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 | 2 || 4 | 5 |   ...   | 6 |

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

-- [ Страница 3 ] --

В разработке «Аркона» принимало активное участие петербургское объединение «ЛОМО». Для создания телескопов предприятие построило уникальную стендовую базу, ввело в эксплуатацию в 1983 г. контрольно испытательную станцию (КИС) с двумя термовакуумными камерами, имеющими в своем составе уникальные по своим качественным характеристикам коллиматоры и контрольные плоские зеркала диаметром 1.6 м. Летно-конструкторские испытания КА «Аркон» подтверждают высокий технический уровень и качество продукции ОАО «ЛОМО», и дают дополнительный импульс к дальнейшему развитию крупногабаритных оптико электронных комплексов.

Сегодня в России идут испытания новых оптико-электронных систем разведки «Персона» (рисунок 4.9). Разработка КА ведется в самарском «ЦСКБ Прогресс» и первый испытательный запуск был осуществлен 26 июля года. КА «Персона» предназначен для получения снимков высокого разрешения и оперативной их передачи на Землю по радиоканалу. По официальным сообщениям, гарантийный срок активного существования аппарата – семь лет. До сих пор российские спутники подобного назначения «Неман» работали не более полутора лет, американские «Кристалл» — около 10 лет.

Рисунок 4.9 КА детальной оптико-электронной разведки «Персона»

Новый оптико-электронный комплекс для «Персоны» разработан на ОАО «ЛОМО». Еще 20 апреля 2001 года пресс-служба предприятия со ссылкой на начальника СКБ космической техники Юрия Петрова разместила релиз «ЛОМО «покоряет» космос», где сообщалось, что «разработанное на ОАО «ЛОМО» изделие 17В317, прошедшее летно-конструкторские испытания в 1997 году (КА «Аракс-Н»), по совокупности технических характеристик (производительность, информативность, линейное разрешение на местности) превосходит все, что было создано в России и Европе, приближаясь к характеристикам крупногабаритных систем наблюдения США».

В настоящее время проводятся работы по модернизации систем КА системы приема и передачи информации, системы управления и других электронных систем с использованием современной элементной базы. Решение этой задачи позволит создать оптико-электронный комплекс с более высокими по сравнению характеристиками.

КА «Персона» был выведен РН «Союз-2» на солнечно-синхронную орбиту под наклонением 98,3 градуса высотой в 750 километров. Масса спутника почти 7 т. Сегодня для детальной разведки требуются снимки с гораздо меньшим разрешением и, видимо, мощный телескоп «Персоны»

позволяет выявлять такие объекты даже с расстояния в 750 километров.

Накопленный же НПО им. Лавочкина опыт в создании «Аркона», по мнению представителей компании, мог бы позволить создать в относительно короткие сроки аппарат с меньшей, чем у российского «Ресурс-ДК», массой, улучшенной динамикой перенацеливания и большей производительностью.

Этот опыт был реализован в создании орбитальной астрофизической обсерватории «Радиоастрон» («Спектр-Р»). Этот спутник показан на рисунке 4.10…4.12. Он был выведен на орбиту 18 июля 2011 года и предназначен для исследования объектов Вселенной: галактик, квазаров, черных дыр, нейтронных звезд и многих других, а также для мониторинга солнечной активности. Телескоп спутника способен рассмотреть космические объекты с разрешением до 7 мкс, что более чем в 1000 раз превышает возможности космического телескопа «Хаббл».

Рисунок 4.10 – КА «Спектр-Р» прибыл на космодром Рисунок 4.11- Радиотелескоп КА «Спектр-Р»

Рисунок 4.12- Состав КА «Спектр-Р»

Такие большие спутники весьма дорогое удовольствие. Эксперты оценивают стоимость КА «Персона» в 5 миллиардов рублей.

Американский военный спутник еще дороже. Его стоимость – от миллионов до 1,5 миллиардов долларов, а живет он максимум 5…7 лет.

Поэтому Национальному разведуправлению все время надо придумывать, как выбить новые средства. Стоимость изготовления каждого гиганта массой более 12 тонн составляет около 1 миллиарда долларов, еще 500 миллионов тратится на запуск.

Поэтому небогатые страны стараются решать задачи фоторазведки малыми затратами. Например, израильский КА «EROS-B» (рисунок 4.13), имея массу 290 кг, обеспечивает разрешение изображения 0,7 м с высоты орбиты км, скорость передачи информации 280 Мбит/с, срок активного существования 10 лет. При этом на орбиту его вывела российская РН «Старт», а в его разработке принимали участие, скорее всего, бывшие наши соотечественники.

Рисунок 4.13 – Израильский КА оптико-электронной разведки «EROS-B»

В последние годы одной из ведущих тенденций является миниатюризация КА, обусловленная значительными результатами в области электронно-вычислительной техники и возможностями ее использования практически во всех сферах деятельности [16]. Так, уже достаточно давно применяются мини-спутники, или малые КА, имеющие массу от 100 до 500 кг, есть опыт использования микроспутников, или сверхмалых КА, с массой от до 100 кг, в перспективе широкое применение найдут наноспутники (1 - 10 кг), пикоспутники (0,1 - 1 кг) и фемтоспутники (менее 0,1 кг).

Большинство современных КА имеют массу от 50 до 6000 кг.

Несмотря на существующие отличия КА по конструктивно компоновочной схеме, составу бортовой аппаратуры, массово-габаритным характеристикам можно выделить общие принципы их построения, схожесть в предназначении основных отсеков и устройстве.

4.2 Принципы построения конструктивно-компоновочных схем и устройство космических аппаратов Конструктивно-компоновочная схема КА определяется, прежде всего, назначением и составом аппаратуры, выполняющей целевую задачу. Кроме того, она должна учитывать факторы, воздействующие на КА в условиях космического пространства, а также условия совместного полета КА с РН на активном участке траектории (участке выведения).

Общими для любых КА стали следующие конструктивно-компоновочные решения:

членение КА на герметичные и негерметичные блоки (отсеки);

крепление оборудования и аппаратуры на одной половине корпуса блока, что облегчает доступ к ним;

оснащение КА элементами, принимающими рабочее положение в космосе;

использование оболочки КА в качестве радиационной защиты.

Самые простые конструктивно-компоновочные схемы имеют автоматические КА (рисунок 4.14), не предназначенные для спуска на Землю.

На форму этих КА не накладываются аэродинамические ограничения, она определяется удобством размещения и обслуживания бортовой аппаратуры при подготовке КА к запуску.

5 4 2 Рисунок 4.14 - Конструктивно-компоновочная схема автоматического КА 1 — герметичный отсек;

2 — целевая аппаратура;

3 — солнечные батареи;

4 — выдвижной штырь;

5 — груз гравитационной системы стабилизации Конструктивно-компоновочная схема КА типа "Форпост" состоит из герметичного отсека 1, в котором размещена целевая аппаратура 2.

Герметичный отсек является одновременно корпусом КА.

Электроснабжение целевой аппаратуры осуществляется от солнечных батарей, которые наклеены по поверхности корпуса. Пространственная ориентация КА на орбите обеспечивается гравитационной системой стабилизации, состоящей из груза 5 и выдвижного штыря.

В компоновочной схеме пилотируемого КА могут быть предусмотрены следующие основные отсеки (рисунок 4.15):

а — КА "Восток" б — КА "Восход" в — КА "Союз" Рисунок 4.15 – Компоновочные схемы пилотируемых КА 1 – СА (командный модуль);

2 – приборно-агрегатный отсек (отсек оборудования);

3 – шлюзовая камера;

4 – орбитальный отсек;

5 – тормозная ДУ;

6 – стыковочный узел;

7 – переходной узел (ферма) спускаемый аппарат (СА), предназначенный для размещения экипажа при выведении КА на орбиту, при возвращении его на Землю, а также при выполнении некоторых операций в ходе орбитального полета;

после отделения СА становится самостоятельным летательным аппаратом;

орбитальный отсек, предназначенный для работы экипажа на орбите и установки необходимого для выполнения программ полета оборудования и систем, требующих доступа экипажа;

это второй (после СА) обитаемый отсек КА, обеспечивающий увеличение жилого объема;

его внешняя поверхность удобна для размещения наружных систем и механизмов, в том числе антенн и стыковочного агрегата;

- приборный отсек, предназначенный для установки систем и агрегатов, не требующих доступа экипажа;

отсек герметичен и изолирован от обитаемых отсеков (спускаемого аппарата и орбитального отсека);

- агрегатный отсек (отсек оборудования), предназначенный для размещения основных агрегатов КА (двигательной установки, баллонов наддува, блоков системы электропитания, агрегатов терморегулирования — внутри отсека;

блоков двигателей причаливания и ориентации, антенн и других элементов — снаружи отсеков);

- приборно-агрегатный отсек, если приборный и агрегатный отсеки соединены в один;

- переходной отсек, предназначенный для перехода от ограниченного числа силовых точек крепления СА к сплошному фланцевому соединению;

- навесной отсек, вводимый в состав КА, если программой полета предусмотрен сброс части аппаратуры на промежуточном этапе полета;

- специализированные отсеки, предназначенные для выполнения определенных операций, например, капсулы для доставки материалов наблюдений Земли или зонды для проведения исследований.

В отечественных пилотируемых КА использован модульный принцип с двумя отсеками: спускаемым аппаратом 1 и приборно-агрегатным отсеком (рисунок 4.15, а, б).

В КА "Восход" для обеспечения выхода человека в космос была предусмотрена надувная шлюзовая камера 3, которая развертывалась в рабочее состояние в орбитальном полете и отделялась перед спуском.

