авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 || 3 | 4 |   ...   | 6 |

«Фдоров Алексей Владимирович ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ Учебное пособие 2012 ...»

-- [ Страница 2 ] --

Если все эти идеи будут реализованы, то может быть цена выведения 1 кг полезного груза с помощью РН нового поколения начнет снижаться. Однако, в настоящее время сравнительно низкая цена выведения характерна для традиционных РН «Союз-2» и «Протон-М». Поэтому эти РН наиболее востребованы на международном рынке средств выведения.

Двигатели ракет-носителей 3. Эффективность РН в большой степени зависит от маршевых двигателей.

Проанализируем, каким должен быть двигатель РН, чтобы проект, показанный на рисунке 3.2, стал реальностью.

Напомним, что ЖРД предназначен для создания тяги путем преобразования химической энергии жидких компонентов топлива в кинетическую энергию истекающей струи. Состав типового ЖРД представлен на рисунке 3.8.

С камерой мы уже знакомы (подраздел 2.4), а система топливоподачи (СТП) представляет собой совокупность устройств, обеспечивающих надежную подачу и управление подачей топлива в камеру. Результатом работы СТП является требуемое изменение тяги за период работы двигателя. Диаграмма изменения тяги типового ЖРД показана на рисунке 3.9.

Предварительная ступень тяги служит для того, чтобы бортовой компьютер проверил параметры работы всех элементов ЖРД и выдал главную команду на запуск, либо отменил его. Выключение ЖРД может осуществляться по-разному. При останове двигателя в один этап проявляется большой импульс последействия тяги (ИПД 1), что приводит к погрешности достижения конечной скорости. Использование режима дросселирования на конечном этапе работы ЖРД снижает действующую продольную перегрузку, останов двигателя с промежуточной ступенью тяги, на которой достигается точное значение конечной скорости, резко уменьшает импульс последействия (ИПД 2).

Приведенная диаграмма тяги характерна для ЖРД одноразового использования. Двигатели многократного включения используются для разгонных блоков и имеют очень сложную программу работы. В ЖРД многоразового использования (для МКС) существует дополнительная наземная программа запусков, испытаний и обслуживания, что делает их по сравнению с одноразовыми ЖРД очень сложными и наукоемкими.

Рисунок 3.8 – Состав типового жидкостного ракетного двигателя Рисунок 3.9 – Диаграмма тяги Конструкция ЖРД в первую очередь определяется выбором системы топливоподачи. Она бывает вытеснительной и турбонасосной.

В ЖРД с вытеснительной СТП имеется аккумулятор давления, обеспечивающий подачу КРТ из баков в камеру с заданными параметрами, а также агрегаты, осуществляющие запуск, регулирование и выключение двигателя (рисунок 3.10). В качестве аккумулятора давления может использоваться запас сжатого газа, пороховая шашка или жидкостный газогенератор. Такая схема требует высокого давления в топливных баках, что приводит к увеличению их массы. А низкое давление в камере не может обеспечить требуемый уровень величины удельного импульса. Поэтому такой тип СТП не нашел широкого применения в РН, однако часто используется в разгонных блоках и КА.

Рисунок 3.10 – Вытеснительная система топливоподачи В ЖРД с турбонасосной СТП для создания высокого давления применяется турбонасосный агрегат, где используется рабочее тело, образующееся в газогенераторе. По способу организации рабочего процесса в камере и газогенераторе все ЖРД делятся на:

- ЖРД без дожигания генераторного газа (открытой схемы), - ЖРД с дожиганием генераторного газа (закрытой, замкнутой схемы).

В ЖРД без дожигания подача КРТ осуществляется не только в камеру, но и в газогенератор, где вырабатывается рабочее тело для вращения турбины (рисунок 3.11).

Рисунок 3.11 – Схема ЖРД Рисунок 3.12 – ЖРД РД- без дожигания генераторного газа со второй ступени РН «Космос»

Турбина приводит в действие насосы окислителя и горючего, которые подают компоненты КРТ в камеру с высоким давлением. Отработанный газ из турбины при этом выбрасывается за борт либо через рулевые сопла (рисунок 3.13), либо через реактивное сопло, создающее дополнительную тягу (рисунок 3.14), либо просто через выхлопной патрубок, почти не создавая тягу.

ЖРД такого типа легко реализуются, поскольку обладают низкой теплонапряженностью и невысоким напором насосов. Однако, таким ЖРД свойственны низкие значения удельного импульса из-за нерационального расходования топлива и невысокого давления в камере. Поэтому в проекты перспективных РН схема СТП без дожигания не вписывается.

Рисунок 3.13 – ЖРД РД-219 со Рисунок 3.14 – Схема ЖРД с второй ступени РН «Циклон» дожиганием генераторного газа Мы уже говорили, что для повышения удельного импульса требуется увеличить давление в камере (подраздел 2.4). А в ЖРД без дожигания соответствующий напор насосов приводит к неоправданному расходу топлива через турбину, поэтому роста удельного импульса не происходит.

В ЖРД такой схемы один из компонентов подается полностью в газогенератор, а другой компонент частично (8…10)% поступает туда же, в то время как основная часть его подается в камеру. В зависимости от вида используемого топлива выбирают схемы:

- с дожиганием окислительного газа;

- с дожиганием восстановительного газа;

- с дожиганием окислительного и восстановительного газа («газ-газ»).

Наиболее часто встречается схема с дожиганием окислительного газа. В такой схеме весь окислитель поступает в газогенератор, а горючее – частью в газогенератор, остальное – в камеру. В газогенераторе вырабатывается окислительный газ, который поступает вначале на турбину, вращает ее, а затем подается в камеру, где он соединяется с горючим и дожигается.

Создать такой двигатель очень сложно в силу высокой его теплонапряженности. Только в СССР были разработаны ЖРД замкнутой схемы для всей линейки используемых топливных пар: АТ + НДМГ, кислород + керосин, кислород + водород. За рубежом смогли справиться только с последней топливной парой. Поэтому предпочитают покупать ЖРД у нас.

Например, американцы для своей РН «Атлас-5» используют российский ЖРД замкнутой схемы РД-180, работающий на кислороде и керосине (рисунок 3.15).

Рисунок 3.15 – ЖРД замкнутой схемы РД-180 с первой ступени РН «Атлас-5»

Американцы пытались наладить производство этого двигателя сами, но не смогли, несмотря на все усилия НПО «Энергомаш».

Посмотрим на изделие этого КБ пятидесятых годов (рисунок 3.16) и на камеру РД-180, разработанную через тридцать лет (рисунок 3.17). В первом случае давление в камере 5,85 МПа, а во втором – 25 МПа.

Теплонапряженность выросла в пять раз.

Рисунок 3.16 – Камера ЖРД РД-107 с первой ступени РН «Восток»

Сравнивая конструкции этих камер, можно увидеть признаки технологической революции, прошедшей в конце прошлого века в отечественном ракетном двигателестроении. Давайте посмотрим на смесительные головки камер. У РД-107 она плоская с простейшими однокомпонентными жидкостными форсунками (рисунок 3.18), а у РД- смесительная головка представляет собой газовый канал с установленными в нем сложными двухкомпонентными газо-жидкостными струйно центробежными форсунками, которые имеют разную конструкцию в зависимости от места размещения по сечению головки.

Рисунок 3.17 – Камера ЖРД РД- Рисунок 3.18 – Однокомпонентная центробежная форсунка Сравнивая камеры сгорания, можно увидеть, что у РД-107 размеры ее много больше и внутренняя стенка бронзовая. Нагрузку от внутреннего давления воспринимает наружная стальная оболочка (рубашка охлаждения), а бронзовая оболочка (которая с помощью гофрированных проставок (рисунок 3.19), либо фрезерованными ребрами припаивается к рубашке) находится в состоянии пластического течения, деформируется, и ее главная задача – передача тепла охлаждающей жидкости (керосину). После окончания работы (через 140 с) такая камера годиться только в утиль. Камера же РД- разрабатывалась для многоразового использования (для РН «Энергия»), поэтому внутренняя стенка уже с хромовым покрытием (Тпл = 2120 К), поверхность со стороны охлаждающей жидкости (керосина) имеет искусственную шероховатость (для лучшего теплосъема за счет турбулизации течения жидкости), пояса завесы (рисунок 3.20) осуществляют внутреннее охлаждение путем создания защитного слоя жидкости, текущего вдоль стенки.

Рисунок 3.19 – Соединение бронзовой огневой стенки с рубашкой охлаждения Если у двигателя РД-107 удельный импульс у земли составлял Н/(кг/с), то у РД-180 – уже 3034 Н/(кг/с). Надежности двигателей (0,99914 и 0,995) сопоставимы. Однако по стоимости они различаются очень сильно.

Поэтому современная модификация двигателя РД-107 – «РД-107а» для первой ступени РН «Союз-2» – весьма востребована и будет широко использоваться в ближайшие десятилетия. Судьба камеры РД-180 тоже вполне оптимистична. На ее базе создан двигатель РД-191 (рисунок 3.21) для УРМ-1 РН «Ангара». А учитывая то, что кратность его использования планируется не менее 25 раз, то стоимость его эксплуатации должна быть невысокой, и в будущем он станет вполне конкурентоспособным и окупаемым.

