блока за счет закрепления бака криогенного окислителя с помощью стержневой фермы непосредственно на баке горючего, исключив из конструкции разгонного блока каркасный межбаковый отсек и дополнительную стержневую ферму. Использование тороидального бака горючего в качестве основного силового узла разгонного блока позволяет также закрепить на нем узел крепления двигателя, расположенного в непосредственной близости от внутренней кольцевой стенки бака горючего, использовав в качестве связующего силового элемента стержневую ферму или радиальные пилоны, установленные на внутренней кольцевой стенке бака. Это позволяет упростить конструкцию, уменьшить размеры и снизить массу силового элемента закрепления в разгонном блоке узла крепления двигателя. Снижение массы разгонного блока позволяет соответственно увеличить массу полезного груза космического аппарата. Использование радиальных пилонов в качестве силового элемента закрепления двигателя позволяет также дополнительно увеличить жесткость тороидального бака горючего, что весьма существенно в случае использования двигательной установки с турбонасосной подачей топлива в ЖРД, в которой толщина оболочки топливных баков меньше, чем в установке с вытеснительной подачей топлива в ЖРД. На фиг.1 схематично изображен общий вид разгонного блока, в разрезе; на фиг. 2 расположение опорных узлов ферм и радиальных пилонов закрепленных на ЖРД на тороидальном баке горючего, вид А. Разгонный блок содержит последовательно расположенные на общей оси сферический бак криогенного окислителя 1, тороидальный бак углеводородного горючего 2 и маршевый жидкостный ракетный двигатель 3 с кардановым узлом 4 крепления двигателя, расположенный в центральной части тороидального бака 2, ограниченной кольцевой стенкой бака. Бак криогенного окислителя 1 жестко закреплен (подвешен) на тороидальном баке горючего 2 с помощью стержневой фермы 5, выполненной из малотеплопроводного материала, например, титана или стеклопластика, при этом опорные узлы 6 крепления фермы 5 на баке 2 расположены, например, на кольцевом шпангоуте 7, установленном на наружной кольцевой стенке бака в его экваториальной плоскости. Кардановый узел 4 крепления двигателя закреплен на тороидальном баке горючего 2 с помощью радиальных пилонов 8, установленных путем приварки на внутренней кольцевой стенке бака 2. Разгонный блок содержит также стержневую ферму 9 для закрепления выводимого на орбиту полезного груза (космического объекта) 10, а также переходный отсек 11, выполненный, например, в виде стержневой фермы, для соединения разгонного блока с предыдущей ступенью 12 ракеты космического назначения. Опорные узлы 13 стержневой фермы 9 и опорные узлы 14 переходного отсека 11, как и опорные узлы 6 фермы 5 крепления бака окислителя, расположены на шпангоуте 7, установленном на наружной кольцевой стенке бака горючего 2. Топливные баки окислителя 1 и горючего 2 содержат внутрибаковые устройства соответственно 15 и 16, внутри бака окислителя 1 размещен также баллон 17 с газом надува. На нижнем торце бака горючего 2 установлен также блок сопел 18 реактивной системы управления разгонного блока. Для снижения массы пилонов 8 в них может быть выполнена перфорация. Поскольку маршевый двигатель 3 разгонного блока закреплен на внутренней кольцевой стенке тороидального бака горючего 2, на наружной кольцевой стенке которого размещены опорные узлы 6 и 13 стержневой фермы 5 крепления бака окислителя и стержневой фермы 9 крепления полезного груза, при полете космического аппарата с базовой орбиты на рабочую орбиту бак горючего 2 выполняет роль основного силового узла аппарата. Размещение опорных узлов 14 переходного отсека 11 на наружной кольцевой стенке бака горючего 2 обусловливает использование этого бака в качестве основного силового узла при выведении космического аппарата на базовую орбиту ракетой космического назначения. При этом в случае использования в разгонном блоке двигательной установки с вытеснительной установки с вытеснительной подачей топлива в ЖРД прочностные свойства бака горючего позволяют использовать его в качестве основного силового узла космического аппарата без усиления его конструкции. В случае использования двигательной установки с турбонасосной системой подачи топлива необходимо усиление оболочки бака горючего в местах установки на нем опорных узлов. В РКК "Энергия" разработаны технические предложения по конструкции разгонного блока, выполненного в соответствии с изобретением. Разгонный блок предназначен для выведения на высокоэнергетическую орбиту полезного груза после доставки его на промежуточную базовую орбиту ракетой космического назначения типа "Молния" или "Союз". В разгонном блоке использована двигательная установка с вытеснительной подачей топлива в ЖРД, что обуславливает повышенные прочностные характеристики топливных баков, поэтому усиления конструкции бака горючего в местах крепления на нем опорных узлов ферм, переходного отсека и узла крепления двигателя не производилось. В данном конкретном случае применение изобретения позволило на 10% увеличить массу полезного груза космического аппарата по сравнению с использованием разгонного блока, выполненного по известной схеме (прототипа).

Формула изобретения

1. Разгонный блок, содержащий бак криогенного окислителя, тороидальный бак углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель с узлом крепления двигателя, расположенный по оси бака горючего, силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также стержневую ферму для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, отличающийся тем, что силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего выполнен в виде стержневой фермы, при этом опорные узлы стержневых ферм и переходного отсека размещены на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего, а узел крепления двигателя закреплен на внутренней кольцевой стенке бака горючего. 2. Блок по п. 1, отличающийся тем, что узел крепления жидкостного ракетного двигателя закреплен на тороидальном баке горючего с помощью радиальных пилонов.