На КА "Союз" модульная схема получила дальнейшее развитие: кроме двух названных отсеков введен третий – орбитальный отсек 4 (рисунок 4.15, в).

Кроме того, для стыковки с другими КА и орбитальными станциями предусмотрен стыковочный узел 6. Механическая связь между спускаемым аппаратом 1 и приборно-агрегатным отсеком 2 осуществляется с помощью переходного узла (фермы) 7.

Спускаемый аппарат предназначен для размещения полезной нагрузки, создания условий нормального функционирования и доставки на Землю после завершения полета. СА сочетает в себе функции отсека КА и в то же время самостоятельного летательного аппарата для полета в атмосфере.

Спуск с орбиты – один из наиболее напряженных этапов полета.

Необходимо не только резко снизить скорость, но и обеспечить посадку в заданном районе. Большая часть энергии, которой СА обладает на орбите, рассеивается в плотных слоях атмосферы, за счет чего обеспечивается его торможение, но это приводит к значительному нагреву поверхности СА.

Поэтому для обеспечения требуемого теплового режима внутри СА приходится использовать мощную теплозащиту.

В зависимости от аэродинамического качества СА применяются два способа спуска: баллистический и аэродинамический управляемый.

Аэродинамическое качество характеризуется коэффициентом аэродинамического качества Y Cy K, X Cx V где – сила лобового сопротивления;

X Cx S V – подъемная сила;

Y C y S – аэродинамические коэффициенты (коэффициент лобового Cx, Cy сопротивления, коэффициент подъемной силы);

– плотность воздуха;

V – скорость полета СА;

S – площадь миделя (сечения СА, перпендикулярного вектору скорости).

Аэродинамическое качество определяет траекторию полета объекта в плотных слоях атмосферы.

При K 0,2 – это баллистические траектории, по которым движутся головные части баллистических ракет и некоторых типов спускаемых аппаратов и капсул (беспилотных). Точность приземления СА, спускаемых по баллистической траектории, невысока и составляет примерно 300 км.

При K = 0,3–0,5 траектория является "скользящей". По таким траекториям движутся беспилотные возвращаемые КА.

При K = 0,7–1,0 траектория становится "планирующей". При движении по таким траекториям существенно снижаются действующие перегрузки. Поэтому пилотируемым КА придается именно такое аэродинамическое качество. Для этого центр масс СА смещается относительно продольной оси (см. рис. 1.32).

Это обеспечивает стабилизацию СА в плоскости тангажа.

Спускаемые аппараты, имеющие малое аэродинамическое качество, осуществляют спуск в атмосфере и приземление с использованием парашютов, двигателей мягкой посадки;

СА с достаточно высоким аэродинамическим качеством могут совершать горизонтальную посадку.

Особый тип СА составляют спускаемые капсулы, предназначенные для доставки на Землю полезной нагрузки малой массы и объема, например, фото и кинопленки.

Основные формы спускаемых аппаратов и капсул представлены на рисунке 4.16.

В силу влияния аэродинамических сил возникает движение летательного аппарата вокруг центра масс, что требует решения вопросов статической и динамической устойчивости.

а — спускаемые аппараты б — спускаемые капсулы Рисунок 4.16 – Формы спускаемых аппаратов и капсул (1 – сферическая;

2 – сферическая с гаргротом;

3 – коническая;

4 – клиновая) Рисунок 4.17 – Силы действующие на СА при устойчивом полте G – сила тяжести СА;

R, Ма – аэродинамические сила и момент;

V – скорость полета;

– угол атаки;

ц.м., ц.д. – центры масс и давления соответственно Статическая устойчивость – свойство летательного аппарата приобретать при выходе из положения равновесия такие аэродинамические моменты, которые вновь возвращают его в положение равновесия. В простейшем случае это возможно, если центр давления находится за центром масс (рисунок 4.17).

При входе в плотные слои атмосферы в результате взаимодействия воздуха и поверхности СА возникает аэродинамическая сила R. Сила приложена в центре давления и относительно центра масс создает аэродинамический момент M. Если продольная ось СА отклонится от вектора скорости V на угол атаки, то аэродинамический момент будет разворачивать СА относительно центра масс так, чтобы его продольная ось совпала с вектором скорости.

Особенностью сферической формы является максимальный внутренний объем при минимальной внешней поверхности. Центр аэродинамического давления сферы находится в ее геометрическом центре. Для обеспечения устойчивости спускаемых аппаратов и капсул сферической формы необходимо сместить центр масс на 4 – 6% длины радиуса в направлении лобового теплозащитного покрытия.

Коническая форма СА обеспечивает размещение полезной нагрузки, имеющей значительные продольные размеры, например, фотоаппаратуры без излома оптической оси.

Спускаемый аппарат (СА) является воплощением гения конструкторской мысли. Лучшим его примером может служить орбитальный самолет «Буран».

Но начинали с самого простого «шарика» (рисунок 4.18). В нем падал Гагарин. Этот СА характеризуется нулевым аэродинамическим качеством, поэтому спуск был баллистическим. А для такого спуска присуща максимальная скорость, а значит максимальная перегрузка и самый сильный аэродинамический нагрев. Нынешние космонавты спускаются в сегментально конических СА (рисунок 4.18б). Их аэродинамическое качество характеризуется значениями 0,2…0,5. При этом качестве осуществляется скользящий спуск. И перегрузки и нагрев для такого СА много меньше. Мало того, теплозащита сегментальной части, которая принимает на себя почти весь тепловой поток, сбрасывается на этапе парашютного снижения и не передает тепло внутрь СА. Кроме того, при этом обнажается сотовый гаситель удара, что еще более смягчает соприкосновение с землей в сочетании со срабатыванием тормозных РДТТ мягкой посадки.

Именно в таких СА спускаются с орбиты космонавты всего мира в настоящее время. Орбитальные самолеты слишком дорогое удовольствие и даже американцы вынуждены были закрыть программу «Space Shuttle».

Сегментально-конические СА используются в России и Китае. Другие страны пока не имеют ресурсов для запуска космонавтов. На рисунке 4.18б показан китайский СА, который трудно отличим от СА российского производства.

В настоящее время российские конструктора интенсивно работают над СА нового поколения. Они показаны на рисунке 4.19.

Рисунок 4.18 – Спускаемые аппараты (а – сферический, б – сегментально-конический) Рисунок 4.19 – Спускаемые аппараты (а – сегментально-конический;

б - «Клипер») Конечно, «Клипер» с крыльями - лучше. Его аэродинамическое качество позволяет осуществлять планирующий спуск, но его дороговизна не по карману российскому налогоплательщику. Поэтому, скорее всего, будет создан многоразовый сегментально-конический СА, изображенный на рисунке 4.19а.

Он позволит осуществлять управляемый спуск и мягкую посадку на специальные опоры. Стыковочное устройство (СУ) будет установлено на самом СА, что обеспечит спасение СУ и повторное его использование.

Корпус СА, как и других герметичных отсеков, металлический.

Конструкция типового герметичного отсека представлена на рисунке 4.20.

Рисунок 4.20 – Конструкция герметичного отсека Оболочка отсека состоит из цилиндрических обечаек, двух днищ и силового набора. Правое днище – сферическое (сегментальное), а левое – комбинированное, составленное из конуса и сферы, соединенных силовым шпангоутом, работающим на выворачивание при действии внутреннего давления в отсеке. Днища приварены к обечайкам через распорные шпангоуты, которые работают на радиальное сжатие. Обечайки соединяются друг с другом с помощью стыковочных шпангоутов. Герметичность стыка обеспечивается прокладками. Если корпус работает только на действие внутреннего давления, то используется гладкая тонкостенная оболочка, а при действии осевой силы (например, аэродинамической) цилиндры и конусы могут подкрепляться стрингерами.

Функционально КА состоят из следующих элементов:

- корпус КА;

- бортовой комплекс управления;

- бортовая специальная аппаратура;

- бортовая обеспечивающая аппаратура;

- двигательная установка.

Корпус КА является основным силовым элементом, к которому крепятся узлы, агрегаты и элементы систем КА. Конструктивно корпус КА состоит из отсеков, которые соединяются между собой силовыми узлами, рамами, обечайками, крепежными деталями.

По форме отсеки могут быть цилиндрическими, сферическими, коническими, торовыми и комбинированными. Взаимное расположение отсеков должно обеспечить минимальную массу конструкции, удобство размещения бортовой аппаратуры, солнечных батарей, антенн, двигателей и др.

КА в транспортном положении должен размещаться под ГО, выбранной РН.

Главным образом, КА компонуют из условия выполнения им целевых задач. Мы уже видели, как компонуются КА-фоторазведчики, для которых главное – получить хорошее изображение: у них все формирует телескоп (линзовый или зеркальный). Поэтому они скомпонованы похожим образом.

Похожи друг на друга КА «Союз» (рисунок 4.21) и «Прогресс» (рисунок 4.22), так как они решают одинаковую задачу – пристыковываются в космосе к орбитальной станции. Но если рассмотреть их наполнение (рисунок 4.23 и 4.24), то оказывается, что целевые отсеки у них разные.

Если внимательно присмотреться к рисункам, то можно заметить, что АО, стыковочные устройства и антенны практически одинаковые. Потому, что они решают задачу стыковки. Но решают они ее по-разному. В «Союзе» есть орбитальный отсек, находясь в котором космонавты управляют процессом стыковки, а у «Прогресса» стыковка осуществляется в автоматическом режиме и приборы для ее осуществления перенесены в ПО, для чего сам отсек выполнен большего объема. При этом корпус орбитального отсека практически не изменен, а вместо СА установлен легкий отсек с емкостями. Так что внешность обманчива, даже у КА.