Рисунок 3.20 – Пояс пленочной завесы Рисунок 3.21 – ЖРД многоразового использования замкнутой схемы РД- А что касается ЖРД для перспективного проекта (рисунок 3.21), то его двигатель XRS-2200 (рисунок 3.22) пока выполняется без дожигания генераторного газа.

Рисунок 3.22 – ЖРД с центральным телом XRS- Однако этот двигатель имеет ряд неоспоримых преимуществ.

Во-первых, за счет использования центрального тела, по обе стороны которого размещены по двадцать камер, за пределами камер осуществляется саморегулирующееся внешнее расширение рабочего газа. Такое истечение газа позволяет реализовывать расчетный режим работы ЖРД в течение всего полета (пунктирная кривая на рисунке 3.9). Это дает неоспоримое преимущество данному двигателю по сравнению с ЖРД традиционной конструкции. Во вторых, на XRS-2200 используются в качестве топлива жидкие кислород и водород. Эти компоненты обеспечивают самое высокое значение идеального удельного импульса. Поэтому при нынешнем уровне конструктивного совершенства двигатель XRS-2200 реализует удельный импульс в пустоте Н/(кг/с). Но этого пока недостаточно для осуществления проекта.

Весьма важный вклад в достижение высокого совершенства ЖРД вносят энергетические и конструктивные параметры турбонасосного агрегата (ТНА).

Это второй по важности и сложности элемент двигателя. ТНА предназначен для подачи КРТ в камеру и газогенератор с требуемыми параметрами – массовым расходом и давлением. ТНА состоит из привода – турбины, вращающей ротор, и насосов, осуществляющих подачу КРТ.

На рисунке 3.23 в качестве примера показан ТНА двигателя РД-107.

Кроме насосов основных компонентов этот ТНА имеет насос жидкого азота, который через теплообменник подается на наддув топливных баков, и насос перекиси водорода, которая подается в газогенератор, где за счет каталитического разложения образуется рабочее тело для турбины.

Основным параметром, определяющим экономичность, габариты и массу ТНА, является число оборотов. Оно для основных насосов – 8300 об/мин, а для насосов перекиси водорода и азота существенно выше – 18100 об/мин (за счет использования мультипликатора), что обусловило их малые размеры. Для снижения массы ТНА корпуса и крыльчатки насосов выполнены из алюминиевых сплавов. Для повышения удельной мощности турбины, в значительной степени определяющей экономичность ТНА, в ней срабатывается большой сверхзвуковой перепад давлений. Для повышения коэффициента полезного действия турбины она сделана двухступенчатой. Отработанный в турбине газ отдает оставшуюся энергию в теплообменнике для газификации жидкого азота.

Рисунок 3.23 – Турбонасосный агрегат РД- Максимальное давление в этом ТНА – на выходе из насоса горючего – 9,45 МПа. А для ЖРД замкнутой схемы эта величина должна быть в несколько раз больше. Поэтому конструкция ТНА ЖРД замкнутой схемы кардинально отличается от ТНА РД-107. На рисунке 3.24 показан ТНА подобной конструкции.

Скорость вращения ротора этого ТНА – 38500 об/мин. Как можно увидеть, размеры этого ТНА много меньше при тех же компонентах топлива.

Давление на выходе второй ступени насоса горючего составляет 45 МПа.

Турбина в данном случае работает при меньшем перепаде давлений и щадящих температурных условиях, поскольку мощность рабочего колеса обеспечивается большим расходом рабочего тела. Оно представляет собой окислительный газ (практически чистый газообразный кислород), который образуется в газогенераторе (рисунок 3.25) путем добавления в полный расход окислителя небольшого количества горючего.

Рисунок 3.24 – Турбонасосный агрегат ЖРД РД- со второй ступени РН «Зенит»

Скорость вращения ротора этого ТНА – 38500 об/мин. Как можно увидеть, размеры этого ТНА много меньше при тех же компонентах топлива.

Давление на выходе второй ступени насоса горючего составляет 45 МПа.

Турбина в данном случае работает при меньшем перепаде давлений и щадящих температурных условиях, поскольку мощность рабочего колеса обеспечивается большим расходом рабочего тела. Оно представляет собой окислительный газ (практически чистый газообразный кислород), который образуется в газогенераторе (рисунок 3.25) путем добавления в полный расход окислителя небольшого количества горючего.

Рисунок 3.25 – Окислительный газогенератор РД- Сферический корпус газогенератора обеспечивает минимальную массу конструкции. У цилиндрической оболочки толщина стенки из условий прочности была бы в два раза больше. Бронзовая внутренняя стенка образует цилиндрическую зону горения (камеру сгорания). Между ней и цилиндрической стальной рубашкой охлаждения вверх к смесительной головке проходит часть окислителя для регенеративного охлаждения и участия в реакции горения, обеспечивая требуемое соотношение компонентов для устойчивой реакции. Основная же часть окислителя через щели в нижней части камеры сгорания поступает в канал, смешиваясь с горячим газом и охлаждая его до требуемой температуры.

С помощью изменения температуры на выходе из газогенератора регулируется тяга ЖРД замкнутой схемы. Для этого увеличивается или уменьшается расход горючего, что приводит соответственно к росту, либо падению температуры рабочего тела, проходящего через турбину и изменяющего ее мощность. С ростом мощности турбины увеличивается расход компонентов топлива через насосы и соответственно тяга двигателя.

Условия функционирования ракеты-носителя 3. Тяга ЖРД является самой большой силой, действующей на корпус РН.

Как правило, тяга прикладывается в узлах крепления двигателя в виде сосредоточенных сил, направленных вдоль оси ракеты. Однако, если установлено несколько двигателей, то не всегда тяга направляется вдоль оси.

Если не удается обеспечить одинаковую тягу двигателей, то сопла разворачивают так, чтобы силы тяги прикладывались под наклоном и пересекались в центре масс ракеты (рисунок 3.26).

Рисунок 3.26 – РН «Титан» (слева) и «Ариан» (справа) с наклонным приложением тяги Такое приложение тяги исключает возникновение разворачивающего момента, но приводит к дополнительным потерям топлива на боковую составляющую тяги, которая не разгоняет РН, а лишь дополнительно нагружает корпус в поперечном направлении. В отечественных РН тяга ЖРД прикладывается исключительно вдоль оси ракеты.

На схеме (рисунок 3.27) тяга показана вектором Р. Кроме нее вектором Rу представлена управляющая сила, имеющая осевую Ху и боковую Yу составляющие.

Рисунок 3.27 – Схема приложения сил, действующих на ракету в полете Боковая составляющая Yу создает управляющий момент вокруг центра масс, а осевая Ху – участвует в разгоне РН, если направлена по направлению движения, либо тормозит ракету, если направлена против движения (например, при использовании газоструйных рулей). Если сила Ху создается управляющими соплами, камерами или двигателем, имеющими удельный импульс меньше, чем у маршевого ЖРД, то налицо дополнительные потери на управление. Поэтому лучшим решением является поворот маршевого двигателя или его камер для создания боковой составляющей Yу.

Вектором Rа обозначена результирующая аэродинамических сил, возникающих при действии воздушного потока на поверхность корпуса РН. Ее составляющая Y является боковой и создает разворачивающий момент вокруг центра масс, а составляющая Х представляет собой аэродинамическое сопротивление полету ракеты. Точка приложения результирующей аэродинамических сил называется центром давления. Эта точка может находиться впереди или позади центра масс, где прикладывается результирующая G гравитационных сил (сил тяжести). Если центр давления находится позади центра масс, то составляющая Y всегда будет возвращать корпус ракеты в исходное положение при любом аэродинамическом воздействии. Такая система называется статически устойчивой. Характерным примером аэродинамически статически устойчивой системы может служить классическая стрела для лука, у которой спереди размещается тяжелый наконечник, а сзади крепится оперение, имеющее развитую аэродинамическую поверхность. Для ракеты смещение центра давления назад достигается, например, коническим хвостовым отсеком, либо установкой аэродинамических стабилизаторов. Для такой ракеты не требуется сложной системы управления, но для ее программного разворота необходима очень большая управляющая сила.

В настоящее время управлением полетом РН занимается БЦВМ, поэтому для уменьшения массы управляющих приводов и увеличения маневренности ракеты ее делают статически неустойчивой, то есть размещают центр давления впереди центра масс. Для этого, например, более тяжелый окислитель располагают позади горючего, либо конические отсеки делают спереди.

Сила тяжести распределяется по корпусу ракеты в соответствии с размещением масс по ее длине. Наибольшую массу составляют компоненты топлива. По мере их расходования центр масс смещается назад, увеличивая степень аэродинамической статической неустойчивости, что предъявляет к системе управления современных РН дополнительные требования.

Система сил, приложенная к ракете, заставляет ее двигаться с ускорением, а это приводит к возникновению инерционных сил, которые распределяются по корпусу ракеты в соответствии с законом распределения масс. Действие инерционных сил можно почувствовать, например, при разгоне самолета, при резком повороте транспорта, при разгоне и остановке скоростного лифта, при столкновении с препятствием или падении и т.д.

Поскольку инерционные силы и силы тяжести распределяются по корпусу в соответствии с распределением масс, их объединяют и называют массовыми.