Разгонные блоки (РБ), часто называемые межорбитальными буксирами, обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на орбиту или направление их на "отлетные" и межпланетные траектории. Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением (как правило, приращением) скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение его маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов и более) участки пассивного (по инерции) полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения (чаще всего, ЖРД), а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА, а также создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА, так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

Первый в мире РБ - блок "Е" для РН «Союз» был создан в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева для обеспечения полета КА "Луна-1", стартовавшего 2 января 1959 года. В дальнейшем этот блок стал использоваться в качестве третьей ступени РН типа "Восток". Входящий в его состав маршевый кислородно-керосиновый ЖРД РД-7 был создан в рекордно короткие сроки (6 месяцев) на базе камеры разработки М.В.Мельникова и турбонасосного агрегата С.А. Косберга.

Позже в Центральном КБ экспериментального машиностроения (так стало называться ОКБ-1) под руководством М.В.Мельникова был также создан кислородно-керосиновый ЖРД С1-5400 и для второго отечественного РБ - блока "Л". Этот двигатель, являясь первым в мире ЖРД с дожиганием генераторного газа на данных компонентах, обладал высоким удельным импульсом и большим ресурсом работы, что обеспечило его успешную и длительную эксплуатацию в составе РН "Молния". Блок "Л" широко использовался для полетов межпланетных КА типа "Луна", "Венера" и "Марс", а также часто применялся для запуска солнечных обсерваторий "Прогноз" и спутников

связи "Молния" на высокоэллиптические орбиты.

Однако основной прорыв в создании многопрофильных РБ состоялся в конце 60-х годов и был связан с осуществлением проекта «Н1-ЛЗ», предназначавшегося для выполнения лунной экспедиции. Тогда было создано сразу два достаточно мощных РБ - блоки "Г" и "Д", входивших в состав головного блока ЛЗ. Оба блока также использовали в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, а их двигатели создавались в ЦКБ ЭМ путем модернизации и форсирования ЖРД С1-5400 блока "Л". К сожалению, блок «Г» после прекращения работ по программе Н1-ЛЗ применения не нашел, а вот блок "Д", по предложению С.П.Королева, был установлен на РН "Протон-К" для осуществления проекта УР-500К-Л 1 - первого этапа пилотируемой лунной программы. После закрытия этой программы блок "Д" активно использовался для полетов автоматических станций к Луне, Венере и Марсу. В настоящее время его применение стоит в планах очередных межпланетных экспедиций.

Блок "Д" оказался очень удачным для выведения полезных грузов на геостационарную орбиту. В 1974 году он прошел первые летные испытания в этом качестве, был модернизирован и с 1976 года для запуска КА на геостационарную орбиту используется его модификация - блок "ДМ". Блок "ДМ" в отличие от блока "Д"имеет автономный приборный отсек с собственной системой управления.За прошедшие годы претерпел модернизацию и ЖРД РД-58 блока "Д". В настоящее время блоки "Д" и "ДМ" комплектуются двигателем РД-58М, разработанным уже в НПО "Энергия" под руководством Б.А. Соколова, сменившего М.В. Мельникова на посту Главного конструктора. ЖРД РД-58М, в отличие от предыдущей модификации, может работать на синтине взамен керосина, что дает существенное приращение удельного импульса. Кроме того, число включений двигателя доведено до 7.

Заметим также, что С.П. Королев еще при подготовке проекта Н1-ЛЗ строил планы замены на верхних ступенях РН Н1 кислородно-керосиновых РБ (блоков "Г" и "Д") на один кислородно-водородный. Поэтому в ОКБ-1 параллельно с разработкой блоков "Г" и "Д" велись работы по созданию совершенного кислородно-водородного ЖРД (под руководством М.В.Мельникова) и мощного разгонного блока на его основе. Окончательно не прекратились эти работы и после смерти С.П.Королева. Они шли в рамках разработки под руководством В.П. Мишина новой, более совершенной программы экспедиции на Луну. Работы по мощному кислородно-водородному РБ были доведены до стадии выпуска проектной документации на летное изделие. Причем сам блок был разработан в отделе ОКБ-1, осуществлявшем ранее работы по РН Н1, а двигатель РД-56 для него был создан к 1974 году в ОКБ А.М.Исаева. Это был первый в мире кислородно-водородный ЖРД с дожиганием генераторного газа. В то время он занимал лидирующее положение в области экономичности, ресурса и надежности. Причем, работы в ОКБ Исаева над РД-56 дошли до стадии завершающих стендовых испытаний ЖРД.

В мае 1974 года ЦКБ ЭМ вошло в состав вновь созданногоНПО"Энергия", Генеральным конструктором которого был назначен В.П. Глушко. Новый Генеральный конструктор тогда не до конца понимал перспективы водородных топлив, к тому же он был с самого начала ярым противником проекта Н1-ЛЗ. Под его "горячую" руку и попал проект мощного кислородно-водородного РБ, работы над которым были прекращены. И только сравнительно недавно этот проект был возрожден, и на базе ЖРД РД-56 планируется создание нового кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), который предполагается использовать на перспективных РН. В частности, запланировано установить КВРБ вместо блока "ДМ" на РН "Протон-М" в рамках начавшейся ее модернизации,

В других КБ работы по созданию РБ ограничивались использованием высококипящих КРТ. Так, в НПО "Южное" для РН "Циклон" был разработан РБ С5М на азотном тетроксиде и НДМГ. Он применяется в качестве третьей ступени РН "Циклон-3".

В последнее время для тех же компонентов топлива разработаны еще два перспективных РБ. Один из них - РБ "Фрегат" - создан в НПО им. С.А. Лавочкина. Он допускает до 20 включений маршевого ЖРД в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. Оно размешено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости использованы в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого ЖРД, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама данного кардана крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к соответствующему топливному баку. На РБ "Фрегат" имеется также двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого ЖРД. Она работает на каталитическом разложении гидразина, запас которого (около 85 кг) размещен в двухнебольших сферических баках. Каждый из микродвигателей даннойДУ имеет тягу 50 Н при удельном импульсе 2250 Н*с/кг. Наддув баков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием.