Рисунок 4.21 – Пилотируемый КА «Союз-ТМ»

Рисунок 4.22 – Транспортный грузовой КА «Прогресс»

Рисунок 4.23 – Компоновка пилотируемого КА «Союз-ТМ»

Рисунок 4.24 – Компоновка транспортного грузового КА «Прогресс»

Агрегатный отсек предназначен для размещения двигательных установок, элементов систем терморегулирования, энергопитания и других систем. Агрегатные отсеки (АО), как правило, изготавливают из композиционных материалов. Конструкция типового АО показана на рисунке 4.25.

Рисунок 4.25 – Конструкция агрегатного отсека Внутри корпуса АО располагается двигательная установка, служащая для коррекции орбиты, ориентации и стабилизации, торможения и проч. Снаружи устанавливают приводы солнечных батарей, антенны и датчики, а также холодильники-излучатели. Холодильники-излучатели (ХИ) служат для сброса тепла из систем обеспечения теплового режима (СОТР). Панели ХИ имеют специальное покрытие, обеспечивающее соответствующие оптические свойства и имеющее характерный белый цвет. Именно такие панели мы видим на фотографиях, представленных на рисунке 4.4, 4.5, 4.6, 4.21, 4.22, где панели ХИ установлены на АО, а иногда и на приборных отсеках (рисунок 4.4, 4.5, 4.6).

Приборный отсек может быть герметичным и негерметичным. Для снижения опасности пожара герметичный приборный отсек заполняется, как правило, азотом. В нем поддерживаются заданные параметры температурного режима.

Специальные отсеки предназначены для размещения целевой аппаратуры. Как правило, они являются герметичными. В этих отсеках часто требуется поддержание стабильного термобарического режима.

Разновидностью специальных отсеков являются спускаемые аппараты, хотя их можно рассматривать и как самостоятельные модули, которые способны после отделения от КА совершать автономный полет. СА являются наиболее сложными отсеками по сравнению с другими. Особый тип СА представляют малые спускаемые капсулы для доставки грузов с орбиты на Землю. Спускаемые аппараты и капсулы могут иметь различную аэродинамическую форму и быть снабжены, помимо прочих характерных для них систем, системами стабилизации и двигательными установками системы приземления и мягкой посадки.

Бортовой комплекс управления КА предназначен для решения задач управления движением КА и функционирования его аппаратуры автономно или совместно с наземным комплексом управления.

В бортовой комплекс управления могут входить следующие системы:

- ориентации и управления движением центра масс КА;

- управления бортовой аппаратурой;

- обмена информацией.

Назначение этих систем ясно из их названия.

Система ориентации и управления движением центра масс КА, в свою очередь, может состоять из следующих систем (подсистем):

- управления движением центра масс КА;

- управления движением КА относительно центра масс;

- навигации.

Система управления движением центра масс КА предназначена для обеспечения движения КА по заданной или уточняемой в процессе полета орбите. Она обеспечивает коррекцию орбиты КА для поддержания значений ее параметров в заданных пределах;

управление спуском возвращаемых элементов КА;

управление сближением, причаливанием и стыковкой КА на орбите с другими орбитальными КСр.

Система ориентации и стабилизации КА (система управления движением КА относительно центра масс) предназначена для придания и удержания нужного углового положения КА относительно известных ориентиров. Чувствительными элементами системы могут быть инерциальные датчики (на основе гироприборов), инфракрасные датчики (на основе использования теплового поля Земли) и астродатчики, использующие в качестве ориентиров положение неподвижных звезд. В зависимости от задачи, решаемой КА, погрешность ориентации КА может составлять от 3 до угловых секунд.

Система ориентации и стабилизации КА решает следующие задачи:

- удержание рабочей поверхности солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;

- ориентация оси фотообъектива при фотографировании участков поверхности Земли, Луны, других объектов;

- поддержание оси антенн, направленных на Землю, в течение сеанса радиосвязи КА;

- ориентация КА перед включением ДУ.

Могут быть и другие задачи, связанные с целевым назначением КА.

Системы ориентации и стабилизации могут быть активными и пассивными. Активные системы в качестве исполнительных элементов могут использовать ракетные двигатели и газовые сопла малой тяги, для чего нужен запас КРТ (сжатого газа) на борту. Кроме того, могут использоваться маховики в качестве инерционных исполнительных органов, а также электромагнитные исполнительные органы, использующие силы взаимодействия электромагнитов с магнитным полем Земли. Пассивные системы чаще всего основаны на гравитационной и аэродинамической стабилизации.

Система навигации КА решает задачи определения параметров орбиты КА, прогнозирования движения КА, расчета величин (уставок) изменения вектора скорости, требуемых для проведения маневра, а также управления движением КА при его сближении с другим КА, посадке КА на поверхность планеты и взлете с нее.

Система управления бортовой аппаратурой КА построена на основе специализированной бортовой цифровой вычислительной машины, которая осуществляет обработку информации, формирование управляющих воздействий, диагностирование бортовых систем и агрегатов. В нее входит система трансляции команд и распределения питания и бортовое синхронизирующее устройство, которые осуществляют временную и частотную синхронизацию и коммутацию сигналов.

Система обмена информацией предназначена для обмена информацией между КА и Землей по радио- и телеканалам.

Бортовая обеспечивающая аппаратура предназначена для обеспечения условий нормального функционирования бортовой специальной аппаратуры, бортового комплекса управления и нормальной жизнедеятельности экипажа (для пилотируемых КА), а также для обеспечения посадки и аварийного спасения экипажа.

В ее состав могут входить следующие системы:

- энергопитания;

- терморегулирования;

- телеметрического контроля;

- жизнеобеспечения;

- приземления.

Система энергопитания КА предназначена для обеспечения электроэнергией бортового оборудования. Она состоит из источников электроэнергии и электрических цепей с коммутационной и защитной аппаратурой. В качестве основных источников энергии чаще всего используются химические источники тока и солнечные батареи (СБ).

Чаще всего используются серебряно-цинковые, кадмиево-никелевые и никель-водородные аккумуляторные батареи, обеспечивающие емкость порядка 45 А ч, напряжение 35 В.

Основой СБ является фотоэлектрический преобразователь (фотоэлемент), преобразующий солнечную энергию в электрическую. В настоящее время используются фотоэлементы из кремния и арсенида галлия. Из фотоэлементов размерами 2020 мм путем последовательного их соединения набираются генераторы напряжения размером 100150 мм с номинальным напряжением 27 В. Приведем некоторые удельные характеристики СБ: масса 1 м2 – 6-10 кг;

мощность, снимаемая с 1 м2 панели СБ при расстоянии КА от Солнца млн км, – 130-160 Вт;

коэффициент полезного действия – до 12% (значение, близкое к предельно возможному) при рабочей температуре от –30 до 70 С.

Панели СБ раскрываются после выхода КА на орбиту. Наличие СБ и аккумуляторных батарей, играющих роль буфера, позволяет обеспечивать функционирование бортовой аппаратуры при нахождении КА как на солнечной, так и на теневой стороне Земли.

Система терморегулирования обеспечивает заданный тепловой режим бортового оборудования, элементов конструкции и газовой среды внутри КА.

Система может реализовывать пассивное или активное регулирование теплового режима.

Пассивное регулирование осуществляется за счет покрытия экранной (экранно-вакуумной) теплоизоляцией части поверхности КА или специальной обработки поверхности КА с целью придания ей соответствующих оптических свойств (отражающей способности).

При активном регулировании перенос тепла с внутреннего объема КА к радиационному теплообменнику осуществляется посредством принудительной циркуляции газа в отсеке КА.

Для изменения интенсивности излучения тепла с поверхности радиационного теплообменника могут использоваться жалюзи, закрывающие или открывающие его.

Система телеметрического контроля предназначена для обеспечения контроля состояния и правильности функционирования систем КА. Эта информация регулярно передается на Землю.

Система жизнеобеспечения предусмотрена для обеспечения условий жизнедеятельности и работоспособности экипажа. В нее входит целый комплекс систем и устройств, а также запас продуктов питания и других веществ, который периодически пополняется.

Двигательные установки КА предназначены для изменения орбиты и/или выдачи тормозного импульса. В соответствии с назначением ДУ могут быть тормозными, корректирующими и комплексными.

Тормозные ДУ служат только для выдачи тормозного импульса при сходе КА с орбиты. Поэтому в качестве тормозных ДУ используются как ЖРД, так и РДТТ.

Корректирующие ДУ должны обеспечивать многократный запуск.

Поэтому их основой является ЖРД, использующий самовоспламеняющиеся КРТ.

Для современных КА, как правило, тормозные и корректирующие функции выполняются одной ДУ, которая называется комплексной.

С помощью стыковочных устройств из отдельных КА составляются орбитальные станции. На рисунке 4.26 показана международная космическая станция (МКС), к которой периодически прилетает либо КА «Союз» для смены экипажа, либо грузовой корабль «Прогресс» для снабжения станции ресурсами.

Рисунок 4.26 – Международная космическая станция На рисунках 4.27 и 4.28 представлены проект и планируемый интерьер Коммерческой космической станции (ККС), которую предполагают развернуть в 2016 году.

