Основы проектирования РН Куренков

Н- высота в апогее, км;

Н- высота в перигее, км;

теристика блока 1-й ступени (головной обтекатель условно относится к массе ракетного блока первой ступени потому, что он сбрасывается, как правило, сразу же после отделения ракетных блоков первой ступени; если ракетных блоков первой ступени несколько, то масса ГО распределяется на них поровну);

mГО - масса головного обтекателя;

Ri - тяга двигателя i-й ступени, кН;

m0i - начальная масса i-й ступени ( m - масса ракетного блока);

81

на единицу площади максимального поперечного сечения РН), Н/м2 ; Fм - площадь миделя ракеты, м2;

mДВ i - масса двигателя i-й ступени;

ДВ i mДВ i g - относительная масса двигателя i-й ступени;

R i

i mОК - относительная масса окислителя в блоке i-й ступени; mГ

mОК - масса окислителя ракетного блока i-й ступени; mГ - масса горючего ракетного блока i-й ступени;

ПР i mПР i - относительная масса приборов в блоке i-й ступени; mБ i

mПР i - масса приборов в блоке i-й ступени;

Р l0 - удлинение ракеты; d0

L0 - полная длина ракеты, м; D0 - диаметр ракеты, м;

Б i lБ i - удлинение блока i-й ступени; dБ i

lБ i - длина ракетного блока i-й ступени; dБ i - диаметр блока i-й ступени, м.

Связь между относительной массой ступени, числом Циолковского и конструктивной характеристикой представлена следующей зависимостью:

82

Если статистические данные имеют тенденцию изменения в зависимости от времени (года) начала проектирования, то для них с помощью Microsoft Excel строят графики изменения этих характеристик от времени и с помощью опций «тренда» получают уравнения регрессионной зависимости.

Статистические данные по отдельным составным частям РН могут представляться в произвольной форме. В разделе 10 представлены данные и расчётные значения некоторых характеристик твёрдотопливных ускорителей (см. табл. 10.2).

Рекомендуемая литература для поиска аналогов проектируемых ракет приведена в списке использованных источников под номерами

[2-6, 11, 13, 15-20, 24-25, 29, 38, 39]. Можно использовать некоторые данные, публикуемые в периодических изданиях, например, в ежемесячном журнале «Новости космонавтики», а также данные, полученные с помощью Internet.

Следует отметить, что поиск аналогов является творческим процессом, так как в технической литературе относительно редко приводятся все данные, необходимые проектанту для изучения аналогов. В некоторых источниках могут быть одни типы характеристик, а в некоторых - другие, причем отдельные характеристики могут относиться к различным этапам развития ракетно-космической техники. Например, характеристики ракеты Р-7 могут существенно отличаться от ракеты «Союз», которая является модификацией ракеты Р-7.

Корректировка конструктивных характеристик ракетных блоков РН, предназначенных для запуска пилотируемых КА

Особенностью запуска на орбиту пилотируемых космических аппаратов является наличие системы аварийного спасения (САС). С помощью САС осуществляется увод спускаемого аппарата (или отдельных спасаемых капсул с космонавтами) от аварийной ракеты. Система аварийного спасения также может включать катапультируемые кресла космонавтов.

Увод космического аппарата от аварийной ракеты может осуществляться как с помощью штатных двигателей космического корабля, так и с помощью специальных ракетных двигателей САС. Штатные двигатели космического корабля могут при безаварийном

83

пуске использоваться в орбитальном полете для маневрирования или для торможения перед спуском с орбиты. Специальные ракетные двигатели САС могут устанавливаться на головном обтекателе ракеты космического назначения.

Если увод космического аппарата от аварийной РН осуществляется с помощью штатных двигателей космического корабля, то корректировать массу полезной нагрузки нет необходимости.

Если увод космического аппарата от аварийной РН осуществляется с помощью специальных ракетных двигателей САС, установленных на головном обтекателе, то следует скорректировать либо конструктивные характеристики ракетных блоков первой или второй ступеней РН, либо расчетную массу полезной нагрузки.

Корректировка конструктивных характеристик ракетных блоков осуществляется в зависимости от циклограммы запуска ракетыносителя и проводится по методике, изложенной ниже.

1. Если сброс двигателей САС, установленных на головном обтекателе РН, осуществляется сразу после отделения ракетного блока (ракетных блоков) первой ступени, то массу двигателей САС следует отнести к конструкции ракетного блока первой ступени:

где mСАС - масса двигателей системы аварийного спасения.

В случае наличия нескольких ракетных блоков первой ступени массу ракетных блоков САС следует распределить равномерно по ракетным блокам первой ступени.

2. Если сброс двигателей САС осуществляется примерно в середине временного интервала работы двигателей ракетного блока второй ступени или перед его отделением, то массу двигателей САС следует отнести к конструкции ракетного блока второй ступени:

В этом случае мы как бы будем проектировать ракету-носитель с некоторым запасом по грузоподъемности. Так обычно и поступают при предварительных расчетах.