Второй перспективный РБ на АТ и НДМГ "Бриз" разработан в КБ "Салют". Он обеспечивает до 25 включений маршевогоЖРД и имеетрабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек - цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнееимеет сложнуюформу и образует полусферическую нишу. Эта ниша проходитчерез бакгорючего и образована внутреннейконической обечайкой бака.

Коническая обечайка приваренавверху к нижнему днищу бака окислителя, а внизу - к нижнему сферическому днищу бака горючего. В нише топливного отсека размещенмаршевый ЖРД.

В отличие от "Фрегата", имеющего большой диаметр и небольшие продольные размеры, "Бриз", наоборот, имеет небольшой диаметр и существенно большую длину. Это позволяет при прочих почти одинаковых ТТХ (см. табл.б.1) применять на РН тот или инойРБ в зависимости от условий его компоновки на РН и размеров КА.Присоздании РБ "Бриз" большое внимание было уделено улучшению его эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку блока компонентами ракетного топлива предусмотрено производить в заводских условиях с последующей ампулизаиией блока. Подобная технология используется для БРПЛ.

Основные тактико-технические данные существующих и разрабатывае­мых разгонных блоков представлены в таблице 1.

Заправка РБ высококипящими компонентами ракетных топлив и сжаты­ми газами осуществляется на станциях заправки КА космодрома, низкокипя-

щими компонентами - на стартовом комплексе РКК.

Заправку перспективного РБ «Фрегат» предусмотрено проводить в заво-

дских условиях с последующей ампулизацией топливных баков (отсеков).

Подампулизацией понимается полная изоляция топливного бака от ок­ружающей среды по газовым и гидравлическим каналам.

Дляпредотвращения механического повреждения топливных баков при изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив прово­дится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).

Таблица 1. Основные тактико-технические данные РБ

Название РБ	Компоненты РТ (О + Г)	Тяга ДУ,	Время работы ДУ, с	Число включений	РН,на которой применяется РБ
БРИЗ	АТ+НДМГ				«Рокот»,»Ангара», «Протон-М»
КВРБ	Кислород+водород				«Протон-М», «Ангара»
	Кислород+керосин				«Протон-К» «Зенит-3»

изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив прово­дится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).

Применение кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), двига-

тельная установка которого по удельному импульсу (т.е. по энергетическому совершенству) на 18- 28% превосходит двигательные установки РБ на других КРТ, позволит РН «Протон-М» и «Ангара А5» выводить на геостационарную орбиту полезный груз массой 4,2 т (для сравнения, РН «Протон - К» с РБ ДМ выводит на ГСО 2,4т).

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

хорошую работу на сайт">

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

"МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(национальный исследовательский университет)" (МАИ)

Филиал "ВОСХОД"

по курсовой работе

на тему: "Виды разгонных блоков"

по дисциплине: "Введение в специальность"

Выполнил:

студент группы ВЛ2-48 Жиентаев А.Б.

Байконур 2016 год

Список сокращений

РН - ракета-носитель

КА - космический аппарат

КРТ - компонент ракетного топлива

РКН - ракета космического назначения

РКК - ракетно-космический комплекс

КАЗ - кислородно-азотный завод

РБ - разгонный блок

ГСО - геостационарная орбита

ДУ - двигательная установка

К-к. с - конструктивно-компоновочная схема

Содержание

• Список сокращений
• Введение
• 1. Разгонный блок "Фрегат"
• 1.1 Модификации разгонного блока "Фрегат"
• 1.2 Запуски
• 2. Разгонный блок "Бриз"
• 2.2 Аварии
• 3. Разгонный блок "Аджена"
• 4. Разгонный блок "Волга"
• 4.1 Эксплуатация
• 5.1 Применение
• 5.2 Модификации
• 5.3 Разработка
• Приложение А

Введение

Разгонный блок, а также межорбитальный буксир это средство выведения космического аппарата, предназначенное для перемещения выводимых полезных грузов с опорной орбиты на целевую орбиту или направления их на отлетные и межпланетные траектории.

Для выполнения этого разгонные блоки должны иметь возможность выполнять один или несколько манёвров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой разгонный блок должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения разгонного блока с космическим аппаратом и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления космическим аппаратом, так и от автономной системы управления самого разгонного блока. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для её размещения.

1. Разгонный блок "Фрегат"

"Фрегат" - универсальный разгонный блок, может быть использован в составе ракеты-носителя среднего и тяжёлого классов. Разработан и производится в НПО Лавочкина.

Рисунок 1 - Разгонный блок " Фрегат "

РБ использует двигатель, аналогичный применённому в РБ "Бриз-М" и "Бриз-КМ". Тяга этого двигателя составляет 2 тонны, что близко к оптимуму для ракет среднего класса, но недостаточно для РБ "Бриз-М", из-за чего выведение на геопереходную и отлетную траектории приходится осуществлять в несколько импульсов.

РБ "Фрегат" используется для выведения космического аппарат на опорную, геостационарную и геопереходную орбиты искусственного спутника Земли, а также для ориентации и стабилизации головного блока на пассивном и активном участке полета.

1.1 Модификации разгонного блока "Фрегат"

1) Базовая, так называемая "Фрегат"

разгонный блок межорбитальный буксир

Предназначена для ракет нижнего среднего класса, таких как Союз-2 и т.д. Прошёл 3 этапа модернизации включая один из самых существенных - замена БВК Бисер-3 на Бисер-6. Первый пуск разгонного блока "Фрегат" состоялся в 2000 году с космодрома Байконур.

2) "Фрегат-СБ" и "Фрегат-СБУ"

Эти "Фрегаты" с сбрасываемыми баками. Масса рабочего топлива в простом и усовершенствованном блоке баков - соответственно 3100 и 4800 кг. Эта модификация предназначена для ракет верхнего среднего и тяжёлого классов, в первую очередь, для РКН "Зенит-3SLБФ". Испытания модификации "Фрегат-СБ" стартовали в апреле 2011 года на космодроме Байконур при запуске КА "Электро-Л".