Рисунок 4.27 – Коммерческая космическая станция Рисунок 4.28 – Интерьер Коммерческой космической станции Условия функционирования космических аппаратов КА 4. Условия функционирования КА на орбите являются экстремальными, что обусловлено воздействием следующих факторов: существенные нагрузки на участках выведения и спуска, космический вакуум, космическая радиация, значительный перепад температур, метеорная опасность, невесомость.

4.3.1 Нагружение космических аппаратов В космическом пространстве КА находится в условиях невесомости и поэтому испытывает минимальные нагрузки. Это, как правило, внутреннее давление в герметичных емкостях (корпус с атмосферой, баки с топливом, шар баллоны с газом). Неравномерный нагрев вызывает температурные напряжения, которые приводят к деформированию конструкции. При этом конструкция меняет геометрию, в следствие чего, например, механизм перестает функционировать, ферма оптической системы искривляется и ухудшает качество изображения, люк при закрывании не обеспечивает герметичность и т.д. Поэтому очень важна теплоизоляция КА, которая резко уменьшает или ликвидирует термические напряжения.

Столь слабое нагружение КА на орбите позволяет делать конструкцию очень легкой, ажурной, без массивных силовых элементов. Но спутник рождается не на небесах. Он изготавливается и готовится к полету на Земле, и здесь на КА обрушивается множество нагрузок, как мешки с цементом на нежные девичьи плечи.

Большинство стран мира придерживаются принципа располагать КА вертикально на протяжении всего цикла экплуатации его на Земле. Именно так, как аппарат располагается под обтекателем РН на участке выведения. Этим достигается значительная экономия в конструкции КА. Для этого КА устанавливают на РН на стартовом устройстве, где она занимает вертикальное положение. Поэтому, как правило, РН собирают вертикально прямо на старте, что в свою очередь уменьшает массу конструкции РН.

Отечественные РН вывозят на старт горизонтально с уже пристыкованным КА. Это, не в последнюю очередь обусловлено геополитическим положением России. Начиная с того, что у нас нет космодромов на берегу теплых морей, куда легко привозить крупные ракетные блоки на баржах, и кончая тем, что температура на стартовом устройстве, как правило, не способствует вертикальной стыковке КА к РН. При необходимости наши РН готовы обеспечить вертикальную стыковку КА, о чем свидетельствует проект «Союз в ГКЦ», в котором РН вывозится на старт горизонтально, переводится в вертикальное положение, а уже затем осуществляется установка космической головной части (КГЧ) с помощью специальной башни обслуживания (рисунок 4.18).

Рисунок 4.18 – Установка КГЧ на вертикально стоящую РН «Союз-2»

Наибольшие нагрузки КА испытывает на участке выведения на орбиту.

На него действуют продольные и поперечные перегрузки, снижается давление под обтекателем, а также возникает акустическое от динамических нагрузок.

График изменения продольных перегрузок приведен на рисунке 4.19. Характер снижения давления под головным обтекателем (ГО) представлен на рисунке 4.20. Акустическое давление в диапазоне от 30 до 2000 Гц составляет в среднем 130…150 дБ.

Рисунок 4.19 – Изменение продольной перегрузки РН «Союз-2»

на участке выведения Рисунок 4.20 – Изменение давления под ГО РН «Союз-2»

на участке выведения Спуск КА происходит в тяжелом тепловом режиме. На спускаемый аппарат (СА) на участке входа в атмосферу действует аэродинамический напор, который приводит к сильнейшему разогреву воздуха в пристеночном слое и нагреву СА.

Расчеты показывают, что для эталонного шара диаметром 1м максимальное значение температуры достигает следующих величин:

при спуске КА с орбиты искусственного спутника Земли (VВХ = 8 км/с) – 2000-3500 С;

при спуске межпланетного КА (VВХ = 11 км/с): для угла входа 6 – 3000-4000 С;

для угла входа 90 – 6000-8000 С.

Для снижения таких нагрузок траектория спуска КА рассчитывается, а возвращаемым элементам КА (спускаемым аппаратам, капсулам) придается рациональная форма, позволяющая снизить максимальную температуру, а также на них устанавливается мощная теплозащита.

Эти факторы во многом определяют компоновку КА и состав бортовой аппаратуры.

4.3.2 Разреженность среды (космический вакуум) Космический вакуум представляет собой разрежение, существующее в космическом пространстве. Степень космического вакуума (разрежение достигает 10–10 Па на значительном удалении от Земли) весьма высока по сравнению с достигнутым в лабораториях.

Влияние космического вакуума проявляется в изменении условий теплообмена, сублимации (испарении) материалов и изменении их механических характеристик, потере смазки, утечках КРТ, рабочих жидкостей и газов из систем КА. Поэтому к герметичности КА предъявляются высокие требования Уже на высоте 100…200 км давление среды составляет 10-2…10-4 Па, а на высоте выше 200 км давление составляет всего 10-10 Па. То есть глубокий вакуум.

Разреженная среда воздействует на КА следующим образом:

- испаряются материалы, вследствие чего применяют сухие смазки, пластмассы и некоторые металлы покрывают цинком и кадмием;

- возможна холодная сварка металлов, что требует применения в механизмах специальных прокладок;

- повышается вероятность утечки газов и жидкостей из емкостей и арматуры, что требует обязательной проверки герметичности КА на земле в вакуумной камере;

- отсутствует противодействие среды (декомпрессия), что необходимо учитывать при создании исполнительных органов пневмо- и гидросистем;

- трудности в управлении движением, что заставляет использовать только газодинамические и инерционные средства стабилизации.

4.3.3 Метеорные потоки и космический мусор Метеорная опасность состоит в том, что поверхности КА подвергаются воздействию метеорных частиц. Основную долю этих частиц в космосе составляют мелкие пылинки (микрометеориты), большинство из которых имеет следующие характеристики:

масса от 10-13 до 104 кг (среднее значение – 10-8 кг);

плотность от 10 до 7900 кг/м3 (среднее значение – 500 кг/м3);

скорость от 11 до 72 км/с (среднее значение – 40 км/с).

Удары таких частиц не могут привести к пробою стенок КА, однако многократные воздействия микрометеоритов вызывают эрозию внешних поверхностей и могут существенно менять их свойства. Воздействие наиболее мелких метеорных частиц на поверхности КА при длительном полете вызывает изменение оптических характеристик иллюминаторов и оптических приборов, радиационных поверхностей и солнечных батарей.

Как показывает практика, вероятность метеорного пробоя оболочки герметичных отсеков КА с небольшим сроком активного существования невелика, однако для орбитальных станций, совершающих длительный полет, должна предусматриваться противометеорная защита.

Нельзя не учитывать опасность от столкновения КА с космическими объектами искусственного происхождения ("космическим мусором").

Засорение космического пространства происходит за счет вышедших из строя КА, последних ступеней РН, разгонных блоков. По данным НАСА в настоящее время на околоземных орбитах находится более 7000 известных и наблюдаемых объектов, а также еще большее количество фрагментов систем разделения ступеней и отделения КА, осколков (обломков) аварийного разрушения РКН, которые не могут быть обнаружены современными техническими средствами.

4.3.4 Невесомость Невесомость – это такое состояние, при котором действующие на материальное тело внешние силы не вызывают взаимных давлений его частиц друг на друга. Длительная невесомость имеет место при движении последних ступеней РН, РБ с выключенными двигателями, а также в ходе орбитального полета КА. Позитивное влияние невесомости проявляется в возможности использования легких конструкций орбитальных средств. Кроме того, на орбите можно получить материалы (сплавы, композиты) с уникальными свойствами. Отрицательное воздействие невесомости связано с отсутствием конвективного теплообмена и необходимостью использования достаточно сложных систем терморегулирования. Невесомость приводит к усложнению системы пуска ЖРД, требует специальных приемов для разделения жидкой и газовой фаз в агрегатах системы жизнеобеспечения, в топливных баках.

Неблагоприятное воздействие оказывает невесомость на организм человека.

Для невесомости характерно:

- плавание незакрепленных тел, что вызывает трудности при питании и отправлении естественных надобностей человеком, при работе с инструментом требуются особые приспособления и навыки, необходима фиксация во сне и другое;

- отсутствие конвективного теплообмена, что требует принудительного перемещения воздуха для охлаждения приборов;

- отсутствие гидростатических сил, что заставляет принимать меры для прижатия жидкостей к расходным горловинам, для перемещения жидкостей, для срабатывания механизмов;

- физиологическое воздействие на человека, приводящее к ухудшению кровообращения, дистрофии мышц, изменению артериального давления и прочее.

4.3.5 Космическая радиация (излучение) и тепловые потоки Космическая радиация (потоки заряженных частиц в радиационных поясах Земли и при вспышках солнечной активности) может влиять на солнечные батареи, антенны, изделия из органических соединений и бортовые приборы КА. Защиту бортового оборудования обеспечивает корпус КА, выполняющий функции экрана.

Тепловые условия работы КА определяются внешними тепловыми потоками, ориентацией КА, формой и расположением отсеков, влиянием внешних и внутренних элементов КА, внутренним тепловыделением.

К внешним тепловым потокам относят - солнечную радиацию qс = q0 (rс/r0), где q0 = 1380 Вт/м – поток на Земле, rс – расстояние от аппарата до Солнца, r0 расстояние от Земли до Солнца;

- поток, отраженный от Земли qотр = qс = 485 Вт/м2, где = 0,35 – альбедо Земли;

- собственное излучение планеты qпл = q0з [1 - 1 – (R/R+H)], где R = 6370 км – радиус Земли, H – высота полета КА, q0з = 210 Вт/ м2 – поток для Н=0;

- аэродинамический тепловой поток при запуске – 20 кВт/м2, при спуске – 2000 кВт/м2.

