Материал: Основы проектирования РН Куренков
входят два твердотопливных ускорителя, центральный блок с кисло- родно-водородным двигателем и блок выведения с двигателем на долгохранимых компонентах топлива.
Рис. 17.12. Ряд ракет-носителей Европейского агентства (с участием России - РН «Союз-СТ»)
«Вега» — лёгкая четырёхступенчатая РН. Стартовая масса ракеты - 137 т, длина - 30 м, максимальный диаметр - 3 м. Полезная нагрузка составляет примерно 1 500 кг при выводе на полярную орбиту высотой ~700 км. Особенностью РН является то, что для снижения стоимости ракетные блоки первых трёх ступеней - твёрдотопливные. Точное довыведение полезной нагрузки осуществляется четвёртым блоком ступени (AVUM) с жидкими компонентами топлива.
381
РН «Ариан-6» имеет грузоподъемность до 6,5 т на геопереходную орбиту (у "Ариана-5" - 10,5 т на ту же орбиту) [85]. РН «Ариан- 6» создаётся с целью удешевления одиночных запусков некоторых типов КА (на РН «Ариан-5» могут запускаться сразу по два КА)
Ракеты-носители США с российскими двигателями
На рис. 17.13 слева показана РН Atlas V (США) с российским двигателем РД-180, которые производятся в ОАО «НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко». Грузоподъёмность РН Atlas V в различных конфигурациях составляет от 9,8 до 29, 4 т на низкую опорную орбиту и от 14,75 до 13 т на геопереходную орбиту.
Рис. 17.13. РН Atlas V и Antares (США) с российскими двигателями
На рис. 17.13 справа показана РН Antares (США) с двумя российскими двигателями НК-33, которые производятся в ОАО «Кузнецов» (Самара). Грузоподъёмность ракеты на низкую опорную орбиту составляет 4,9 т.
17.4.Методика приближенной оценки грузоподъемности РН, составленных из существующих ракетных блоков
Методика базируется на уравнениях, используемых при оптимизации стартовой массы ракеты-носителя. Рассматривается только одно уравнение, которое получается из функции ограничений путём замены неравенства на равенство. В этом уравнении имеется лишь один неизвестный параметр - масса полезной нагрузки. При составлении уравнения необходимо учитывать количество ракетных блоков, схему их соединения, соотношения сил тяги двигателей и некоторые другие параметры.
Методику рассмотрим на конкретных схемах и примерах.
382
Схема с параллельным соединением ракетных блоков |
|
|||||||||||||||||||||||||||||||
Уравнение, построенное на основе функции ограничений, для |
||||||||||||||||||||||||||||||||
данной схемы (рис. 17.14) будет следующим: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||
w w 1 a |
|
|
|
|
|
m |
|
|
|
|
2 m |
|
|
m |
|
|
|
m |
|
|
|
m |
|
|
|
|||||||
Vxпотр |
1 2 |
|
ln |
|
|
|
|
|
ПН |
m |
|
Б1 |
|
|
|
ГО |
|
|
|
Б 2 |
|
a d |
m |
|
||||||||
|
w w a |
|
m |
ПН |
2 m |
Б1 |
ГО |
m |
Б 2 |
m |
|
|
2 m |
|
||||||||||||||||||
2 |
1 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
a d |
|
|
T 1 |
|
Т 2 |
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
m |
|
|
|
|
m |
|
|
m |
|
|
m |
|
|
0 , |
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
w2 ln |
|
ПН |
|
|
Б 2 |
|
|
а д |
m |
T 2 |
|
|
(17.1) |
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
m |
ПН |
m |
Б 2 |
|
m |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
а д |
|
|
|
T 2 |
|
|
|
|
|
||||||
где mГО |
- масса головного обтекателя (отнесе- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||||
на к первой ступени); |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ПН |
|
|||
mа д |
- масса адаптера (корпуса для крепле- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||||
ния ПН); |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
mТ 2 - масса топлива, |
вырабатываемая из |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||||
центрального блока (блока второй ступени) за |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||
время работы боковых блоков. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Б1 Б2 |
Б1 |
|
|||||||||
Это уравнение получено из функции огра- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||