3) "Фрегат-М"

Это Фрегат с рядом доработок по облегчению конструкции включая новую компоновку ПО1 и с увеличенной несущей способностью (с 12 т х м до 16 т х м).

4) "Фрегат-МТ"

Специализированная модификация Фрегат предназначенная для запусков с космодрома Куру. Увеличенная заправка за счёт установки дополнительных ёмкостей, доработанный ПО1, облегчённый ПхО. Вращение Земли позволяет при старте из района экватора выводить большую полезную нагрузку, чем при старте с более высоких широт, с использованием одной и той же ракеты-носителя. Также, влажный экваториальный климат Гвианы существенно отличается от климата Плесецка и Байконура. Это потребовало доработки базовых моделей блока для применения в новых условиях. Первый запуск данной модификации состоялся 21 октября 2011 года. Ракета-носитель Союз-СТБ с разгонным блоком Фрегат-МТ вывела на орбиту 2 спутника европейской навигационной системы Галлилео.

1.2 Запуски

Ракета-носитель "Союз-ФГ" с разгонным блоком "Фрегат" использовалась для запуска в 2003 году межпланетной станции "Марс-экспресс", а в 2005 году - похожей станции "Венера-экспресс".

Большая часть запусков РН Союз-2 осуществлялась с использованием РБ "Фрегат", в частности, именно такой связкой будут выводиться все спутники Глонасс-К - аппараты третьего поколения системы ГЛОНАСС.

19 декабря 2013 года разгонный блок "Фрегат-МТ" вывел на орбиту европейский телескоп Gaia.

Ракета-носитель "Союз-СТ-Б" с разгонным блоком "Фрегат-МТ" и двумя европейскими спутниками Галилео, запущенная с экваториального космодрома Куру 22 августа 2014 года, не вывела спутники на расчетную орбиту из-за нештатной работы РБ "Фрегат-МТ", предположительно в результате ошибки в программном обеспечении, заложенном на борт и содержащем неправильное полетное задание.

Начиная с 2000 года и по август 2016 года было запущено 58 разгонных блоков "Фрегат" (из них 1 запуск аварийный по вине разгонного блока 22.08.2014). Выведены на расчетные орбиты более 100 космических аппаратов российского и зарубежного производства. Запуски осуществляются с трех космодромов: Плесецк, Байконур, Куру (Французская Гвиана).

РБ "Фрегат" обладает исключительными характеристиками: длительное (до 2-х суток) время активного существования, алгоритмы управления, позволяющие преодолевать внештатные ситуации, многократность (до 7 раз) включения маршевой двигательной установки, высочайшая надежность и, практически, идеальная точность выведения благодаря использованию оборудования ГЛОНАСС/GPS.

2. Разгонный блок "Бриз"

"Бриз" - семейство российских разгонных блоков, использующихся в составе ракеты-носителя лёгкого и тяжёлого классов.

Разработан в Государственном космическом научно-производственном центре им. М.В. Хруничева. Блоки семейства "Бриз" отличаются очень плотной компоновкой. В качестве топлива использует "гептил" и "амил". Первый полет 16 мая 2000 года.

Рисунок 2. Бриз-М

2.1 Модификации разгонного блока "Бриз"

1) РБ "Бриз-М" может быть использован с ракетами-носителями Ангара, Протон-М. Блок обеспечивает выведение полезной нагрузки на низкие, средние, высокие орбиты и ГСО. Применение РБ "Бриз-М" совместно с РН Протон-М позволяет увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту до 3,7 тонн, а на переходную орбиту более 6 тонн. Первый пуск РБ "Бриз-М" состоялся 5 июля 1999 года. РН "Протон-К" (пуск аварийный). Первый удачный пуск состоялся 6 июня 2000 года с РН "Протон-К" и КА "Горизонт". Первый запуск комплекса Протон-М - Бриз-М состоялся 7 апреля 2001 года. На начало 2013 года было проведено более 55-ти запусков ракет "Протон" с РБ Бриз-М.

2) РБ Бриз-КМ используется в качестве третьей ступени ракеты-носителя лёгкого класса "Рокот". Маршевый двигатель блока имеет возможность многократного включения, что позволяет использовать различные схемы выведения космических аппаратов, в том числе групповой запуск космических аппаратов на одну или несколько различных орбит. Первый пуск РБ "Бриз-КМ" состоялся 16.05.2000 г. РКН "Рокот" с эквивалентами полезной нагрузки (ЭПН) SimSat-1 и SimSat-2.

2.2 Аварии

"Бриз-М" стали причиной ряда аварий с участием ракеты-носителя "Протон" с 2008 по 2013 годы. Согласно статистике, с 2008 года осуществлено 48 пусков ракеты "Протон" (31 коммерческий пуск и 17 - в рамках федеральной космической программы), из которых четыре закончились авариями по вине разгонных блоков "Бриз-М".

3. Разгонный блок "Аджена"

RM-81 "Аджена" (англ. RM -81 Agena ) - американский разгонный блок и платформа обеспечения спутников, первоначально разрабатывался компанией Lockheed в интересах программы создания разведывательных спутников WS-117L. После разделения WS-117L на программы разработки спутников фоторазведки SAMOS и CORONA и программу разработки спутников раннего предупреждения о ракетном нападении MIDAS.

Рисунок 3. "Аджена-VIII" в качестве мишени для стыковки с пилотируемым кораблём Джемини-8 в рамках программы Джемини, март 1966.

"Аджена" стал использоваться в качестве разгонного блока и одного из основных компонентов в нескольких программах, в том числе при выведении на орбиту спутников фоторазведки СORONA и в качестве мишени для отработки сближения и стыковки в космосе с пилотируемыми кораблями по программе Джемини. В качестве разгонного блока применялся в составе ракет-носителей "Атлас-Аджена", "Тор-Аджена", "Торад-Аджена" и "Титан-3B", также изучалась возможность его использования в программах Space Shuttle и Атлас-5.