84

Возможен и другой вариант. Ракету-носитель проектируют для вывода на орбиту так называемой приведенной полезной нагрузки, которая равна сумме массы космического аппарата и массы ракетного блока САС. В этом случае запас по грузоподъемности будет ещё больше по отношению к случаю, когда массу двигателя САС относят к ракетному блоку второй ступени.

4.2. Статистические данные по ракетным двигателям

Жидкостные ракетные двигатели являются одними из самых сложных составных частей ракет-носителей. Стоимость ракетных двигателей может достигать 23…37 % от стоимости ракеты. Собранные статистические данные помогают осуществлять обоснованный выбор двигателей для проектируемых РН с учётом их характеристик.

В табл. 4.5 приведены основные характеристики [71], а на рис. 4.3…4.6 - фотографии некоторых отечественных РДй.

Таблица 4.5. Основные характеристики некоторых отечественных двигателей [71]

85

В случае отсутствия подходящих двигателей может возникнуть необходимость в создании новых РД. Статистические данные в этом случае могут быть использованы для формулировки требований (ТЗ) для разработки РД с требуемыми характеристиками.

На рис. 4.3 представлены фотографии кислородно-керосиновых ракетных двигателей РД-108 (слева) разработки НПО «Энергомаш» им. академика В.П.Глушко и НК-33 (справа) разработки и производства «СНТК им. Н.Д.Кузнецова» (ныне ОАО «Кузнецов»), г. Самара.

Рис. 4.3 Ракетные двигатели РД 108 и НК-33

Двигатель РД-108 используются в составе РН типа «Союз». Серийное производство осуществляется в ОАО «Кузнецов», г. Самара. Двигатель НК-33 создавался в начале 70-х годах прошлого века для лунной ракеты-носителя Н-1. В настоящее время используется для РН «Антарес» (США) и РН «Союз-2-1в» (Россия).

На рис. 4.4 представлены фотографии кислородно-керосиновых ракетных двигателей РД-170 (слева) и РД 120 (справа) разработки НПО «Энергомаш». Эти двигатели используются в составе РН типа «Зенит» на ракетных блоках первой и второй ступенях соответственно.

86

Рис. 4.4. Ракетные двигатели РД-170 и РД-120

На рис. 4.5 представлены фотографии кислородно-керосиновых ракетных двигателей РД-180 (слева) и РД-191 (справа) разработки НПО «Энергомаш». Эти двигатели разработаны на основе РД-170 и представляют собой как бы разбивку этого двигателя соответственно на две и четыре части с изменёнными турбонасосными агрегатами. Двигатель РД-180 используется в РН «Атлас-5» (США), а РД-191 на РН «Naro» (Южная Корея) и РН «Ангара» (Россия). РД-180 также предполагалось использовать на РБ первой ступени РН «Русь-М».

На рис. 4.6 представлены фотографии кислородно-водородных ракетных двигателей РД-0120 и РД-0146 разработки и производства КБ «Химавтоматики», г. Воронеж. Двигатель РД-0120 использовался на центральном блоке РН «Энергия», а двигатель РД-0146 предполагалось использовать на ракетном блоке второй ступени РН «Русь-М».

Заметим, что Двигатель РД-0146 имеет дополнительную сопловую насадку, которая на начальном этапе полёта находится в сложенном состоянии, а после отделения нижнего РБ она выдвигается. Этим достигается некоторое уменьшение длины ракеты.

87

Рис. 10.5. Ракетные двигатели РД-180 и РД-191

Рис. 10.6. Ракетные двигатели РД-0120 и РД-0146

88

4.3. Статистические данные по твёрдотопливным ускорителям

К основным преимуществам твёрдотопливных РД можно отнести их простоту по сравнению с ЖРД и относительно низкую стоимость (при отработанной технологии производства). Основные недостатки РДТТ заключаются в нестабильности силы тяги двигателей и трудности её регулирования в полёте.

В табл. 4.6 представлены некоторые данные по твёрдотопливным ускорителям ракеты «Тополь». Эти данные можно использовать при создании новых или модернизации существующих РН.

Таблица 4.6. Характеристики твёрдотопливных ускорителей [90]

В качестве последней ступени РН твёрдотопливные ускорители, как правило, не используют, а все накопившиеся отклонения от номинальных параметров вывода ПН компенсируются жидкостным ракетным блоком (или разгонным блоком). В качестве примера в табл. 4.7 представлены данные по твёрдотопливным ускорителям РН «Вега» (ускоритель четвёртой ступени – жидкостный).

Таблица 4.7. Характеристики твёрдотопливных ускорителей РН «Вега»

В табл. 4.8 представлены статистические данные и расчётные значения некоторых характеристик твёрдотопливных ускорителей. Эти ускорители использовались или используются в ракетах различного класса. Данные собраны из различных источников, в частности из [38, 39, 77].

89

90

Таблица 4.8. Статистические и расчётные характеристики твёрдотопливных ускорителей РН