Внутреннее тепловыделение определяется тепловыделениями от человека (80…290 Вт/чел) и от оборудования (110…120 Вт/чел).

Перепад температур в течение короткого времени (одного оборота вокруг Земли) может достигать 190 С. Освещенная (обращенная к Солнцу) поверхность КА может нагреваться за счет излучения Солнца до 120 С, а теневая поверхность в результате лучистого излучения тепла охлаждаться до температуры –70 С. Интенсивное охлаждение всего КА происходит при движении его на участке орбиты, находящейся в тени Земли.

От температуры существенно зависят свойства конструкционных материалов ракетно-космической техники. Так, при отрицательных температурах у многих конструкционных металлов и сплавов резко снижаются показатели механических свойств.

Материалы и устройства при воздействии радиации теряют свои свойства и выходят из строя. Например, жесткое рентгеновское излучение может расплавлять золотые контакты, нарушать контакты в микросхемах, приводить к сбоям в работе электронной аппаратуры.

5 ТЕХНИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ 5.1 Конструкционные материалы ракетно-космической техники Каждый материал имеет свой комплекс свойств, среди которых нас интересуют, прежде всего, прочность и жесткость. Это способность в определенных пределах воспринимать воздействие внешних сил, не разрушаясь и не меняя существенным образом свои геометрические размеры.

Для измерения прочности и жесткости проводят испытания на растяжение образца выбранного материала, как правило, в виде круглого стержня. Приложение усилий к стержню может быть осуществлено различными способами, как это показано на рисунке 5.1. Во всех случаях, однако, система внешних сил образует равнодействующую Р, направленную вдоль оси стержня.

Рисунок 5.1 – Образец материала и его расчетная схема при испытаниях на растяжение Во всех поперечных сечениях стержня возникают нормальные силы N, равные силе Р. Для однородного стержня внутренние силы распределены по сечению равномерно, поэтому нормальное напряжение для всех точек сечения будет одним и тем же = N / F, где F – площадь поперечного сечения.

Размеры растянутого стержня меняются в зависимости от величины приложенных сил. Если до нагружения стержня его длина была равна L, то после нагружения она стала равной L+L (рисунок 5.2). Величину L называют абсолютным удлинением стержня.

Рисунок 5.2 – Удлинение стержня Поскольку у нагруженного стержня напряженное состояние является однородным и все участки растянутого стержня находятся в одинаковых условиях, деформация по оси стержня остается одной и той же, равной своему среднему значению по длине L = L / L.

Эта величина называется еще относительным удлинением стержня.

В пределах малых удлинений для подавляющего большинства материалов справедлив закон Гука, который устанавливает прямую пропорциональность между напряжениями и деформациями = Е.

Величина Е представляет собой коэффициент пропорциональности, называемый модулем упругости. Модуль упругости является физической константой материала и определяется путем эксперимента. Величина Е измеряется в тех же единицах, что и, то есть в Па.

Диаграмма растяжения образца при испытаниях его на разрыв представлена на рисунке 5.3. Отмеченные на диаграмме точки характеризуют свойства материала. Определим основные из них, которые нам будут необходимы в дальнейшем.

Рисунок 5.3 – Диаграмма растяжения образца при испытаниях его на разрыв Хорошо определяемым свойством материала является предел текучести т. Под пределом текучести понимается то напряжение, при котором происходит рост деформации без заметного увеличения нагрузки.

Отношение максимальной силы, которую способен выдержать образец, к его начальной площади поперечного сечения носит название предела прочности, или временного сопротивления, и обозначается через в.

Практика показывает, что прочность материала характеризуется пределом прочности, жесткость – модулем упругости, а пластические свойства определяются низким значением предела текучести. Теперь перейдем к выбору материалов для элементов РКТ.

Выбор материала конструкционного элемента РКТ является важным шагом поиска конструктивного решения, поскольку от выбора материала зависят массовые, технологические, эксплуатационные и другие свойства конструкции.

При выборе материала необходимо учитывать:

массовые и прочностные характеристики;

свариваемость;

пластические свойства, которые обеспечивают возможность получения листов малой толщины, профилей различного сечения и т.д.;

антикоррозионные свойства;

недефицитность и низкая стоимость.

Определяющим требованием является требование минимальной массы при условии обеспечения неразрушаемости конструкции.

Для элементов, работающих на растяжение, их масса будет минимальной при выборе материала, который характеризуется максимальным значением удельной прочности в(T) /, где в(T) – предел прочности материала [МПа] при температуре T, – плотность материала [кг/м3].

Для элементов, работающих на сжатие, их масса будет минимальной, если выбрать материал с максимальным значением удельной жесткости Е(T) /, где Е(T) – модуль упругости материала [ГПа] при температуре T, – плотность материала [кг/м3].

Очень важно, сравнивая материалы по удельным характеристикам, всегда учитывать влияние температуры на прочностные и жесткостные свойства материала (рисунок 5.4 и 5.5).

Требование свариваемости материалов играет определяющую роль, когда рассматриваются герметичные конструкции (топливные баки, герметичные приборные отсеки, камеры ЖРД). Например, баки РН «Атлас» выполнены из нержавеющей стали, у РН «Союз» - из алюминиевого сплава АМг6, а у РН «Энергия» - из алюминиевого сплава 1201.

Рисунок 5.4 – Влияние температуры Рисунок 5.5 – Изменение удельной на предел прочности материала жесткости от температуры Пластические свойства материалов влияют на возможность их использования с целью получения конструктивного элемента требуемой формы или вызывают необходимость использования специальной технологии.

Например, отожженный материал АМг6М характеризуется высокими пластическими свойствами, что позволяет использовать его для изготовления, в частности, днищ топливных баков. В то же время этот материал обладает низким пределом текучести т = 150 МПа. А нагартованный материал АМг6Н имеет т = 280 МПа, но характеризуется плохими пластическими свойствами, не позволяющими изготавливать днища.

Антикоррозионные свойства материала характеризуют его эксплуатационные свойства: стойкость к атмосферным воздействиям или агрессивным компонентам топлива. В общем случае требуемые антикоррозионные свойства материала могут быть обеспечены нанесением покрытий, специальной поверхностной обработкой, что вызывает усложнение технологии изготовления конструкции и снижение ее эксплуатационной надежности.

Требование низкой стоимости материала является важным, но находящимся в определенном противоречии с другими требованиями, например, малой плотностью материала и высокими прочностными свойствами. Дело в том, что использование легких высокопрочных материалов вызывает для РН облегчение конструкции и, как следствие, увеличение массы полезного груза (КА) или улучшение других тактико-технических характеристик объекта РКТ, что повышает его рыночные перспективы.

Остановимся на особенностях конструктивного и технологического применения некоторых материалов.

Алюминиевые сплавы ( = 2700…2900 кг/м3, Е = 70 ГПа) составляют большую группу конструкционных материалов, используемых в самых различных конструкциях отсеков и агрегатов РН и КА.

Можно условно выделить следующие группы алюминиевых сплавов:

– деформируемые сплавы (АМц, АМг6, 1201, Д16, Д20, В95, АК6 и т.д.), используемые для получения профилей, труб, листов, проволоки, штамповки, поковки и др.;

– литейные сплавы (АЛ2, АЛ4, ВАЛ1 и т.д.);

– спеченные сплавы (Траб = 300…550 оС). Их получают путем прессования и спекания алюминиевого порошка (САП-1, САП-2) или спеканием порошка алюминиевых сплавов (САС-Д16, САС-Д96). Полученные материалы характеризуются в первую очередь более высокой, чем исходный материал, прочностью при высоких температурах. Кроме того, эти материалы хорошо свариваются и обладают высокой коррозионной стойкостью.

– композиционные материалы на основе алюминия упрочняются волокнами (Al2O3, SiC, C, B и т.д.) или порошкообразными компонентами (тугоплавкие окислы, карбиды, нитриды, бориды).

На практике широко используются:

– АМг6, 1201 – для изготовления корпусов топливных (баковых) отсеков;

– Д16, Д20, В95 – для изготовления корпусов небаковых отсеков;

– АК6, Д16 – для изделий, работающих при криогенных температурах ( о 253 С).

кг/м3, Титановые сплавы (=4500…4800 Е=115…120 ГПа) характеризуются высокой механической прочностью, теплостойкостью (Траб до 540оС) и высокой коррозионной стойкостью. Характерной особенностью титановых сплавов является низкая теплопроводность, что позволяет использовать материал в конструкции «тепловых мостов». Материал хорошо сваривается.

Титановые сплавы хорошо поддаются холодной и горячей обработке.

Титановые листы можно обрабатывать гибкой, выдавливанием, волочением, резанием, вытяжкой и штамповкой.

Некоторые из титановых сплавов (ВТ6кт, ВТ6с) используются в криогенных баках. Например, из них изготавливают шар-баллоны с гелием, устанавливаемые в баках с жидким водородом.

Из сплава ВТ14 делают силовые элементы, работающие при температурах до 400 оС.

Коррозионно-стойкие жаропрочные стали (=7800…8200 кг/м3, Е=220 ГПа) чаще всего применяются в диапазоне температур 400…800 оС. К ним относятся хромоникелевые стали с содержанием хрома и никеля от 4 до % каждого, а также стали с добавками вольфрама, молибдена, титана, ниобия.

Современные жаропрочные стали обладают хорошей пластичностью в холодном и горячем состоянии, отлично деформируются при обработке и удовлетворительно свариваются.


Из стали Х18Н9Т, например, изготавливают камеры ЖРД.