Эти силы являются определяющими при нагружении корпуса, поэтому очень важно знать их величину в любом сечении корпуса. Для вычисления массовых сил используют понятие «перегрузка».

Под перегрузкой понимают векторную величину, представляющую собой отношение вектора равнодействующей всех внешних поверхностных сил к модулю силы тяжести у земли.

n = Fвн / G = Fвн / mg0 = - Fм / mg0, где Fвн – равнодействующая всех внешних поверхностных сил, Fм – равнодействующая массовых сил, m – текущая масса ракеты, g0 – ускорение свободного падения у земли.

В практических расчетах конструкций пользуются не вектором перегрузки, а его составляющими на оси связанной системы координат.

Следовательно, массовые силы определяются следующим образом Fxм = nx mg0, Fyм = ny mg0, Fzм = nz mg0.

Продольная перегрузка nx в полете изменяется так, как показано на рисунке 3.28. Из анализа рисунка следует, что максимальное нагружение корпуса продольной сжимающей массовой силой происходит в конце работы каждой ступени.

Поперечная перегрузка ny возникает при действии управляющей силы Yу и боковой аэродинамической силы Y. При этом максимальная ее величина оказывается в носовой и хвостовой частях корпуса. Возникающие при этом поперечные массовые силы создают изгибающий момент в корпусе ракеты (величина которого максимальна в центральной части), вызывающий растягивающие напряжения в оболочке с одной стороны и сжимающие – с противоположной. Растяжение приводит к разрыву материала оболочки (потеря прочности), а сжатие вызывает смятие, потерю формы оболочки (потеря устойчивости).

Рисунок 3.28 – Продольная перегрузка при полете РН «Союз-2»

Особенно уязвимы небаковые отсеки, поэтому их делают особенно прочными. Что касается баковых отсеков, то в них имеется внутреннее давление наддува, которое своим растяжением компенсирует действие массовой сжимающей силы. Поэтому баковые отсеки имеют значительно менее прочные оболочки, чем небаковые.

Конструкция корпуса ракеты-носителя 3. Различия в нагружении определяют большую разницу в конструкции баковых и небаковых отсеков.

Баковые отсеки предназначены для размещения в них КРТ, а также для обеспечения несущей способности корпуса РН и создания условий для надежной подачи топлива в двигатель.

Условия работы баковых отсеков характеризуются большими массовыми расходами (например, для РН «Зенит» 2400 кг/с), высокой агрессивностью среды (например, азотный тетроксид), большие перепады температур (например, жидкий водород имеет температуру 18 К, жидкий кислород – 88 К), токсичностью и самовоспламеняемостью КРТ (например, АТ и НДМГ).

При выборе материалов для баковых отсеков главным критерием является технологичность, а именно свариваемость и деформируемость. Кроме того, важными являются коррозионная стойкость и химическая совместимость с компонентами. Исходя из этих требований, наибольшее применение нашли алюминиево-магниевые сплавы, нержавеющие стали и титановые сплавы.

По конструктивно-силовой схеме принято различать два основных типа баковых отсеков (рисунок 3.29): с несущими баками и с подвесными баками.

Находят применение также топливные баки, которые по конструктивно силовой схеме занимают промежуточное положение между несущими и подвесными. Они сконструированы так, что только часть их конструкции включена в силовую схему корпуса РН.

Рисунок 3.29 – Конструктивно-силовые схемы баковых отсеков Обечайка несущего бака имеет цилиндрическую или коническую форму, поскольку только такие оболочки в состоянии обеспечить несущую способность при действии осевой сжимающей силы. В подвесных баках может использоваться сферическая форма, которая обеспечивает баку меньшую массу и лучшие теплоизоляционные условия. Это достигается тем, что у сферы меньше площадь поверхности и при равной с цилиндром прочности в два раза меньше толщина.

Состав типового бакового отсека, выполненного по несущей схеме, представлен на рисунке 3.30.

Рисунок 3.30 – Типовой состав бакового отсека Обечайки изготавливают либо из панелей (рисунок 3.31), либо из цилиндрических секций (рисунки 3.31 и 3.32). Панели или секции свариваются между собой специальными автоматами в среде аргона (нейтрального газа).

Рисунок 3.31 – Обечайки топливных баков секционного и панельного типа Рисунок 3.32 – Изготовление обечайки секционного типа В районе сварных швов обечайка имеет утолщение, поскольку в материале рядом со сварным швом происходит изменение структуры, что приводит к снижению прочности. Кроме того, толщина основного полотна обечайки переменна по длине бака. У нижнего днища обечайка толще, поскольку высота столба жидкости там больше, а, следовательно, выше гидравлическое давление. У верхнего днища обечайка тоньше, поскольку там действует только давление наддува. Например, у бака горючего второй ступени РН «Союз-2», изготовленного из сплава АМг6, толщина обечайки изменяется от 3,5 до 1,5 мм, а в баке горючего первой ступени РН «Атлас», изготовленном из нержавеющей стали, толщина составляет от 1,1 до 0,25 мм. Уменьшение толщины обечайки выполняется, как правило, химическим травлением.

Обечайки могут быть гладкими и подкрепленными. Подкрепление бывает продольное (стрингеры, ребра жесткости), поперечное (шпангоуты, кольцевые ребра) и продольно-поперечное (стрингеры + шпангоуты, вафельная обечайка).

Вафельная обечайка (рисунок 3.33) имеет наилучшие массовые показатели.

Рисунок 3.33 – Заготовки секций вафельной обечайки Днища изготавливают штамповкой (рисунок 3.34). Они могут быть сферическими, эллипсоидными, коническими и комбинированными.

Рисунок 3.34 – Изготовление днища штамповкой Основным элементом силового набора являются стыковочные шпангоуты (рисунок 3.35).

Рисунок 3.35 – Характерные сечения стыковочных шпангоутов С их помощью свариваются обечайка с днищами, а также осуществляется соединение с соседними отсеками. Стыковочный шпангоут изготавливается из гнутого профиля сваркой (рисунок 3.36).

Рисунок 3.36 – Изготовление стыковочного шпангоута Внутри бака устанавливается арматура, обеспечивающая его нормальное функционирование. Заборное устройство не допускает вихревого истечения жидкости на выходе из бака (воронки). Такие устройства бывают тарельчатого типа, могут иметь конструкцию с перегородками, использовать сифонный принцип и т.д.

Демпфирующие перегородки предотвращают колебания зеркала жидкости при движении ракеты. Такие колебания могут вызвать ложные срабатывания датчиков, инициировать вынужденные колебания корпуса, привести к попаданию пузырьков газа в ТНА двигателя.

Датчики уровня служат чувствительными элементами системы управления расходования топлива (СУРТ), системы контроля заправки (СКЗ), а также показывают остаток компонента. Они, как правило, имеют поплавковую конструкцию и используют емкостной или индуктивный принцип.

Люк-лаз обеспечивает доступ внутрь бака при его изготовлении и герметичность бака при его эксплуатации.

Трубопроводы, обеспечивающие подачу топлива к двигателю, называются расходными (рисунок 3.37). Они соединяются с выходными патрубками баков и входными патрубками ЖРД с помощью сильфонов, которые компенсируют температурные деформации, предотвращают продольные автоколебания корпуса, а также сглаживают неточности изготовления.

Рисунок 3.37 – Вариант исполнения топливной магистрали Труба, которая вваривается между днищами бака для прокладки в ней расходного трубопровода соседнего компонента, называется тоннельной. Она также имеет сильфон.

Небаковые отсеки предназначены для размещения в них агрегатов и систем, а также для соединения отдельных элементов РН.

К небаковым отсекам (НБО) относятся:

- хвостовые отсеки – для размещения ЖРД и восприятия их тяги, а также для передачи веса от РН на пусковое устройство;

- переходные отсеки – для соединения ступеней;

- межбаковые отсеки – для соединения баков;

- приборные отсеки – для размещения приборов системы управления;

- головные обтекатели – для размещения КА и защиты его от аэродинамического воздействия.

Условия работы НБО характеризуются действием больших сосредоточенных сил. При этом НБО имеют вырезы для люков, что существенно ослабляет их конструкцию. С помощью НБО соединяются отсеки с различными температурными условиями, что приводит к возникновению больших температурных деформаций. И в добавок ко всему НБО негерметичны, т. е. нет подкрепляющего действия внутреннего давления при наличии очень больших сжимающих нагрузок.

Главным критерием при выборе материала для НБО является его высокая удельная жесткость и прочность. К таким материалам относятся алюминиевые сплавы (в основном дюралюмины), высокопрочные стали, титановые сплавы и композитные материалы.

НБО могут иметь только цилиндрическую, либо коническую форму, поскольку воспринимают громадные осевые нагрузки. По конструкции могут быть оболочечными (их еще называют «сухими») или ферменными (это, как правило, переходные отсеки).

Сухие отсеки состоят, главным образом, из силового набора и обшивки.

Силовой набор (продольный и поперечный) воспринимает действие продольных нагрузок и изгибающих моментов, а обшивка – наружное давление, крутящие моменты и поперечные силы.

Большинство сухих отсеков относятся к стрингерному типу (рисунок 3.38).