Всего, начиная с 28 февраля 1959 года, "Аджена" запускался 365 раз, последний запуск состоялся в феврале 1987 года (в варианте Agena D ).

RM-81 "Аджена" приспособлен для длительного пребывания в условиях космического пространства с повторными запусками двигательной установки для коррекции орбиты и спуска космического аппарата. Масса ступени с топливом составляет около 7 тонн, тяга жидкостного ракетного двигателя 72 кН.

3.1 Варианты ступени "Аджена"

4. Разгонный блок "Волга"

"Волга" - блок выведения космических аппаратов разработки ЦСКБ-Прогресс, предназначен для работы совместно с РН "Союз-2".

Рисунок 4. Разгонный блок "Волга"

Энергетические характеристики блока позволяют при запуске с космодрома Плесецк вывести полезную нагрузку массой до 1700 кг на круговую орбиту высотой 1000 км (наклонение 62,8°), для орбиты высотой 1500 км (наклонение 82,4°) максимальная масса полезной нагрузки составит 1400 кг. При запуске на солнечно-синхронную орбиту высотой 835 км и наклонением 98,7° полезная нагрузка также составит 1400 кг.

Работы по созданию блока выведения начались в 2008 году. Потребность в данном блоке возникла из-за того, что существующие верхние ступени ракеты-носителя "Союз-2" позволяют реализовать только одноимпульсную схему выведения. Это не позволяет реализовать энергетически оптимальную схему выведения, особенно для круговых орбит высотой больше 250-300 км.

Защита эскизного проекта состоялась в 2010 году, в этом же году была выпущена конструкторская документация.

Основная часть бортовой аппаратуры блока взята из других изделий ЦСКБ-Прогресс с соответствующей доработкой.

4.1 Эксплуатация

1) 28 декабря 2013 года в 16: 30 МСК состоялся запуск ракеты-носителя Союз-2.1в" с блоком выведения "Волга", полезную нагрузку составили космический аппарат "АИСТ № 1" и две калибровочные сферы СКРЛ-756. В 18: 10 космические аппараты успешно отделились от блока выведения на целевой орбите.

2) 5 декабря 2015 года в 16: 30 МСК состоялся запуск ракеты-носителя "Союз-2.1в" с космическими аппаратами МО РФ "Космос-2511" и "Космос-2512". Возможно один из двух военных спутников не отделился от разгонного блока "Волга".

3) 28 апреля 2016 года с космодрома "Восточный" состоялся запуск ракеты-носителя "Союз-2.1а" с космическими аппаратами "Ломоносов", "Аист-2Д" и "СамСат-218".

5. Семейство разгонных блоков "Д"

Семейство разгонных блоков (верхних ступеней), происходящих от разгонного Блока "Д" - пятой ступени космического ракетного комплекса Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну советских космонавтов.

Используют в качестве топлива пару жидкий кислород - керосин, при этом допускается заправка синтином без переделки конструкции.

Рисунок 5. Двигатель 11Д58М

В составе штатного комплекса блок "Д" отвечал за перевод связки ЛК-ЛОК с траектории перелёта на окололунную орбиту, за перевод ЛК с окололунной орбиты на посадочную траекторию, а также за коррекции при перелёте (блоки А, Б и В - первые три ступени ракеты Н-1, выводившие комплекс на низкую околоземную орбиту, блок "Г" разгонял экспедицию к Луне). Поэтому максимальное число запусков двигателя блока Д (он имеет индекс 11Д58, или РД-58 в некоторых источниках) было равно семи, а время жизни блока Д было равно 7 суткам. Для этого кислородный бак имел форму сферы и был снабжён теплоизоляцией. Кроме того, он заправлялся охлаждённым до?200°C кислородом (температура кипения?183°C), что позволяло дополнительно уменьшить потери на испарение, и, вдобавок, увеличивало плотность жидкого кислорода, экономя необходимый объём бака. Бак керосина имел тороидальную форму, и был наклонён на 3 градуса, для упрощения конструкции топливо заборника. Тяга двигателя 11Д58 составляла 8,5 тонны.

5.1 Применение

В связи с неготовностью ракеты Н-1 было принято решение о программе облёта Луны без высадки с помощью ракеты УР-500К. Для этого был разработан космический корабль 7К-Л1, заимствовавший часть систем с орбитального корабля 7К-ОК, известного, как "Союз". Чтобы придать кораблю необходимую скорость, трёхступенчатая УР-500К была снабжена четвёртой ступенью - блоком Д, заимствованным с ракеты Н-1.

Под названиями "Зонд-5" - "Зонд-8" корабль 7К-Л1 четырежды облетал Луну, но без космонавтов ("Зонд-4" был запущен в противоположную от Луны сторону на высокоэллиптическую орбиту с высотой апогея около 330000 км).

Требования, предъявлявшиеся к блоку Д в составе лунного комплекса, не вполне соответствовали тому, что было нужно для АМС и спутников связи.

В результате была предпринята модификация, направленная на повышение грузоподъёмности и снижения стоимости блока Д. Модифицированный разгонный блок, названный ДМ, имел время активного существования всего 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. Это позволило избавиться от теплоизоляции на баке кислорода, и части блоков системы обеспечения запуска СОЗ.

В связи с различными требованиями, предъявляемыми разнообразными полезными нагрузками, были разработаны и другие модификации - ДМ-2, ДМ-3. Для работы в составе комплекса Зенит-3SL была разработана модификация ДМ-SL. Кроме керосина, блок ДМ может использовать в качестве горючего синтетический углеводород синтин, что увеличивает удельный импульс его двигателя с 358 до 361 единицы.