кг/м3, Композиционные материалы (КМ) (=1450… Е=130…190 ГПа) представляют собой объемное сочетание химически разнородных компонентов с четко выраженной границей раздела. В качестве армирующих наполнителей используют углеродные, стеклянные, борные и органические волокна, которые отличаются высокими значениями удельной прочности и жесткости. Матрицей (связующим) композиции служат полимерные (фенолформальдегидные, кремнийорганические, полиэфирные, эпоксидные и полиамидные смолы) и металлические (алюминий и алюминиевые сплавы) материалы.

Ориентируя волокна в матрице различным образом, можно получить КМ, обладающий требуемой анизотропией свойств по направлениям, наиболее соответствующим напряженному состоянию в материале.

КМ нашли широкое применение, например:

- углепластики – для изготовления головных обтекателей РН, ферменных элементов РБ и КА, шар-баллонов с высоким давлением, неохлаждаемых сопловых насадок ЖРД и сопловых блоков РДТТ;

- органопластики – для изготовления корпусов РДТТ;

- стеклопластики – для изготовления экранов, местных обтекателей, крышек люков и гаргротов.

Волокна бора используются в качестве армирующего материала в композиции с металлом. Преимуществами волокон бора как армирующего материала является малая масса, высокая прочность при растяжении и высокая жесткость (его жесткость в шесть раз больше, чем у алюминия). Температура плавления бора 2000 оС, то есть в три раза выше, чем у алюминия. На рисунке 5.6 показано размещение армированных высокомодульных накладок и включений из эпоксидного боропластика в алюминиевых профилях (армировка зачернена).

Рисунок 5.6 – Алюминиевые профили, армированные боропластиком Использование композиционных материалов в конструкциях РКТ показало, что замена металлических деталей изделиями из композитов позволяет снизить их массу в среднем на 50%, упрощает технологию изготовления, повышает надежность.

5.2 Теплозащитные материалы При функционировании объектов РКТ на них действуют тепловые потоки, имеющие различную природу. Они вызывают либо термическое нагружение конструкции и снижение прочностных характеристик материалов, либо испарение криогенных компонентов топлива и увеличение давления в баках и баллонах, либо сбои в работе приборов системы управления и выход из строя механизмов и устройств. Рассмотрим основные тепловые факторы и материалы, применяемые для защиты от них.

Аэродинамический нагрев в наибольшей степени воздействует на головной обтекатель РН при полете на атмосферном участке, а также на спускаемый аппарат КА при входе в атмосферу планеты. На рисунке 5. показан спускаемый аппарат перед полетом и после возвращения на Землю.

Рисунок 5.7 – Спускаемый аппарат перед полетом и после возвращения на Землю В его теплозащите использованы слоистые материалы на основе асботкани и фенолформальдегидной смолы, пеношамотная теплоизоляция и пористая сотовая структура. Это материалы, применявшиеся во второй половине 20-го века. В настоящее время в теплозащитных покрытиях (ТЗП) спускаемых аппаратов широко используются более эффективные углепластики, фенольно-углеродные абляционные материалы, кремнеземные материалы и тефлоны. Но задачи по освоению космического пространства требуют для своего решения новых подходов и материалов. Например, для входа в холодную атмосферу Юпитера около 38 % массы спускаемого аппарата должна составлять графитовая теплозащита и только 5% - полезный груз. На этом фоне атмосфера Земли кажется весьма комфортной для полетов.

Во время спуска в атмосфере орбитального многоразового корабля «Буран» (рисунок 5.8) в результате аэродинамического торможения температура некоторых участков корабля могла превысить 1873 К, температура же силовой оболочки корпуса при этом не должна была превышать 423 К.

Чтобы корабль при входе в атмосферу не сгорел, его внешняя поверхность была покрыта специальными теплозащитными плитками на основе супертонкого кварцевого волокна. Носовая часть фюзеляжа, передние кромки крыла и киля защищены углерод-углеродным композиционным материалом.

Эта плитка мягкая и легкая. Вбирая в себя плазменный жар трения, она не передает его металлической обшивке орбитального корабля. Чтобы облицевать этими плитками корабль «Буран», делалось математическое описание всей его поверхности и этот банк данных вводился в память станка с числовым программным управлением. Станок же и фрезеровал каждую плитку по отдельной программе строго для каждого конкретного места. Специальное устройство приклеивало ее, после чего проводилось испытание на прочность:

плитку пытались оторвать, убеждаясь таким образом в надежности крепления.

Каждая из 39 тысяч защитных плиток, получая «прописку», удостоверялась описанием. Общая масса теплозащиты корабля «Буран»

составляет менее 9 т.

Рисунок 5.8 – Теплозащитная плитка орбитального корабля «Буран»

На примере головного обтекателя РН рассмотрим воздействие на него аэродинамического нагрева. На рисунке 5.9 показано изменение конвективного теплового потока в носовой части обтекателя, возникающего при торможении газового потока вблизи обтекаемой поверхности.

Рисунок 5.9 – Конвективный тепловой поток в носовой части головного обтекателя Этот тепловой поток вызывает нагрев поверхности головного обтекателя (ГО). Распределение температуры по поверхности ГО показано на рисунке 5.10.

Рисунок 5.10 – Распределение температуры нагрева головного обтекателя по его поверхности Как видно из рисунка, температура носовой части ГО превышает допустимую рабочую величину для алюминиевых сплавов (рисунок 5.4 и 5.5). Поэтому на наружную поверхность носовой части ГО наносят ТЗП из асбопластика или стеклопластика на фенольном связующем (рисунок 5.11).

Картина распределения температур по конструкции ГО, имеющего ТЗП носовой части представлена на рисунке 5.12.

Рисунок 5.11 – Головной обтекатель с теплозащитой носовой части Рисунок 5.12 – Распределение температуры головного обтекателя по конструкции с течением времени Из рисунка видно, что и в обшивке и в продольном силовом наборе (стрингерах) рабочая температура в течение полета находится в допустимых пределах. Однако для КА, находящегося внутри ГО, тепловой поток от конструкции обтекателя может быть недопустимым, в следствие чего необходима теплоизоляция нагретой конструкции от внутренней полости ГО.

Устройство такой теплоизоляции (ТИ) показано на рисунке 5.13.

Рисунок 5.13 Внутренняя теплоизоляция головного обтекателя В качестве ТИ широко используются волокнистые материалы на основе кремнеземистого или кварцевого волокна. Кремнезем представляет собой некристаллическую форму двуокиси кремния (по существу это кварцевое стекло).

Перед установкой слоя волокнистого материала он сначала конструктивно оформляется в виде мата – слоя волокна, обшитого тканью и обжатого прошивочной нитью до требуемой плотности. После этого мат приклеивается или крепится механически к корпусу ГО.

В настоящее время ГО изготавливаются из углепластиков, имеющих сотовую структуру (рисунок 5.14), а их рабочий диапазон по прочности и жесткости намного перекрывает температуры нагрева конвективным потоком.

Кроме того, наличие пористой сотовой конструкции обеспечивает прекрасную теплоизоляцию внутренней полости, а возможность создания увеличенной во много раз сферической носовой части, не боящейся сложных в смысле аэродинамического нагрева условий обтекания, позволяет располагать в таком обтекателе КА большого объема.

Рисунок 5.14 – Головной обтекатель, имеющий углепластиковую сотовую конструкцию Продукты сгорания двигателя оказывают воздействие на стенки канала, в котором они движутся, либо своим излучением нагревают элементы РКТ, находящиеся в пределах досягаемости этого лучистого потока.

Огневые стенки камеры сгорания ЖРД теплоизолируются нанесением покрытий из двуокиси кремния, двуокиси алюминия или окиси циркония.

Хвостовые отсеки РН от лучистого потока закрываются донными защитами и экранами. Конструкция донной защиты показана на рисунке 5.15.

Рисунок 5.15 – Донный теплозащитный экран Внешний слой выполняется в виде полированного листа из коррозионно стойкой стали или титанового сплава и играет роль отражающего экрана. Слой теплоизоляции выполнен в виде нескольких листов асботкани или кварцевой ткани, блокирующих теплоотвод внутрь.

Наибольшую опасность продукты сгорания представляют в РДТТ, поскольку весь заряд топлива расположен в корпусе двигателя, представляющего собой камеру сгорания (рисунок 5.16). При работе двигателя внутренняя поверхность камеры сгорания (включая обечайку, днища) подвергается воздействию продуктов сгорания твердого топлива с высокими температурой (3000 К), давлением (2…10 МПа) и скоростью (20…400 м/с и выше). Для исключения прогара оголенных стенок камеры сгорания на таких участках используются ТЗП. Во время горения топлива его несгоревшая часть также является теплозащитой. Топливный заряд крепится к корпусу с помощью защитно-крепящего слоя (ЗКС), который в свою очередь также служит теплозащитой на последних секундах горения.

Рисунок 5.16 – Конструкция РДТТ с органопластиковым корпусом и утопленным соплом Применяют ТЗП на основе органических и неорганических связующих.

Для создания крупногабаритных двигателей наиболее широко применяют ТЗП на основе органических связующих, которые подразделяются на следующие группы:

слоистые материалы на основе асботкани (асбопластики), слоистые материалы на основе углеродистых тканей (углепластики), слоистые материалы на основе стеклотканей (стеклопластики), фенольно-каучуковые материалы и резины, резино-тканевые материалы.