Рисунок 3.38 – Типовой стрингерный отсек В стрингерных отсеках обшивка включена в силовую схему и обладает несущей способностью наряду с силовым набором. Она выполняется из листов постоянной или переменной толщины. Обшивка крепится к силовому набору (стрингерам и шпангоутам) заклепками. Вокруг вырезов крепится штампованная окантовка, которая перераспределяет напряжения от верхних элементов силового набора к нижним. Силовой набор может быть металлическим или композитным (рисунок 3.39).

Рисунок 3.39 – Элементы силового набора из углепластика В лонжеронном отсеке обшивка может терять устойчивость, поскольку всю нагрузку воспринимают лонжероны – мощные силовые элементы. Они устанавливаются в местах приложения больших сосредоточенных сил. Это могут быть узлы крепления ЖРД, опорные кронштейны, большие вырезы.

Сухие отсеки иногда выполняют монолитными, например, из сварных вафельных обечаек. Они используются, когда отсек нагружен более-менее равномерно и отсутствуют большие сосредоточенные нагрузки.

Высокой несущей способностью при действии сжимающей нагрузки обладают трехслойные оболочки (рисунок 3.40), состоящие из двух относительно тонких несущих слоев из высокопрочного материала и заполнителя между ними из легкого материала относительно большой толщины, который механически связывает слои между собой. Такая комбинация материалов и их физико-механических свойств позволяет создавать конструкции высокой жесткости при малой массе.

Рисунок 3.40 – Трехслойные конструкции с различными типами заполнителей Такие конструкции могут быть металлическими, пластиковыми и комбинированными. Например, головные обтекатели в настоящее время изготавливаются из углепластика (рисунок 3.41), что обеспечивает их высокую массовую эффективность, хорошую теплоизоляцию и термостойкость.

Рисунок 3.41 – Углепластиковые головные обтекатели для РН «Ангара»

Бортовые системы ракеты-носителя 3. 3.5.1 Исполнительные органы системы управления ракеты-носителя Исполнительные органы системы управления или просто органы управления (ОУ) предназначены для создания усилий, обеспечивающих управление движением РН по программной траектории и вокруг центра масс с целью стабилизации ее положения.

В автономной инерциальной системе управления РН органы управления являются исполнительными устройствами системы стабилизации (СС), которая обеспечивает устойчивое движение ракеты по программной траектории. В СС выделяют систему угловой стабилизации (СУС), осуществляющую программные развороты корпуса и устранение угловых отклонений от программного положения и систему стабилизации центра масс в нормальном и боковом направлениях от программной траектории (системы нормальной и боковой стабилизации). В состав СС также входит программное устройство тангажа (ПУТ), в котором хранится программа изменения угла тангажа. Управляющим воздействием СС являются углы поворота органов управления по каналам тангажа, рыскания и вращения (крена).

Органы управления работают в условиях отсутствия среды при больших скоростях, а в воздушной среде – только в начальный период полета при малых скоростях. Величина управляющих усилий ограничивается прочностью корпуса РН на действие поперечных перегрузок. А использование газовой струи для создания управляющих усилий сопровождается действием на органы управления высокоскоростного и высокотемпературного потока.

На РН используют, как правило, аэродинамические и газодинамические органы управления.

Аэродинамические ОУ используют действие набегающего воздушного потока и включают в себя аэродинамические стабилизаторы и рули. Они могут быть профильного (рисунок 3.42) или решетчатого типа (рисунок 3.43).

Рисунок 3.42 – Органы управления 1 ступени РН «Космос-3М»

Рисунок 3.43 – Органы управления 1 ступени РН «Старт»

Газодинамические ОУ используют действие струи газов, истекающей из ракетного двигателя. Они подразделяются на - ОУ с полным поворотом газовой струи, - ОУ с частичным поворотом газовой струи, - ОУ без поворота газовой струи.

К первой группе относятся поворотные маршевые двигатели (рисунок 3.44), поворотные камеры ЖРД (рисунок 3.45), поворотные рулевые сопла маршевого ЖРД (рисунок 3.46).

Рисунок 3.44 – Поворотные маршевые ЖРД на 2 ступени РН «Протон-К»

Рисунок 3.45 – Поворотные камеры рулевых двигателей РН «Циклон»

Рисунок 3.46 – Поворотные рулевые сопла ЖРД 2 ступени РН «Космос-3М»

3.5.2 Системы разделения ракеты-носителя Система разделения (СР) предназначена для отделения и увода с траектории выведения отработавших ступеней, а также для отброса элементов конструкции, выполнивших свое функциональное назначение.

Конструктивные элементы СР до срабатывания должны обеспечивать целостность конструкции РН и восприятие всех нагрузок. Срабатывание элементов СР осуществляется очень быстро, вследствие чего на борту оказываются источники быстро высвобождающейся энергии (взрывчатое вещество, аккумуляторы давления, пружины и т.д.). После срабатывания разрывных элементов происходит сложная динамика относительного движения.

В состав СР входят агрегаты, узлы и механизмы, обеспечивающие:

- надежное соединение разделяющихся частей и разрыв силовых связей, - разведение разделяющихся частей.

К первой группе относятся пирозамки, пироболты (рисунок 3.47), пневмозамки, механические замки, оболочечные элементы с линейными детонирующими зарядами (рисунок 3.48).

Разведение обеспечивают толкатели (пневмо, пиро, пружинные), сопла для газов наддува, тормозные РДТТ, тяга двигателей.

Рисунок 3.47 – Пироболт системы разделения Рисунок 3.48 – Линейный детонирующий заряд системы разделения На РН, как правило, имеются следующие виды СР:

- система разделения ступеней, - система сброса головного обтекателя, - система отделения полезного груза, - система сброса экранов, отсеков, обтекателей и т.д.

СР ступеней РН тандемной схемы в зависимости от режимов работы двигателей уходящей ступени подразделяются на следующие типы:

- холодная СР, - горячая СР, - полугорячая СР.

При холодной схеме разделения двигатели уходящей ступени не работают. Соединение ступеней в данном случае осуществляется, как правило, через переходной отсек оболочечной конструкции с помощью разрывных болтов или линейного детонирующего заряда. Разведение ступеней происходит с помощью толкателей или тормозных РДТТ. Для запуска ЖРД уходящей ступени в условиях невесомости применяются РДТТ усадки топлива, которые перемещают компоненты топлива к заборным горловинам для надежной подачи их в двигатель. На рисунке 3.49 показан типовой состав холодной системы разделения и диаграмма тяги работающих при разделении двигателей.

При горячей схеме разделения двигатели уходящей ступени работают в маршевом режиме. Соединение ступеней осуществляется, как правило, через переходную ферму с помощью пироболтов. Нижняя ступень защищается специальным теплозащитным экраном. Разведение происходит за счет тяги работающих маршевых ЖРД. Торможение отделенной ступени выполняют газы, ударяющиеся о поверхность теплозащитного экрана.

Горячая схема разделения по сравнению с холодной схемой характеризуется большей надежностью запуска ЖРД уходящей ступени, поскольку он происходит при работающем двигателе отделяемой ступени.

Кроме того, такая схема гарантирует непрерывную управляемость уходящей ступени и снижение гравитационных потерь скорости.

Рисунок 3.49 – Состав системы разделения 1 и 2 ступеней РН «Ариан» и диаграмма работы двигателей На рисунке 3.50 показан типовой состав горячей системы разделения и диаграмма тяги работающих при разделении двигателей.

Рисунок 3.50 – Состав системы разделения 1 и 2 ступеней РН «Протон» и диаграмма работы двигателей Недостатками горячей схемы являются большие возмущения при разделении, необходимость расхода топлива уходящей ступени до момента разрыва связей, а также большая масса теплозащитного экрана. Чтобы устранить эти недостатки, в отечественном ракетостроении широко применяется полугорячая схема разделения.

При полугорячей схеме разделения у уходящей ступени работает рулевой двигатель. Этим устраняются недостатки горячей и холодной схем разделения.

Соединение ступеней в данном случае может осуществляться либо оболочечным отсеком, либо фермой. Разведение происходит за счет тяги работающего рулевого ЖРД и тормозного РДТТ. На рисунке 3.51 показан типовой состав полугорячей системы разделения и диаграмма тяги работающих при разделении двигателей.

Рисунок 3.51 – Состав системы разделения 1 и 2 ступеней РН «Циклон» и диаграмма работы двигателей Системы разделения ступеней РН пакетной схемы подразделяются на следующие типы:

- с вращением вокруг верхнего узла крепления, - с вращением вокруг нижнего узла крепления, - с параллельным отводом блоков.

С вращением вокруг верхнего узла крепления разделяются боковые блоки РН «Союз». Эта уникальная схема разделения не имеет аналогов в мире и до сих пор поражает своей надежностью и эффективностью.