Использование блока ДМ на ракете "Протон" подходит к концу - он заменяется блоком Бриз-М, но в программе Морской старт блок ДМ-SL (а в программе "Наземный старт" используется ДМ-SLB) будет использоваться и дальше. Это связано с тем, что Бриз-М использует те же компоненты топлива, что и ракета "Протон", а Блок ДМ, наоборот, соответствует ракете "Зенит". Интересно, однако, что для выведения спутников ГЛОНАСС-М (Ураган-М) на круговые орбиты высотой около 20000 км блок ДМ обеспечивает более высокую точность выведения, чем Бриз-М, и поэтому его использование на ракете "Протон-М" прекратится, видимо, только после окончательной замены спутников "Ураган-М" (ГЛОНАСС-М) на новые негерметичные аппараты ГЛОНАСС-К, лётные испытания которых начались в феврале 2011 года. Тем не менее, 5 декабря 2010 был осуществлён первый запуск новой модификации блока ДМ (11С861-03) с увеличенной заправкой и большей грузоподъёмностью. Блок ДМ-03 был использован для запуска тройки спутников ГЛОНАСС-М, при этом вывод на орбиту завершился неудачно.

Отношение к выводу из эксплуатации блока ДМ несколько изменилось после аварий РБ "Бриз-М" в 2006 году при запуске "Арабсат-4А" и в 2008 году при запуске АМС-14, и, возможно, блок ДМ останется в эксплуатации для подстраховки и как опция для коммерческих заказчиков.

Разгонный блок ДМ-SL установил 19 августа 2012 года рекорд по точности выведения при запуске. В настоящее время (на 20 августа 2012) является единственным блоком семейства Д разрешенным к применению.

5.2 Модификации

1) Блок Д (11С824) - прототипом данного блока, является блок Д, разработанный ОКБ-1, в качестве пятой ступени комплекса Н1-Л3, части советской лунно-посадочной пилотируемой программы. На блоке "Д" комплекса Л3 устанавливался двигатель 11Д58 разработки ОКБ-1. Двигатель 11Д58, выполненный по замкнутой схеме, впервые должен был обеспечивать многократный запуск в условиях космического пространства и невесомости с помощью раскрутки бустерного бакового турбонасосного агрегата окислителя сжатым газом из автономной газобаллонной секции пневмогидросистемы пуска блока "Д". В процессе пневмозапуска насос окислителя создавал значительный напор (около 10 кг/см 2), что обеспечивало надёжное заполнение неохлажденного тракта окислителя жидким кислородом и начальный уровень расхода газогенераторного газа через турбину основного ТНА, необходимые для выхода двигателя на нормальный режим. Такая схема обеспечивала минимальные потери кислорода на захолаживание ДУ. Для уменьшения теплового притока к окислителю (переохлажденный кислород с температурой до?193°С) была принята сферическая форма бака окислителя с экранно-вакуумной теплоизоляцией, а все соединения выполнены с помощью тепловых мостов. Бак горючего, внутри которого располагался двигатель, имел форму тора. На блоке впервые были применены технические решения, которые впоследствии стали классическими в ракетной технике (например, использование баковых преднасосов, входящих в состав двигателя, и хранение гелия в баллонах, погруженных в жидкий кислород).

2) ДМ (11С86) - модификация блока "Д", разработанная для выведения на геостационарную орбиту спутников связи и телевидения, разработки КБ ПМ (Главный конструктор М.Ф. Решетнёв). Спутники связи не имели аппаратуры управления ракетным блоком, поэтому блок "Д" был оснащен самостоятельной системой управления, расположенной в герметичном приборном отсеке тороидальной формы, в котором также размещалась аппаратура телеметрии и командной радиолинии. Приборный отсек был установлен на специальной ферме над баком окислителя и имел систему терморегулирования. На блоке "Д" был установлен двигатель 11Д58М, разработанный в НПО "Энергия" под руководством Б.А. Соколова. Данный двигатель серийно изготавливается на Воронежском механическом заводе. Модифицированный разгонный блок имел время активного существования 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. В настоящее время используются разгонные блоки моделей ДМ-2, ДМ-2М и ДМ-03 производства РКК "Энергия", у которых количество включений было увеличено до 5.

5.3 Разработка

Разработка блока "ДМ" началась в 1969 году. Блок этой модификации с 3 августа 1973 г. по 30 июля 1975 г. прошёл шесть огневых испытаний, в процессе которых блок заправлялся по два-три раза, а двигатель включался по 4-5 раз. Эксплуатируется с РН "Протон" с 1974 г.

Характеристики:

- Сухая масса разгонного блок "ДМ" - 3420 кг,

- Масса отделяемых в полёте элементов - 1090 кг;

- Массу КА, выводимых на ГСО, - до 2600 кг;

- Заправляемый запас компонентов топлива - 15050 кг;

- Длина - 6280 мм

- Ширина (диаметр) - 3700-4100 мм

- Тяга двигателя 11Д58М в пустоте - 8550 кгс

- Удельная тяга (в пустоте) - 361 с

Блок "ДМ" состоит из: маршевого двигателя; двух двигательных установок стабилизации и ориентации; сферического бака окислителя; тороидального бака горючего; приборного отсека; аппаратуры командно-измерительного комплекса; отделяемых в полете нижнего и среднего переходников. Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при доверительном уровне 0,9. Каждый двигатель проходит контрольные испытания без переборки с использованием прогрессивных средств диагностирования технического состояния.

Список использованных источников

1. Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Разгонные блоки. Ядерные энергетические установки космических аппаратов. Ядерные ракетные двигатели. // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с.

2. Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Проектные проработки перспективных разгонных блоков // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с.

3. http://space. skyrocket. de/doc_stage/fregat. htm

4. http://www.laspace.ru/rus/fregat_construction. php

5. Куренков В.И., Конструкция и проектирование изделий ракетно-космической техники. Часть 2. Основы проектирования ракет-носителей. - Самара, 2012.

Приложение А

Конструктивно-компоновочная схема РБ "Фрегат"

Обозначения

1 - головной обтекатель

2 - верхний бак РН

3 - переходник

4 - полезная нагрузка - малогабаритные спутники

5 - разгонный блок

6 - ферма для установки полезной нагрузки

Размещено на Allbest.ru

...