Теплозащитные свойства аблирующих покрытий основаны на поглощении подводимой теплоты при разложении и постепенном уносе массы изоляции данного материала в процессе работы двигателя. Теплота поглощается при фазовых превращениях и эндотермических (протекающих с поглощением тепла) реакциях, происходящих при взаимодействии материала ТЗП с продуктами сгорания топлива.


Различают два типа аблирующих покрытий: покрытия с внутренним уносом массы (фенольные пластики, армированные стекловолокном, графитовыми волокнами и т.п.) и покрытия с поверхностным уносом массы (армированные каучуки с наполнителем из стекловолокна или асбеста, силиконовый каучук и т.п.).

Для защиты внутренней поверхности камеры сгорания от воздействия высокой температуры могут служить резины на основе полиуретанового, нитрильного или бутил-каучуков, частично армированные кремнеземом или асбестом и наполненные борной кислотой. В качестве тепловой защиты заднего днища находят применение композиционные материалы (пластики), армированные теплостойкими волокнами стекла, кремнезема, углерода, асбеста, окиси магния и других материалов.

Кремнеземные и кварцевые волокна не теряют своих свойств до температуры 1370…1770 К, что определяется их высокой температурой плавления 2020…2070 К. Кремнезем обладает относительно высокой теплотой сублимации (750 кДж/моль при 1730 К), пропускает электромагнитное излучение, плохо проводит теплоту, имеет низкий коэффициент теплового расширения, за счет чего решается проблема уноса частичек при создании теплозащиты. Кроме того, кремнезем имеет хорошую механическую прочность, большую теплоемкость, низкую теплопроводность, он химически стабилен и инертен по отношению к конструкционным материалам.

Сопловой блок (рисунок 5.17) является одним из наиболее теплонапряженных узлов РДТТ.

Рисунок 5.17 – Сопловой блок РДТТ Сопловой блок можно условно разделить на три составные части:

входной участок, критическое сечение и выходной участок. Для соплового блока применяются тугоплавкие эрозионностойкие материалы, в том числе неметаллические: графит, силицированный графит, пирографит, эрозионностойкие пластмассы и углепластики.

Весьма эффективным материалом для изготовления облицовочного эрозионного слоя соплового вкладыша является вольфрам. Облицовочный слой может наноситься газопламенным, плазменным напылением и другими способами. Вольфрам хорошо сопротивляется химическому воздействию и имеет высокую эрозионную стойкость. К числу весьма ценных свойств вольфрама относятся также высокая температура плавления, стойкость к тепловым ударам и большая удельная прочность при высоких температурах нагрева.

В качестве материала армирующего теплоотводящего слоя может использоваться, в частности, пиролитический графит, в тонком слое которого может возникать перепад температур до 2000 К. Пирографит представляет собой ориентированный кристаллический графит, обладающий высокой анизотропией теплопроводности. Благодаря этому свойству пирографита и обеспечивается большой перепад температур. Анизотропия теплопроводности пиролитического графита объясняется высокой степенью ориентации зерен, по направлению которой (в плоскости расположения зерен) теплопроводность и прочность пирографита существенно выше, чем в перпендикулярном направлении. В конструкциях теплонапряженных элементов сопел РДТТ широкое применение получили и другие виды промышленных графитов, например, поликристаллические и силицированные.

В качестве конструкционных и теплозащитных материалов для изготовления раструба сопла и элементов его конструкции достаточно широкое применение получили стеклопластики, органопластики и другие композиционные материалы. Стеклопластики имеют значительно (в десятки раз) более низкую теплопроводность, чем нержавеющие стали. Кремнеземные и кварцевые волокна имеют температуру плавления 2020…2070 К, что на 500…600 К больше, чем у волокон алюмоборосиликатного стекла (которое применяется для стеклопластика), и сохраняют свои свойства до температуры 1370…1730 К. В качестве связующих при изготовлении композиционных материалов на основе различных волокон широкое применение получили эпоксидные, фенольные и кремнийорганические смолы. Изготовление элементов конструкции сопловых блоков из композиционных материалов осуществляется методом намотки.

Использование композиции на основе углеграфитных волокон и полиамидного связующего позволяет повысить эксплуатационную температуру конструкции до 2200 К. Все чаще в конструкциях соплового блока применяются углерод-углеродные материалы. В этих материалах в качестве связующих для углеродных волокон используют углеродные графитизированные матрицы.

Солнечная радиация воздействует на элементы объектов РКТ особенно сильно за пределами атмосферы. Для защиты приборных отсеков, топливных баков, механизмов и агрегатов, газо- и жидкостных магистралей, кабельных жгутов используется экрано-вакуумная теплоизоляция (ЭВТИ). На рисунке 5. показана принципиальная схема ЭВТИ. Она представляет собой многослойный пакет (до 50 слоев) листов металлизированной полимерной пленки. Напыление на пленку может осуществляться, например, серебром, золотом, платиной. В листах имеются отверстия для свободного выхода воздуха. Между листами проложены стекловолокна, которые в невесомости раздвигают слои между собой, увеличивая таким образом толщину пакета ЭВТИ. Пакеты слоев кроятся в соответствие с геометрией защищаемых объектов, сшиваются и покрываются специальной отражающей тканью (в ряде случаев – стеклотканью). Готовые пакеты крепятся к защищаемым объектам либо специальными стекловолокнистыми нитками, либо ворс-молниями, либо другими механическими способами.

Рисунок 5.18 – Схема устройства ЭВТИ Внешний вид ЭВТИ, установленной на КА, показан на рисунке 5.19, а на разгонный блок «Фрегат» на рисунке 5.20.

Рисунок 5.19 – Космический аппарат с установленной ЭВТИ Рисунок 5.20 – Разгонный блок «Фрегат» с установленной ЭВТИ ЭВТИ показала свою высокую эффективность и используется конструкторами всех стран мира. Отрыв части ЭВТИ в результате столкновения с инородным телом (метеорные частицы, космический мусор и т.п.) приводит к быстрому выводу КА из строя.

Криогенные баки требуется изолировать в силу ряда причин:

- подвод тепла приводит к интенсивному испарению криогенных компонентов топлива, - соседство с приборным отсеком может вызвать переохлаждение приборов и выходу их из строя, - на баке с жидким водородом возможна конденсация воздуха, - силовые элементы и механизмы, граничащие с криогенным баком, могут снизить свои характеристики из-за переохлаждения.

На рисунке 5.21 показана теплоизоляция днища кислородного бака и ее устройство. Поскольку днище сферическое, то удобно использовать изоляцию из волокнистого материала. Данная теплоизоляция конструктивно выполняется в виде слоя волокнистого материала, укладываемого на защищаемой поверхности и прижимаемого тканью.

Для изоляции днищ кислородных баков могут применяться гибкие пенопласты: полистирол, полиуретан, поливинилхлорид, полиамид, пробка, полиизоцианурам и др. Пенопласты используются также для изоляции баков с жидким водородом. Однако, следует заметить, что при уменьшении температуры в замкнутых объемах пор может происходить конденсация газа и понижение давления (процесс самовакуумирования). Под действием перепада давления между окружающей средой и объемом изоляции возможно появление потоков массы газа внутрь изоляции (криогенный подсос), т.е. проникновение атмосферного воздуха через стенки пор в пенопласте. Накапливающийся на холодной стенке изоляции конденсат вызывает ухудшение теплоизоляционных свойств материала и может привести к его локальному механическому разрушению.

Рисунок 5.21 – Теплоизоляция днища кислородного бака второй ступени РН «Союз-2»

Таким образом, для стабилизации процессов теплопереноса внутри пенопласта, а, следовательно, и теплофизических свойств, предотвращения криоподсоса слой пенопласта целесообразно герметизировать.

Пример конструктивного решения теплоизоляции водородного бака слоем пенопласта приведен на рисунке 5.22. Покрытие набирается из отдельных слоев. Внешняя оболочка – стеклонити, пропитанные смолой, препятствуют разрушению пенопласта в результате растрескивания. Полость между стенкой бака и пенопластом по каналам продувается гелием, предотвращающим конденсацию газа и взрыв в случае возможных утечек водорода.

Рисунок 5.22 – Теплоизоляция водородного бака РН «Энергия»

РАЗДЕЛ 3. ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ 6 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ТЕХНОЛОГИЧЕСКОМ ОБОРУДОВАНИИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА Основные сведения о космодромах 6. Космодром – специально отведенная территория с комплексом сооружений и технологического оборудования, обеспечивающего транспортирование, прием, хранение, сборку, подготовку и пуск РКН, измерение параметров движения РКН на участке выведения, прием и обработку телеметрической информации о функционировании систем РКН в полете [22].

Космодром занимает площадь до нескольких сотен квадратных километров.

Крупный современный космодром включает пункты управления (командные пункты), ракетно-космические комплексы, измерительный комплекс, комплекс посадки и обслуживания, базы хранения, информационно-вычислительные центры, заводы по производству некоторых КРТ и сжатых газов, одну или несколько заправочных станций КА и РБ, а также районы падения отделяющихся частей РКН. На космодроме имеется комплекс предполетной подготовки и послеполетной реабилитации космонавтов. Эксплуатацию космических средств осуществляют научно-исследовательские и испытательные подразделения. Структура космодрома представлена на рисунке 6.1.

Космодром Пункты управления (командные пункты) Измерительный Комплекс комплекс посадки и РКК космодрома обслуживания Заправочная Аэродромы (аэропорты), вертолетные Кислородно станция площадки, железнодорожная и азотный завод КА и РБ автомобильная транспортные сети, инженерные коммуникации Вспомогательные Город службы и (жилой городок) структуры Рисунок 6.1 – Структура космодрома Космодром – это уникальный научно-технический комплекс, на структуру и состав которого влияют многие факторы: географические координаты расположения, объем национальных и международных программ, номенклатура (класс) применяемых РН, уровень развития техники и состояние экономики государства, возможности обеспечения безопасности населения районов, по которым проходят трассы полета РКН.