Соединение боковых блоков (рисунок 3.5) с центральным (2-й ступенью) в верхних узлах осуществляется с помощью шаровых опор, а в нижнем поясе боковые блоки соединяются между собой стяжными тягами, обеспечивающими свободное продольное взаимное перемещение всех блоков. Усилия от верхних узлов воспринимаются мощным силовым кольцом бака окислителя центрального блока (рисунок 3.52). Таким образом, конструкция центрального блока, расположенная ниже этого силового кольца, оказывается не нагруженной силой тяги боковых блоков в полете и силой веса РН при нахождении на стартовом устройстве. Ведь именно через верхние узлы боковых блоков с помощью специальных пазов в их носовых конусах сила веса передается на стартовые опоры. Вследствие этого достигнута экономия массы нижней части центрального блока (действующая сжимающая сила при такой конструкции меньше почти в пять раз).

Разделение происходит естественным образом после разрыва Рисунок 3.52 – Центральный блок тяг. Импульс последействия ЖРД РН «Союз-2»

боковых блоков разворачивает их вокруг верхних узлов (рисунок 3.53), поскольку сила тяги каждого ЖРД приложена строго вдоль оси РН и создает поворотный момент на плече между вектором тяги и верхним узлом крепления.

По мере ухода РН вперед шаровые опоры выходят из пазов, освобождают концевые выключатели, которые дают команду на открытие крышек сопел для выхода газов наддува баков окислителя и горючего. Эти сопла ориентированы в сторону центрального блока и создают силы, перемещающие боковые блоки в стороны от РН. При этом осуществляется разворот каждого бокового блока вокруг его центра масс, который смещен в сторону ЖРД (самая тяжелая часть блока). Таким образом, направление поворота изменяется и движение боковых блоков происходит верхним конусом вперед до полного расходования газов наддува (рисунок 3.54).

Этим достигается полностью безопасное расхождение блоков без применения дополнительных устройств, таких как тормозные РДТТ или толкатели.

Рисунок 3.53 Начальная стадия разделения боковых блоков РН «Союз»

Рисунок 3.54 – Конечная стадия разделения боковых блоков РН «Союз»

Другие схемы разделения требуют применения подобных устройств.

Например, для крепления бокового блока РН «Титан-4» имеется 8 узлов, а для параллельного его отвода используются 2 блока по 4 РДТТ (в носовой и кормовой части блока). Мало того, что для срабатывания такой системы необходима сложная схема согласованных команд системы управления, но и масса системы разделения достаточно велика, что снижает массовую эффективность РН.

3.5.3 Пневмогидравлические системы ракеты-носителя Пневмогидравлическая система (ПГС) представляет собой совокупность топливных баков, расходных магистралей, пневмогидравлических агрегатов двигателей, а также вспомогательных устройств и систем, обеспечивающих:

- заправку баков топливом, аккумуляторов давления газами;

- хранение рабочих продуктов без изменения их свойств;

- наддувы баков – предстартовый и основной;

- подачу топлива непрерывную с заданными параметрами в камеры двигателей во время их работы;

- работу агрегатов автоматики и регулирования в соответствии с циклограммой работы и программой полета.

Условия работы ПГС характеризуются большими объемными и массовыми расходами компонентов, что вызывает резкие перепады скоростей рабочих жидкостей и приводит к воронкообразованию и кавитации. Для криогенных компонентов присущи резкие перепады температур, вследствие чего возникает температурное расслоение компонента, его испарение и гейзерный эффект. В полостях, контактирующих с криогенными компонентами, образуется конденсат водяных паров, что вызывает обледенение и закупорку магистралей. ПГС работает в условиях изменения перегрузок, что приводит к резкому увеличению массовых сил и создает проблемы при поддержании давления на входе в насосы. Агрегаты ПГС заполнены токсичными и агрессивными компонентами топлива, что вызывает большую опасность при их эксплуатации. Процессы запуска и выключения ЖРД являются быстропротекающими, что приводит к гидроударам, вибрациям и низкочастотным колебательным явлениям.

Типовая ПГС включает в себя следующие подсистемы:

- топливная система (системы окислителя и горючего);

- система заправки и слива;

- система наддува;

- система управления расходованием топлива (СУРТ);

- система пневмоуправления;

- ПГС двигателя.

Топливная система предназначена для хранения на борту РН топлива и выдачи компонентов в систему подачи топлива. (рисунок 3.55).

Система заправки и слива предназначена для заправки и подпитки баков топливом, а также слива компонентов в случае несостоявшегося пуска (рисунок 3.56).

Система наддува предназначена для создания в газовой подушке топливного бака необходимого давления как при подготовке РН к пуску (предстартовый наддув), так и в полете (основной, бортовой наддув).

Задачи наддува:

- обеспечить бескавитационную работу насосов;

- разгрузить топливные баки от действия сжимающих сил;

- устранить провал давления при запуске двигателя.

Классификация систем наддува представлена на рисунке 3.57.

Рисунок 3.55 – Типовой состав топливной системы Рисунок 3.56 – Типовой состав системы заправки и слива Рисунок 3.57 – Типы систем наддува баков Газобаллонная система наддува в качестве рабочего тела использует газ, размещенный в баллоне и заправленный от наземных источников перед пуском ракеты. Принципиальная схема безредукторной газобаллонной системы наддува показана на рисунке 3.58.

Она включает в себя баллон 4 со сжатым газом, электропневмоклапаны 7, 8, дроссели 5, 6, пневмореле 2, 9, обратный клапан 12 со штуцером 13 и отжимной обратный клапан 10 со штуцером 11. Контроль давления в баллоне осуществляется с помощью пневмореле 9 – дистанционно, или с помощью манометра, подсоединенного к штуцеру 11, – визуально. Отжимной обратный клапан 10 может использоваться также для сброса газа из баллона. Заправка баллона выполняется от наземного источника через заправочный штуцер 13 и обратный клапан 12. ЭПК 7, 8 обеспечивают подачу рабочего тела из баллона в бак 1 при запуске двигателя. Дозирование рабочего тела осуществляется дросселями 5, 6.

Рисунок 3.58 – Принципиальная схема газобаллонной системы наддува Работа системы наддува происходит следующим образом. При наличии рабочего тела в баллоне и при замкнутых контактах пневмореле 9 включается ЭПК 7. Газ из баллона через ЭПК и дроссель 5 поступает в бак, обеспечивая его наддув. В случае, если по мере снижения давления в баллоне дроссель 5 не обеспечивает расход газа, достаточный для требуемого давления в баке, то по команде от пневмореле 2 открывается ЭПК 8, вводя в действие дроссель большего сечения, а ЭПК 7 закрывается. При дальнейшем снижении давления в баллоне снова открывается ЭПК 7, обеспечивая наддув бака по двум параллельным линиям.

Если давление в баке превышает допустимую величину, то срабатывает ДПК и сбрасывает избыток газа в окружающую среду. Дренаж бака во время предстартовой подготовки может осуществляться принудительно путем подачи управляющего давления по команде с земли.

В зависимости от типа компонентов ракетного топлива и их физико механических свойств в газобаллонных системах наддува нашли применение в качестве рабочего тела воздух, азот и гелий.

На РН, использующих криогенные компоненты, применяются газобаллонные системы наддува, в которых баллоны с рабочим телом располагаются в баке и охлаждаются до температуры криогенного компонента (рисунок 3.4). В этом случае достигается снижение массы системы наддува за счет охлаждения и уменьшения объема рабочего тела, а, следовательно, объема и массы баллонов. Для повышения эффективности работы такой системы рабочее тело предварительно подогревается в специальном теплообменнике, где в качестве источника тепла используется газ после турбины, вращающей насосы системы подачи топлива.

Газобаллонная система наддува отличается простотой конструкции, высокой надежностью, низкой теплонапряженностью, простотой отработки.

Однако она имеет большую массу из-за наличия баллонов и агрегатов. Кроме того, в таких системах сложно обеспечить постоянный расход рабочего тела при уменьшении давления в баллоне.

Газогенераторная система наддува в качестве рабочего тела использует газ, вырабатываемый в специальных газогенераторах из компонентов ракетного топлива, имеющихся на борту. Принципиальная схема такой системы показана на рисунке 3.59. Она включает в себя газогенератор для наддува бака окислителя и газогенератор для наддува бака горючего, которые питаются от основной топливной системы через пускоотсечные клапаны. В газогенераторе для наддува бака окислителя вырабатывается газ с большим избытком окислителя, а для наддува бака горючего – с большим избытком горючего. При этом температура газа не должна превышать 250 оС.

Рисунок 3.59 – Принципиальная схема газогенераторной системы наддува Достоинством такой схемы является малая масса и высокая эффективность использования рабочего тела. Однако она сложна по конструкции, работает в тяжелых тепловых условиях и трудоемка в отработке.

Такая система может функционировать только при работающем двигателе.

Кроме того, она используется, как правило, при самовоспламеняющихся компонентах, поскольку в противном случае потребуется разрабатывать специальную систему зажигания в газогенераторах наддува.

Испарительная система наддува в качестве рабочего тела используется газ, получаемый в специальных испарителях, путем испарения жидкого компонента ракетного топлива или другой жидкости. Например, на 1 и ступенях РН «Союз» для наддува всех баков используется жидкий азот, хранящийся на борту в специальном баке (рисунок 3.52 и 3.60). Используемый для его испарения теплообменник показан на рисунке 3.23.

Рисунок 3.60 – Боковой блок РН «Союз-2»

Испарительная система наддува применяется, как правило, для криогенных компонентов топлива, однако, есть пример ее использования для высококипящих компонентов (АТ и НДМГ на РН «Титан»).