Подобные документы

контрольная работа , добавлен 15.10.2010


Особенности и основные способы проектирования электрореактивной двигательной установки космического аппарата. Этапы разработки циклограммы энергопотребления, анализ чертежа движителя. Характеристика космических электроракетных двигательных установок.

дипломная работа , добавлен 18.12.2012


Понятие и особенности спускаемой капсулы, ее назначение и компоновка, процесс спуска с орбиты. Конструкция спускаемой капсулы, контейнер для носителя информации, корпус, теплозащитное покрытие, двигатель мягкой посадки. Размещение аппаратуры и агрегатов.

реферат , добавлен 31.07.2010


Ограниченная круговая задача трех тел и уравнения движения. Типы ограниченных орбит в окрестности точек либрации и гравитационная задача. Затенённость орбит и моделирование движения космического аппарата. Проекция долгопериодической орбиты на плоскость.

курсовая работа , добавлен 01.07.2017


Изучение факторов, действующих на организм в условиях космического полета и изменений в различных системах организма. Особенности протекания физических процессов и бытовых действий на борту космического аппарата. Подготовка космонавтов к невесомости.

реферат , добавлен 23.10.2013


Описание кометы как тела Солнечной системы, особенности ее строения. Траектория и характер движения этого космического объекта. История наблюдения астрономами движения кометы Галлея. Наиболее известные периодические кометы и специфика их орбиты.

презентация , добавлен 20.05.2015


Выбор места посадки космического аппарата на Луну. Поиск точек либрации. Определение видимости КА без учета лунного рельефа. Расчет угла места КА над горизонтом. Реализация алгоритма на языке С++. Разработка программы для оптимального места посадки.

дипломная работа , добавлен 08.02.2017


Разработка конструкции двигателей летательных аппаратов. Выбор оптимальных материалов корпуса и соплового блока на примере тормозного ракетного твердотопливного двигателя трехблочной системы посадки космического летательного аппарата "Восход" на Землю.

курсовая работа , добавлен 07.03.2013


История создания орбитального корабля "Буран", его назначение. Подготовка запасного аэродрома в Крыму. Технические характеристики космического челнока, особенности его выведения на орбиту и возвращения. Единственный полет корабля в автоматическом режиме.

реферат , добавлен 11.03.2014


Ракетоносители сверхлегкого, легкого и среднего класса. Возможные варианты компоновки ракетоносителя "Энергия". Общий вид кислородно-водородного разгонного блока. Главные особенности материкового (наземного), морского и воздушного способа старта.

Разгонный блок (РБ) (межорбитальный буксир) - средство выведения космического аппарата, предназначенное для перемещения выводимых полезных грузов с опорной орбиты на целевую орбиту или направление их на отлетные и межпланетные траектории.Чем ниже орбита, тем больше масса груза, который может вывести на неё ракета-носитель при прочих равных условиях. Поэтому опорную орбиту выгодно делать как можно ниже.
Для перемещения на целевую орбиту РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с космического аппарата и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА,так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

1 - первоначальная переходная орбита;

2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту;

3 - определение положения на орбите;
4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа;
5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок;
6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок;
7 -остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой;
8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора;
9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.

Низкая опорная орбита (НОО, низкая околоземная орбита) - орбита космического аппарата около Земли. Орбиту правомерно называть «опорной», если предполагается её изменение - увеличение высоты или изменение наклонения. Если же маневры не предусмотрены или космический аппарат вообще не имеет собственной двигательной установки, предпочтительно использование названия «низкая околоземная орбита». В общем случае считается, что космический аппарат находится на опорной орбите, если он движется с первой космической скоростью, которая для планеты Земля порядка 7,9 км/с, и находится на высоте, где соответствующая плотность верхних слоёв атмосферы, в первом приближении, допускает круговое или эллиптическое движение. При этом на орбите такого типа аппарат может находиться и менее одного витка. Типичные параметры опорной орбиты, на примере космического корабля «Союз-ТМА» составляют:
Минимальная высота над уровнем Земли (в перигее) - 193 км,
Максимальная высота над уровнем Земли (в апогее) - 220 км,
Наклонение - 51,6 градуса,
Период обращения - около 88,3 минуты.

Первым советским разгонным блоком был ДМ - член семейства разгонных блоков (верхних ступеней), работающих на топливе «жидкий кислород - керосин», и ведущих родословную от Блока «Д» космического ракетного комплекса Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну советских космонавтов.
В составе штатного комплекса блок Д отвечал за перевод связки ЛК-ЛОК (лунный корабль - лунный орбитальный корабль) с траектории перелёта на окололунную орбиту, за перевод ЛК с окололунной орбиты на посадочную траекторию, а также за коррекции при перелёте (блоки А, Б и В - первые три ступени ракеты Н-1, выводившие комплекс на низкую околоземную орбиту, блок Г разгонял экспедицию к Луне). Поэтому максимальное число запусков двигателя блока Д было равно семи, а время жизни блока Д было равно 7 суткам. Кислородный бак имел форму сферы и был снабжён теплоизоляцией. Бак керосина имел тороидальную форму. Тяга двигателя 11Д58 составляла 8,5 тонны.

Разгонный блок Д советской лунной программы.