Кроме того, космодром должен иметь ряд вспомогательных объектов:

аэродромы, вертолетные площадки, теплоэлектростанции, развитую систему водоснабжения, промышленные и сельскохозяйственные предприятия, железнодорожные и автомобильные транспортные сети.

По масштабам производства и потребления электроэнергии, например, космодром Байконур сравним с таким государством, как Молдова.

Выбор места расположения космодрома (его позиционного района) осуществляется с учтом рельефа местности, гидрологических условий, механических характеристик грунтов, состояния грунтовых вод, климатических и метеорологических условий (среднегодовой температуры воздуха, количества осадков, скорости ветра, влажности, количества солнечных дней в году) и представляет собой проблему международного масштаба, так как при пусках современных ракет-носителей тяжелого и сверхтяжелого классов траектории их выведения составляют почти половину витка вокруг Земли.

Вдоль трассы полета РН предусматривается создание зон отчуждение под районы падения отработавших частей РН и районы посадки спускаемых аппаратов КА. Трассы полета РН не должны препятствовать судоходству, воздушным и другим сообщениям и наносить ущерб как собственной стране, так и другим государствам. Для обеспечения безопасности транспортных сообщений заблаговременно объявляются предупреждения морским судам и самолетам о недопустимости захода в районы падения отработавших ступеней РН и полетов над ними.

На выбор места расположения космодрома влияют рельеф местности, гидрологические условия, механические характеристики грунта, состояние грунтовых вод, климатические и метеорологические условия (среднегодовая температура воздуха, количество осадков, скорость ветра, влажность, количество солнечных дней в году) и др.

В настоящее время построены около 20 космодромов [15, 32], из них активно используются 12, в том числе по 3 – в России и США, по 2 – в Китае и Японии, по 1 – во Франции (космодром Куру во Французской Гвиане) и Индии (рисунок 6.2).

История возникновения и развития космодромов тесно связана с развитием космонавтики и ракетного оружия. Особенностью большинства отечественных и зарубежных космодромов является то, что все они создавались на базе ракетных полигонов.

Рисунок 6.2 – Основные космодромы мира Диапазон азимутов пуска РКН выбирается из условий обеспечения космических программ, возможности расположения измерительных пунктов и обеспечения безопасности населения районов, расположенных вдоль трассы полета.

Существенное влияние как на наклонения орбит КА, так и на энергетические возможности РН оказывает географическая широта расположения космодрома.

Если пуск РН производится в восточном направлении, т.е. в направлении вращения Земли, то за счет ее суточного вращения КА приобретает приращение скорости VКА RЗ cos B, к где R – радиус Земли (6371 км);

–5 – – угловая скорость суточного вращения Земли (7,3·10 с );

B – географическая широта космодрома, град.

При пуске с экватора ( B 0 ) КА получает максимальное приращение скорости V 470 м/с.

При выводе КА с космодрома, расположенного на широте, отличной от нуля, на геостационарную орбиту (наклонение орбиты i = 0;

высота НГСО = 35 900 км;

круговая скорость VГСО = 3,1 км/с) требуются дополнительные затраты топлива на изменение наклонения орбиты.

Если предположить, что КА уже выведен на круговую орбиту с наклонением i = B и высотой, равной высоте геостационарной орбиты, то для совершения маневра по переходу на геостационарную орбиту, КА должен получить приращение скорости [27].

V V 21 cos B 1 Приращения скоростей КА за счет суточного вращения Земли, а также необходимые приращения скорости для изменения наклонения орбиты при выведении КА на ГСО для космодромов РФ и США сведены в таблицу 6. (космодромы расположены в порядке возрастания географической широты).

Таблица 6.1 – Приращения скоростей КА за счет суточного вращения Земли (для космодромов РФ и США) Приращение скорости Приращение для изменения Космодром (полигон), Широта В, скорости наклонения орбиты страна, штат (область) VКА, м/с V, м/с Восточный испытательный 28,5 424 0,44 VГСО полигон (США, шт. Флорида) Западный испытательный полигон 34,7 401 0,53 VГСО (США, шт. Калифорния) Байконур (аренда РФ на 20 лет 47,0 348 0,70 VГСО у Республики Казахстан) Свободный (РФ, Амурская обл.) 52,0 321 0,79 VГСО Плесецк (РФ, Архангельская обл.) 62,8 259 0,94 VГСО Таким образом, более выгодным является расположение позиционного района космодрома вблизи экватора. Для использования этого преимущества реализован международный проект «Sea Launch» («Морской старт») (рисунок 6.3). Запуски КА выполняются с океанской платформы с помощью ракеты космического назначения "Зенит-3SL" с разгонным блоком ДМ-SL. Платформа, представляющая собой СК, в сопровождении командного судна буксируется к экватору, откуда и производится пуск РКН. В обеспечении запусков используются спутники-ретрансляторы и технические средства наземных комплексов управления КА стран – участниц проекта (Россия, Украина, США и Норвегия). Платформа, представляющая собой СК, в сопровождении командного судна буксируется к экватору, откуда и производится пуск РКН.

Космодром как организационно-техническая система предназначен для создания орбитальной группировки КА, ее наращивания и восполнения, что обуславливает необходимость решения следующих задач:

- прием РН и КА от поставщиков и предприятий-изготовителей;

- хранение РН, КА, РБ и комплектующих элементов к ним;

- хранение компонентов ракетных топлив;

- производство низкокипящих КРТ и сжатых газов;

- сборка и испытания РН, КА и РБ;

- запуск КА;

- траекторные измерения на участке выведения РКН;

- прием и обработка телеметрической информации;

- обеспечение технических и стартовых комплексов водой, теплом, энергией.

а б в г Рисунок 6.3 – Элементы РКК морского базирования "Sea Lounch" а – мобильная стартовая платформа;

б – командное судно "Одиссей";

в – РН "Зенит-3SL" на ПУ;

г – пуск РН "Зенит-3SL" Для решения указанных задач космодром имеет в своем составе следующие структурные подразделения:

- управление космодрома (система пунктов управления, или командных пунктов);

- центры испытаний и применения космических средств;

- центр анализа и математической обработки результатов пуска с подчиненными ему частями – измерительными пунктами космодрома и вычислительным центром;

- специальные подразделения.

В позиционном районе космодрома расположены следующие основные объекты космической инфраструктуры:

- позиционные районы РКК различных типов;

- город (жилой городок);

- аэропорт (аэродром);

- кислородно-азотный завод (КАЗ);

- одна или несколько станций заправки КА и РБ КРТ и газами;

измерительные пункты, узел связи и вычислительный центр, образующие измерительный комплекс космодрома;

- системы энерго-, тепло-, водоснабжения;

- система транспортных (железнодорожных и шоссейных (грунтовых) дорог) и инженерных коммуникаций;

- наземные и водные районы падения отделяемых частей (РПОЧ) РКН.

Остановимся более подробно на характеристике позиционных районов РКК отечественной космической отрасли.

6.2 Основные сведения о позиционном районе ракетно-космического комплекса Позиционный район РКК – участок местности, ограниченный условной замкнутой линией, на котором располагаются сооружения и технические средства РКК. На территории России размещены три космодрома (рисунки 6.4 6.6), и один полигон, оснащенный РКК для РКН легкого класса (рисунок 6.7).

В позиционном районе (ПР) РКК размещены сооружения, коммуникации для общепромышленного и специального оборудования в соответствии с потребностями технологического процесса подготовки и пуска РКН. Эти группы сооружений, коммуникаций и оборудования называются позициями (площадками).

В общем случае ПР РКК имеет следующие основные позиции:

стартовая позиция (СП) РКК, где расположен СК;

техническая позиция (ТП) РКК, где расположен ТК;

позиция выносного командного пункта (ВКП) РКК;

стартово-посадочная позиция или посадочный комплекс (СПП или ПК), где расположена взлетно-посадочная полоса и оборудование для обслуживания многоразовых транспортных космических кораблей и авиационного транспорта РКК;

полигон приземлений (ПП) – участок местности в виде полосы отчуждения, используемый для приземления отработавших элементов РКН;

пристартовый (полигонный) измерительный пункт (ИП), предназначен для радиотелеметрической диагностики состояния РКН в период подготовки к пуску и на этапе выведения;

техническая база (ТБ) – участок местности, на котором размещаются хранилища подвижного оборудования, склады, гаражи и пр.

жилой городок для обслуживающего персонала и их семей.

Рисунок 6.4 – Позиционный район космодрома Байконур Рисунок 6.5 – Позиционный район космодрома Восточный (Свободный) Рисунок 6.6 – Позиционный район космодрома Плесецк оз. Баскунчак Яр г.Капустин р. Волга Рисунок 6.7 – Позиционный район полигона Капустин Яр Зональная схема РКК – схема размещения на местности основных групп сооружений и технических средств ПР РКК и коммуникаций между ними.

При разработке зональной схемы ПР РКК решающее значение имеет расстояние между позициями как внутри ПР РКК так и соседнего с ним позиционного районов других комплексов. С целью снижения затрат на инфраструктуру, эти расстояния должны быть минимальными, а для обеспечения безопасности их отдаленность должна обеспечить сохранность сооружений и РКН при авариях.



Pages:     | 1 | 2 || 4 | 5 |   ...   | 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.