Система управления расходованием топлива (СУРТ) предназначена для обеспечения синхронного опорожнения баков с топливом и стабилизации соотношения компонентов в камере.

СУРТ необходима, чтобы обеспечить полную выработку топлива в момент окончания работы ЖРД. При точной заправке, которая может быть реализована для верхних ступеней и разгонных блоков, полная выработка топлива достигается стабилизацией соотношения компонентов в камере (принцип текущей синхронизации). Для нижних ступеней используется объемная заправка. Ее погрешность обусловлена неточностью изготовления баков, зависимостью плотности компонентов от температуры и сорта, ошибками в установке датчиков системы контроля заправки (СКЗ). Чтобы парировать эти погрешности применяется система синхронного опорожнения баков (СОБ), использующая принцип конечной синхронизации.

Система СОБ за счет некоторой коррекции расхода одного из компонентов, подаваемого в двигатель, позволяет к моменту окончания работы ЖРД получить одновременное опорожнение обоих баков. При этом соотношение компонентов в камере не остается постоянным, оно меняется в пределах обычно +/- 5% около номинального (расчетного) значения, обеспечивая незначительное изменение удельного импульса ЖРД.

В составе системы СОБ имеются (рисунок 3.61):

- датчики текущего уровня компонентов, установленные в каждом баке и имеющие по 7-10 контрольных точек на разной высоте h;

- измеритель рассогласования уровней (ИРУ), определяющий время рассогласования в проходе контрольных точек уровнями обоих компонентов;

- счетно-решающий прибор (СРП), определяющий по значению времени рассогласования и оставшемуся времени работы ЖРД tост необходимую величину изменения гидросопротивления дросселя СОБ, регулирующего подачу горючего в камеру;

- усилитель-преобразователь (УП);

- дроссель СОБ с электромотором, обеспечивающий необходимое гидросопротивление магистрали подачи горючего в камеру.

Рисунок 3.61 – Управление расходованием топлива системой СОБ При работе ЖРД датчики уровней фиксируют моменты времени О и Г прохождения уровнями компонентов соответствующих контрольных точек. По этим сигналам ИРУ определяет время рассогласования = О - Г. СРП рассчитывает на оставшееся время работы ЖРД tост, задаваемое программно временным устройством СУ, необходимую коррекцию в расходе горючего в камеру ЖРД, обеспечивающую на момент выключения полное и синхронное опорожнение баков. Управляющий сигнал «y» на перенастройку дросселя СОБ после усиления в УП подается на электромотор, который перемещает подвижную часть дросселя и обеспечивает необходимое гидросопротивление магистрали.


Разгонные блоки 3. 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.

Основные тактико-технические данные современных и разрабатываемых разгонных блоков представлены в таблице 3.1 [16].

Таблица 3.1 – Основные тактико-технические данные РБ Название КРТ Тяга ДУ, Число РН, на которой РБ ("О" + "Г") кН включений ДУ применяется РБ ДМ Кислород + "Протон-К", 86 керосин "Зенит-3" С5М АТ+НДМГ ДО 10 "Циклон-3" Бриз АТ + НДМГ "Рокот", "Ангара", 20 "Протон-КМ" Фрегат АТ+НДМГ "Союз-2" (Русь) 20 КВРБ Кислород + До 100 "Протон-КМ", водород "Ангара" Первый в мире РБ - блок "Е"- был создан в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева для обеспечения полета КА "Луна-1" (рисунок 3.62), 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 РО-7 (РД-0105) был создан в рекордно короткие сроки (6 месяцев) на базе камеры разработки М.В.Мельникова и турбонасосного агрегата С.А. Косберга.

Рисунок 3.62 – Первый в мире разгонный блок «Е»

Позже в Центральном КБ экспериментального машиностроения (ЦКБ ЭМ - 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" (рисунок 3.63).

Рисунок 3.63 – Разгонный блок «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-Л3, предназначавшегося для выполнения лунной экспедиции. Тогда было создано сразу два достаточно мощных РБ - блоки "Г" и "Д", входивших в состав головного блока Л3. 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-Л применения не нашел, а вот блок "Д", по предложению С.П.Королева, был установлен на РН "Протон-К" для осуществления проекта УР-500К-Л1 первого этапа пилотируемой лунной программы. После закрытия этой программы блок "Д" активно использовался для полетов автоматических станций к Луне, Венере и Марсу.

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" (рисунок 3.64). Блок "ДМ" в отличие от блока "Д" имеет автономный приборный отсек с собственной системой управления. За прошедшие годы претерпел модернизацию и ЖРД 11Д58 блока "Д". В настоящее время блоки "Д" и "ДМ" комплектуются двигателем 11Д58М, 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-Л строил планы замены на верхних ступенях РН Н1 кислородно-керосиновых РБ (блоков "Г" и "Д") на один кислородно-водородный. Поэтому в ОКБ- 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.

Рисунок 3.64 – Разгонный блок «ДМ»

В мае 1974 года ЦКБ ЭМ вошло в состав вновь созданного НПО "Энергия", Генеральным конструктором которого был назначен В.П.Глушко.

Новый Генеральный тогда не до конца понимал перспективы водородных топлив, к тому же он был с самого начала ярым противником проекта Н1-Л3.

Под его "горячую" руку и попал проект мощного кислородно-водородного РБ, работы над которым были прекращены. И только сравнительно недавно этот проект был возрожден. На базе ЖРД РД-56 планируется создание нового кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), который предполагается использовать на перспективной РН «Ангара» (рисунок 3.65).

Применение кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), двигательная установка которого по энергетическому совершенству (удельному импульсу) на 18—28% превосходит ДУ РБ на других КРТ, позволит РН "Протон-М" выводить на геостационарную орбиту полезный груз массой 4,2 т.

Для сравнения укажем, что РН "Протон-КМ" с РБ ДМ выводит на геостационарную орбиту объект массой 2,4 т.

Рисунок 3.65 – Разгонный блок «КВРБ»

В последнее время для высококипящих компонентов топлива разработано два перспективных РБ. Один из них - РБ "Фрегат" (рисунок 3.66 и 3.67) - создан в НПО им. С.А.Лавочкина.

Рисунок 3.66 – Состав разгонного блока «Фрегат»

Рисунок 3.67 – Разгонный блок «Фрегат» проходит предполетные испытания Он допускает до 20 включений маршевого ЖРД в полете и имеет в базовом варианте запас топлива на борту до 5250 кг. Оно размещено 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 двух небольших сферических баках. Каждый из микродвигателей данной ДУ имеет тягу 50 Н при удельном импульсе Н*с/кг. Наддув баков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием.

Созданы еще две модификации РБ «Фрегат» с дополнительными емкостями для топлива (рисунок 3.66), позволяющие увеличивать запас топлива до 5900 кг и 7100 кг, что существенно расширяет диапазон применения РБ.

Второй перспективный РБ на АТ и НДМГ - "Бриз" - разработан в КБ "Салют" (рисунок 3.68).

Рисунок 3.68 – Разгонный блок «Бриз»

Он обеспечивает до 25 включений маршевого ЖРД и имеет рабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнее имеет сложную форму и образует полусферическую нишу. Эта ниша продолжается через бак горючего и образована внутренней конической обечайкой бака. Коническая обечайка приварена вверху к нижнему днищу бака окислителя, а внизу - к нижнему сферическому днищу бака горючего. В нише топливного отсека размещен маршевый 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 характеристиках применять на РН тот или иной РБ в зависимости от условий его компоновки на РН и размеров КА.

Потребность увеличения массы полезного груза потребовала модернизации РБ «Бриз» за счет увеличения запаса топлива. Для этого на разгонный блок был установлен сбрасываемый дополнительный блок топливных баков (рисунок 3.69).

РБ получил название «Бриз-М» и с успехом используется на РН «Протон М» для запуска спутников на геостационарную орбиту.

Все современные РБ имеют собственную систему управления на базе БЦВМ, включающую аппаратуру спутниковой навигации с антенно-фидерной системой. Они стали способными выполнить любую задачу в межорбитальном полете по доставке КА в нужную точку пространства. Если им добавить функцию возвращения КА обратно на Землю, то мы приблизимся к реализации многоразовой космической системы «Venture Star» (рисунок 3.2). Примером такого многоразового межорбитального буксира может служить орбитальный самолет «Буран» (рисунок 3.70).


Рисунок 3.69 – Разгонный блок «Бриз-М»

Рисунок 3.70 – Орбитальный самолет «Буран»

Этот самолет имеет все признаки разгонного блока. На нем установлены два ЖРД 11Д58М такие же, как на РБ «ДМ». Но это очень дорогой РБ, поэтому он, а за ним и «Space Shuttle», сошли со сцены технической истории.

В то же время американцы недавно реализовали идею относительно дешевого орбитального самолета Х-37В (рисунок 3.71).

Рисунок 3.71 – Многоразовый орбитальный буксир «X-37B»

X-37B – это «Space Shuttle», выучивший уроки истории. Радикальное сокращение массы и габаритов, как и удаление экипажа (нужного на самом деле далеко не во всех задачах), должно сделать новую машину куда более дешвой, чем предшественник, и, соответственно, оправданной и экономной.