В связи с неготовностью ракеты Н-1 было принято решение о программе облёта Луны без высадки с помощью ракеты УР-500К. Для этого был разработан космический корабль 7К-Л1, заимствовавший часть систем с орбитального корабля 7К-ОК, известного, как «Союз». Чтобы придать кораблю необходимую скорость, трёхступенчатая УР-500К была снабжена четвёртой ступенью - блоком Д, заимствованным с ракеты Н-1.
Под названиями «Зонд-5» - «Зонд-8» корабль 7К-Л1 четырежды облетал Луну, но без космонавтов («Зонд-4» был запущен в противоположную от Луны сторону на высокоэллиптическую орбиту с высотой апогея около 330 000 км).
Ракета УР-500К, получившая имя «Протон», вместе с блоком Д и дальше использовалась для запуска лунных станций Луна-15…Луна-24, и межпланетных станций Венера-9…Венера-16, Марс-2…Марс-7, Вега и Фобос. В 1974 году начались полёты и на стационарную орбиту для вывода спутников связи «Горизонт», «Радуга», «Экран».
Требования, предъявлявшиеся к блоку Д в составе лунного комплекса, не вполне соответствовали тому, что было нужно для АМС и спутников связи. В результате была предпринята модификация, направленная на повышение грузоподъёмности и снижения стоимости блока Д. Модифицированный разгонный блок, названный ДМ, имел время активного существования всего 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя.
Самым первым разгонным блоком является знаменитая в свое время RM-81 «Аджена» - американский разгонный блок и платформа обеспечения спутников, первоначально разрабатывался компанией Lockheed в интересах программы создания разведывательных спутников WS-117L. После разделения WS-117L на программы разработки спутников фоторазведки SAMOS и CORONA и программу разработки спутников раннего предупреждения о ракетном нападении MIDAS , «Аджена» стала использоваться в качестве разгонного блока и одного из основных компонентов в нескольких программах, в том числе при выведении на орбиту спутников фоторазведки СORONA и в качестве мишени для отработки сближения и стыковки в космосе с пилотируемыми кораблями по программе Джемини (от Джемини-6A и до Джемини-12 включительно). В качестве разгонного блока применялся в составе ракет-носителей «Атлас-Аджена», «Тор-Аджена», «Торад-Аджена» и Титан-3B . Всего, начиная с 28 февраля 1959 года, «Аджена» запускался 365 раз, последний запуск состоялся в феврале 1987 года.

Ракета "Аджена", применявшаяся в качестве разгонного блока.

RM-81 «Аджена» приспособлена для длительного пребывания в условиях космического пространства с повторными запусками двигательной установки для коррекции орбиты и спуска космического аппарата (не отделяемого от «Аджены» на орбите). Масса ступени с топливом составляет около 7 тонн, тяга жидкостного ракетного двигателя 72 кН.

Из современных российских разгонных блоков можно выделить «Фрегат» - универсальный разгонный блок , который может быть использован в составе ракеты-носителя среднего и тяжелого классов. Разработан и производится в НПО Лавочкина.

Разгонный блок "Фрегат".

Первый пуск разгонного блока «Фрегат» состоялся в 2000 году с космодрома Байконур.
Испытания модификации «Фрегат-СБ» стартовали в апреле 2009 года на космодроме Байконур.
Ракета-носитель «Союз-ФГ» с разгонным блоком «Фрегат» использовалась для запуска в 2003 межпланетной станции «Марс-экспресс», а в 2005 похожей станции «Венера-экспресс». Всего было 25 удачных пусков.
Рассматривается возможность использования разгонного блока «Фрегат» на западноевропейской ракете-носителе Ариан-5 для развертывания системы спутниковой навигации Галилео.
Большая часть запусков РН Союз-2 осуществлена и планируется осуществляться с использованием РБ «Фрегат», в частности, именно такой связкой будут выводиться все спутники Глонасс-К - аппараты 3-го поколения системы ГЛОНАСС.
«Центавр» - разгонный блок, в разных модификациях использовался в составе ракет-носителей лёгкого и тяжёлого классов. Использовался для большинства межпланетных исследовательских программ НАСА и вывода на геостационарную орбиту («ГСО») спутников США различного назначения. Широко использовался на РН «Титан-4», в настоящее время используется на РН «Атлас-5» и в видоизменённом виде на РН «Дельта-4».
Центавр использует криогенные компоненты топлива жидкий кислород и жидкий водород (LH2/LOX), стабилизация содержимого баков обеспечивается давлением. В качестве двигателя используется один или два ЖРД RL10A-4-2 разработки Рокетдайн с тягой 10.1 тс (99.2 кН). Система инерциальной навигации («СИН»), расположенная на Центавре, способна обеспечивать управление и навигацию всей ракеты-носителя, т.е. у первой ступени нет собственной системы управления.

Разгонный блок "Центавр".

«Паром» - межорбитальный буксир многократного использования , проектировался в РКК «Энергия» с 2000 года, и который, предполагался на смену одноразовым транспортным космическим кораблям типа «Прогресс».
«Паром» должен был поднимать с низкой опорной орбиты, (200 км.) до орбиты МКС (350,3 км.) контейнеры - сравнительно простые, с минимумом оборудования, выводимые в космос при помощи «Союзов» или «Протонов» и несущие, соответственно, от 4 до 13 тонн грузов. «Паром» имеет два стыковочных узла: один для контейнера, второй - для причаливания к МКС. После вывода контейнера на орбиту паром за счёт своей двигательной установки спускается к нему, стыкуется с ним и поднимает его к МКС. А после разгрузки контейнера «Паром» спускает его на более низкую орбиту, где тот отстыкуется и самостоятельно тормозит (у него тоже есть небольшие двигатели), чтобы сгореть в атмосфере. Буксир же останется ждать новый контейнер, для последующей буксировки на МКС. И так много раз. От контейнеров же «Паром» дозаправляется, а, находясь на дежурстве в составе МКС, проходит, по мере надобности, профилактический ремонт. Вывести контейнер на орбиту можно будет практически любым отечественным или иностранным носителем.
Российская космическая корпорация «Энергия» планировала запустить в космос первый межорбитальный буксир типа «Паром» в 2009 году, однако, с 2006 года, официальных анонсов и публикаций, посвящённых развитию этого проекта, не было.

Я поделился с Вами информацией, которую "накопал" и систематизировал. При этом ничуть не обеднел и готов делится дальше, не реже двух раз в неделю. Если Вы обнаружили в статье ошибки или неточности - пожалуйста сообщите.E-mail: [email protected]. Буду очень благодарен.