ничений (8.44), где числа Циолковского выра- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||
жены через массы. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Масса mТ 2 |
рассчитывается по |
|
следую- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||||||||
щей зависимости: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
mТ 2 t1mБ 2 , |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Рис. 17.14. РН с |
||||||||
где t1 - время работы боковых блоков; |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
универсальными РБ |
||||||||||||||||||||||
|
- расход топлива из блока 2. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
пакетной схемы |
||||||||||||||||||
mБ 2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||
|
|
|
|
пот р |
, |
mБ1 , |
mБ 2 , |
mT 1 , |
mT 2 , |
t1 |
|
|
|
считаются |
||||||||||||||||||
Характеристики Vx |
|
и mБ 2 |
||||||||||||||||||||||||||||||
известными. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Решая уравнение (17.1) относительно параметра |
mПН , находим |
|||||||||||||||||||||||||||||||
массу полезной нагрузки РН, составленной из данных ракетных бло- |
||||||||||||||||||||||||||||||||
ков с известными характеристиками. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
Если центральный и боковые ракетные блоки унифицированы |
||||||||||||||||||||||||||||||||
(имеют одинаковую конструкцию), то в такой схеме должно быть |
||||||||||||||||||||||||||||||||
предусмотрено дросселирование двигателя центрального блока. В |
||||||||||||||||||||||||||||||||
противном случае данная схема равносильна одноступенчатой, что |
||||||||||||||||||||||||||||||||
неприемлемо для вывода в космос полезных нагрузок. |
|
|
|
|
||||||||||||||||||||||||||||
383
Схема с последовательным соединением ракетных блоков
Для оценки грузоподъемности РН с такой схемой соединения решается уравнение вида
|
m |
|
m |
m |
|
m |
|
m |
|
|
||||||
Vxпотр w1 ln |
|
|
ПН |
|
Б1 |
|
|
|
ГО |
|
|
Б 2 |
|
а д |
|
|
|
|
m |
m |
|
m |
m |
m |
|||||||||
m |
ПН |
ГО |
|
|
||||||||||||
|
|
Б1 |
|
|
|
|
Б 2 |
|
|
а д |
T 1 |
|
|
|||
|
mПН mБ 2 mа д |
|
|
|
|||||
w2 ln |
|
|
|
|
|
|
|
0 |
(17.2) |
|
|
m |
|
m |
m |
||||
m |
ПН |
Б 2 |
|
|
|
||||
|
|
а д |
T 2 |
|
|
|
|||
относительно массы полезной нагрузки. Это уравнение получено из (8.33) с учётом выражения чисел Циолковского через массы.
Пример 1. Оценить грузоподъемность РН, состоящую из одного универсального ракетного блока, заимствованного из РН среднего класса повышенной грузоподъёмности, и блока «И» - из РН «Союз». Схема ракеты показана на рис. 17.15. Масса переходного отсека принята равной 450 кг, масса головного обтекателя – 1500 кг.
Протокол расчёта в системе Mathcad приведён ниже.
Рис. 17.15. Схема ракеты с универсальным РБ и блоком «И»
Протокол расчета грузоподъемности РН в конфигурации УРБ×1 + блок «И»+ПхО+ПН+ГО
384
Принятые обозначения (в соответствии с требованиями систе-
мы Mathcad):
mpn – масса полезной нагрузки, т;
Vx – характеристическая скорость, м/с (8030 – круговая скорость на высоте 200 км; 1350 -минимальное значение гравитационных и др. потерь скорости; 150 – запас по характеристической скорости);
g0 – ускорение силы земного притяжения;
R1о - сила тяги двигателей РБ первой ступени на Земле;
R1pсила тяги ракетного двигателя РБ второй ступени в пустоте; w1 и w2 –удельные импульсы двигателей соответствующих РБ; mb1 – масса ракетного блока первой ступени;
mb2 – масса ракетного блока второй ступени;
mt1 – масса топлива ракетного блока первой ступени; mt2 – масса топлива ракетного блока второй ступени;
q – превышение потребной характеристической скорости над располагаемой;
m0 – стартовая масса РН; nx0 – стартовая перегрузка;
nx1max – максимальная перегрузка на первой ступени.
Анализ результатов показывает, что грузоподъемность РН в данной конфигурации составляет 4,6 т, начальная перегрузка – 1,336. Максимальная перегрузка первой ступени составляет 6,95. Её можно снизить дополнительным дросселированием двигателя.
385