Запускается X-37B с помощью одноразовой РН «Атлас-5», на которой, кстати говоря, используется российский ЖРД РД-180 (рисунок 3.72).

Рисунок 3.72 – Состав многоразового орбитального буксира «X-37B»

Обычный Shuttle для выработки электроэнергии полагается на топливные элементы, X-37B оборудован выдвижной солнечной батареей. Для управления аэродинамическими поверхностями X-37B использует электромеханические приводы вместо гидравлики. Есть и другие отличия – в известной степени X 37B извлк из классического челнока самое лучшее и пошл дальше. X- должен функционировать как малоразмерная многоцелевая платформа для размещения спутникового оборудования, автоматический корабль снабжения или многоразовая верхняя ступень – обладая большим характеристическим запасом скорости, он сможет совершать полеты на геостационарную орбиту и обратно.

Его изюминкой (как у отечественного «Бурана») является способность к полностью автоматическому полту по программе, в том числе — спуску в атмосфере и «самолтной» посадке на полосу — впервые для США и во второй раз в мировой истории.

X-37B демонстрирует также новую для космических челноков аэродинамическую схему (V-образное оперение, большой центральный аэродинамический тормоз в верхней части фюзеляжа), более совершенные, чем на классическом Shuttle, материалы теплозащиты. Ещ одним отличием X-37B от большого собрата является намного более быстрая подготовка к повторному полту после приземления и вообще сравнительная простота обслуживания перед запуском.

Технически X-37B рассчитан на 270 суток полта (чему должны способствовать его галлий-арсенидные солнечные батареи и литиево-ионные аккумуляторы). Следует добавить, что у НАСА нет на него денег, поэтому создание и испытания X-37B выполняются в интересах ВВС на средства Пентагона.

4 КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ 4.1 Общие сведения о космических аппаратах. Тенденции изменения конструкции современных космических аппаратов Космический аппарат (КА) это техническое устройство, предназначенное для функционирования в космическом пространстве на заданной орбите.

А это весьма непросто потому, что на КА действует целый ряд факторов, не проявляющихся при земном существовании:

- высокая изменяемость нагружения при выведении на орбиту и спуске с нее, а в космическом пространстве совершенно особенное нагружение, - высокая разреженность среды (вакуум), - метеорные потоки, - тепловые потоки, которые на этапах выведения, спуска и орбитального полета сильно отличаются друг от друга, - невесомость, - космическое излучение.

В этих условиях КА должен надежно работать как можно дольше. А это обеспечивается наличием бортовых ресурсов и скоростью их расходования.

Расход ресурсов определяется целевой функцией КА. В чем же цель запуска КА?

Космические технологии – очень востребованная сфера деятельности, приносящая огромную прибыль. Это и глобальная связь, и телевидение, и Интернет, и метеорология, и мониторинг окружающей среды, и предупреждение об угрозах природного и техногенного характера. А еще – картография, позиционирование, земельный кадастр, безопасность воздушного, морского, наземного транспорта. Впереди – промышленное производство полупроводниковых материалов, специальных стекол, медицинских препаратов в условиях микрогравитации (невесомости) и «чистого» вакуума, новая космическая энергетика и многое-многое другое, что кажется сегодня фантастикой, а завтра может стать реальностью.

Но у космических средств есть иное применение. Космос – это оборона, безопасность, контроль над распространением оружия. Собственно, на заре космической эры и у нас, и за рубежом, особенно в США, поиски технических решений и начало космических полтов были связаны в первую очередь с военными задачами. За прошедшие полвека с запуска первого в мире спутника актуальность этой темы возросла.

Сегодня на околоземной орбите работают более 600 спутников, многие из них выполняют исключительно военные функции. Большая часть аппаратов принадлежит США. По прогнозу экспертов, в ближайшие пять лет мир затратит на космические программы в целом более 500 миллиардов долларов. Будет запущено 1-1,5 тысячи новых спутников. Многие из них будут военными.

Россия в условиях меняющейся международной обстановки и появления новых факторов нестабильности в различных регионах мира, новых угроз и вызовов также делает вс возможное для того, чтобы Вооружнные Силы имели средства и возможности вести разведку, предупреждать о ракетном нападении, обеспечивать связь и управление, навигационное сопровождение с использованием космических элементов. Военный космос в оборонительной доктрине России занимает важное место, и наблюдаемые в настоящее время процессы модернизации космических средств убедительно доказывают, что в будущем роль военной космонавтики будет только возрастать. Мало того, военная космонавтика во всем мире служит локомотивом технического прогресса.

Посмотрим, как менялся облик КА с появлением новых технологий на примере спутников-фоторазведчиков.

Идея вести фоторазведку с космической высоты появилась ещ в начале 50-х годов прошлого века. Было понятно, что самолт-разведчик – хорошее средство, но он уязвим над территорией противника. История с американским «U-2», сбитым над Свердловском и судьба лтчика-шпиона Пауэрса хорошо известны и поучительны. Поэтому спутник, пролетающий свободно над всей поверхностью земного шара в космическом пространстве, где уже не действуют границы и запреты, был бы хорошим средством для фоторазведки.

В самом начале космической эры военные США и СССР принялись за создание первых спутников-разведчиков. В США это был проект «КОРОНА».

Первый спутник серии «КН» (Key Hole – замочная скважина) стартовал ещ в 1960 году. Устройство спутника «КН», по современным понятиям, довольно простое. Специальный фотоаппарат делал в нужный момент снимок. Для этого спутник ориентировался соответствующим образом. Далее отснятая плнка поступала на примную катушку в возвращаемую капсулу. После завершения программы полта выдавался тормозной импульс и капсула с отснятой плнкой отделялась от аппарата, входила в плотные слои атмосферы, тормозилась, затем вводился небольшой парашют. В то время разместить в спускаемой капсуле полноценный парашют не представлялось возможным. Поэтому для возвращения на Землю фотоплнки использовалась система воздушного «подхвата», когда специальный самолт ловил высоко в небе капсулу.

В 1959 году специальным постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР было принято решение о создании в СССР спутника-разведчика.

Примечательно, что этот аппарат проектировался одновременно и для пилотируемых полтов в космос. В результате мы получили и космический корабль «Восток», на котором в космос стартовал первый в мире космонавт Юрий Гагарин, и фоторазведчик «Зенит» (рисунок 4.1), который в разных вариантах служил обороне до 1994 года.

Первоначально "Зениты" были оснащены комплексом спецаппаратуры, состоявшим из одного фотоаппарата СА-20 с фокусным расстоянием 1 м, одного фотоаппарата СА-10 с фокусным расстоянием 0,2 м, фототелевизионной аппаратуры "Байкал" и аппаратуры "Куст-12М" для радиоразведки (для перехвата и радиолокации частот США и НАТО). Передача данных производилась с помощью параболической антенны с высоким коэффициентом усиления. Аппаратура «Байкал» и «Куст-12М» позволяли передавать информацию по радиоканалу в зоне видимости наземных пунктов приема.

Рисунок 4.1 – Космический аппарат «Зенит»

Очень скоро стало ясно, что фототелевизионная аппаратура не подтверждает ожидавшихся характеристик и от нее отказались. А стали ставить три фотоаппарата СА-20, которые обеспечивали ширину полосы съемки 180 км при высоте полета 200 км. Запас пленки в них обеспечивал получение кадров размером 60х60 км (суммарная снимаемая площадь составляла 5, млн.кв.км). С целью расширения возможностей съемки СУД (система управления движением) аппарата обеспечивала быстрые развороты на заданные углы для выполнения съемки районов, лежащих в стороне от трассы полета.

Качество получаемых снимков можно увидеть на рисунке 4.2.

Функционирование спецаппаратуры осуществлялось в воздушной атмосфере с соответствующим температурным режимом, что обеспечивалось системами, размещенными в приборном отсеке. Система терморегулирования была существенно доработана по сравнению с «Востоком» и обеспечивала узкий диапазон колебания температуры и скорости ее изменения (допустимое отклонение менее 1°, а скорость изменения температуры менее 0,1 град/час), необходимые для фотоаппаратуры.

Фотосъемка требовала постоянной трехосной ориентации аппарата с довольно высокой точностью. Управление "Зенитом" осуществлялось не только по разовым командам, выдаваемым с наземных пунктов в зоне видимости, но и по суточной программе работы, закладываемой на борт с помощью командно программной радиолинии с достаточно высокой пропускной способностью.

Для работы СУД использовался запас газа, размещенного в шар-баллонах.

Этим запасом ограничивался срок службы КА – 8…15 суток.

Рисунок 4.2 – Развязка дорог в Лос-Анджелесе. Разрешение 1 м В результате получился довольно большой аппарат. Общая длина КА на орбите составляет около 5 м, диаметр 2,5 м и общая масса от 4600 кг до 6300 кг.

Возвращение на Землю отснятой пленки осуществлялось в спускаемом аппарате (рисунок 4.3), который отделялся от КА после срабатывания тормозного ЖРД. Затем на высоте 7,5 километра вводилась в действие парашютная система. Отснятый материал доставлялся поисково-спасательными службами по назначению. При этом дорогостоящая в то время фотоаппаратура сохранялась для последующего использования.

Интересно, что и известный широкому кругу фотографов фотоаппарат с тем же названием «Зенит», и специальная аппаратура для космической фотосъмки создавались на одном предприятии – Красногорском механическом заводе под Москвой.

Первый старт фоторазведчика состоялся в 1962 году. В 1964 комплекс фоторазведки «Зенит-2» был принят на вооружение Советской Армии.

Дальнейшим развитием космических фоторазведчиков стали спутники на базе КА «Янтарь» (рисунок 4.4).

Как видно из рисунка 4.4, на КА «Янтарь» существенно увеличено фокусное расстояние, поскольку объектив размещается в навесном отсеке, а спускаемый аппарат с лентопротяжным устройством имеет коническую форму.

В отличие от «Зенита» ось фотоаппарата совпадает с осью КА. Такая компоновка потребовала очень тщательного обеспечения температурного режима оболочки оптического канала, в котором крепится объектив, для исключения термических деформаций и получения снимков с высоким разрешением. По окончании работы КА объектив по специальным рельсам въезжает в спускаемый аппарат, торцевые створки закрываются и объектив вместе с отснятой пленкой возвращается на Землю для повторного использования. При этом спуск и торможение в атмосфере происходит более плавно за счет конической формы спускаемого аппарата, что улучшает сохранность объектива.

Рисунок 4.3 – Спускаемый аппарат КА «Зенит»

Рисунок 4.4 – Космический аппарат «Янтарь»

Но сначала отснятая пленка отправляется на Землю в капсулах, каждая из которых отбрасывается от КА, тормозится специальным РДТТ и спускается на атмосферном участке с помощью парашюта. Это существенно повысило оперативность получения информации при увеличении срока службы аппарата.

КА «Янтарь» имел мощную двигательную установку управления движением, которая позволяла совершать маневры не только по отделению капсул, но и по изменению параметров орбиты. Например, КА мог совершать «нырки» на высоту 140 км для детального фотографирования, а затем возвращаться на базовую орбиту. Точность измерения высоты обеспечивал специальный радиовертикант-высотомер.

Солнечные батареи увеличивают срок службы КА в несколько раз по сравнению с «Зенитом», обеспечивая высокое энергопотребление. А это вызвано не только использованием более мощной системы терморегулирования, но и большим количеством приборов, обеспечивающих точность позиционирования оптической системы. Эти приборы размещены в торовом отсеке. Кроме того, электроприводы обеспечивают закрытие и открытие крышки бленды, а также поворот солнечных батарей вслед за Солнцем для увеличения энергосъема и изменение их положения (частичное складывание) для снижения момента инерции при совершении маневров.

Существенное улучшение целевой функции, однако, не привело к значительному увеличению размеров и массы КА при выведении ее на орбиту (использовалась та же РН Союз-У).

Первый «Янтарь» полетел в 1974 году, а принят на вооружение был в 1981 году. Дальнейшим развитием космических фоторазведчиков стали спутники «Дон» и «Кобальт». При этом фотоаппаратура отечественных спутников дистанционного зондирования Земли и картографии достигла высокой степени совершенства и не уступает зарубежным аналогам.

К примеру, для комплекса «Орлец» («Дон») создали длиннофокусный фотоаппарат с уникальными характеристиками. По оценкам экспертов, он позволял снять «всю Европу одним махом!» Кадр плнки, полученный этой аппаратурой, имеет размеры 2,5 на 0,4 метра. Полоса обзора «Орлеца»

достигала 1800 километров!

Однако все КА-фоторазведчики, использующие пленку, имеют общий недостаток – низкую оперативность, что для военных является неприемлемым.

В настоящее время во всм мире и в России отмечается тенденция развития фотоэлектронных систем наблюдения, у которых вместо фотоплнки используется ПЗС-матрица. Что это дат? В первую очередь – оперативность передачи на Землю информации. Оптико-электронные системы становятся более компактными, спутники – легче. А это означает, что вместо тяжлых ракет-носителей для запуска спутников можно использовать лгкие, более дешвые. Разрешающая способность современных фоторазведчиков, по мнению независимых экспертов, достигает уже 15-20 сантиметров!

Первый отечественный спутник оптико-электронной разведки «Терилен»

был запущен в 1982 году. Его модификацию под названием «Неман» (рисунок 4.5) приняли на вооружение в 1989 году.

Рисунок 4.5 – КА оптико-электронной разведки «Неман»

Отечественный экспериментальный оптико-электронный спутник «Ресурс-ДК» (рис.4.6), запущенный в 2006 году, используется по двойному назначению.

Рисунок 4.6 – Оптико-электронный КА «Ресурс-ДК» прибыл на космодром Спутник вобрал в себя все достижения предыдущих поколений КА фоторазведчиков и своей длительной эксплуатацией показывает высокую надежность. Состав КА «Ресурс-ДК», выполняющего в том числе и функции орбитальной платформы» показан на рисунке 4.7.

На его борту размещена научная аппаратура «Памела» и «Арина».

Эксперимент «Памела» - это часть более обширной совместной российско-итальянской программы РИМ (Российско-итальянская миссия). С российской стороны в программе участвуют МИФИ, Физический институт им.

П.Н. Лебедева РАН и Санкт-Петербургский Физико-технический институт им.

А.Ф. Иоффе РАН. Иностранцы представлены Национальным институтом ядерной физики Италии с филиалами в университетах Рима, Флоренции, Триеста, Неаполя и др. Участники проекта «Памела» «глазами» спутника проводят детальные исследования потоков заряженных частиц, приходящих из космоса. С помощью «Ресурса-ДК» учные хотят продвинуться в решении одной из фундаментальных проблем современной физики – природы тмной материи. Следы е частиц ищут, выделяя из общего потока космических лучей антипротоны и позитроны.

Рисунок 4.7 – Состав КА «Ресурс-ДК»

Спектрометр «Памелы» остатся пока единственным орбитальным прибором, который способен разделять частицы и античастицы в широте энергетического диапазона от нескольких десятков миллионов электронвольт до нескольких сотен миллиардов. Это рекордный диапазон энергий!

Полученный спутником результат показал: в Галактике существует не известный ранее источник позитронов, а возможно, и электронов, который не учитывается в стандартной модели космических лучей. Зарегистрированный избыток позитронов получил в научной литературе название «аномальный эффект «Памелы». По результатам эксперимента можно предсказать, что масса частицы тмной материи в 200, а то и в 1000 раз больше массы протона. Сейчас к изучению «аномального эффекта «Памелы» присоединились учные, работающие на Большом адронном коллайдере, но пока общепринятого объяснения этого научного феномена не найдено.

Другая часть электронной начинки «Ресурса-ДК» - российская научная аппаратура «Арина», разработанная в МИФИ. Она предназначена для регистрации потоков электронов и протонов в околоземном космическом пространстве.

Аппаратура спутника продемонстрировала хорошие характеристики, высокую наджность и большой срок активной работы. Параметры приема и обработки информации со спутника представлены в таблице. 4.1. Масса КА «Ресурс-ДК» 6550 кг, максимальная длина 7,9 м, максимальный диаметр 2,72 м.

Площадь солнечной батареи 36 кв.м. Погрешность ориентации и стабилизации по каналам крена и тангажа не более 6 угловых минут, а по каналу рыскания не более 4 угловых минут. Срок активного существования 3 года.

Таблица 4.1 – Характеристики информационного обмена КА «Ресурс-ДК»

В восьмидесятые годы параллельно разрабатывались два проекта тяжелых спутников оптико-электронной разведки нового поколения: в «ЦСКБ Прогресс» (Самара) аппарат «Сапфир» массой около 14 тонн, в НПО имени Лавочкина (Химки, Московская обл.) аппарат «Аракс-Н» массой 7,5 тонн. Оба спутника имели телескоп с диаметром зеркала 1,5 м. Разрешение у летавшего по низкой орбите «Сапфира» должно было достигать 30 см, он предназначался для детальной разведки. Снимки «Аракса-Н» за счет более высокой орбиты имели разрешение 1-2 м и предназначались для обзорной разведки. Первый пуск «Сапфира» планировался на 1986 год, а "Аракса-Н" — на 1987-й. Однако «ЦСКБ-Прогресс» так и не смогло создать свой спутник-разведчик: его финансирование в конце 1990-х годов было остановлено, почти готовый к запуску первый аппарат до сих пор стоит в цехе самарского центра. «Аракс-Н»

был запущен дважды: в 1997 году (проработал лишь четыре месяца вместо расчетных двух лет) и в 2002 году под именем «Аркон» (рисунок 4.8) (проработал год).

Рисунок 4.8 – КА обзорной оптико-электронной разведки «Аркон»

КА «Аркон» оснащен широкоапертурным зеркальным, а не линзовым, телескопом. Спутник был выведен на орбиту, обеспечивавшую высокопериодический мониторинг земной поверхности. На «Арконе» были реализованы принципиально новая технология трехмерного сканирования, прецизионная система управления и технология получения данных по радиоканалу. До настоящего времени отдельные характеристики, достигнутые на аппарате «Аркон-1», не превзойдены даже лучшими зарубежными спутниками дистанционного зондирования Земли — такими, как QuickBird.



Pages:     | 1 || 3 | 4 |   ...   | 6 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.