| ← Июнь 2002 → | ||||||
|
1
|
2
|
|||||
|---|---|---|---|---|---|---|
|
4
|
5
|
6
|
7
|
8
|
9
|
|
|
10
|
11
|
12
|
14
|
15
|
16
|
|
|
17
|
18
|
19
|
21
|
22
|
23
|
|
|
24
|
25
|
26
|
27
|
28
|
30
|
|
За последние 60 дней ни разу не выходила
Сайт рассылки:
http://www.eprussia.ru
Открыта:
02-03-2002
Статистика
0 за неделю
Международная ракета-носитель
| Информационный Канал Subscribe.Ru |
|
Энергетика и промышленность России - избранные материалы. Солнечная энергия: утопия или шанс? Международная ракета-носитель 
Идея создания сверхтяжелой ракеты-носителя совместными усилиями нашей страны и Америки родилась у американских специалистов. Главным проводником и автором был Дж.Томпсон, «тот самый», который участвовал в разработке ракеты-носителя «Сатурн», работая в команде В.Брауна. Это тем более актуально в связи с ограниченными земными запасами нефти, газа, угля, а также и заметным ухудшением экологии из-за сжигания природного топлива в атмосфере. Использование солнечной энергии из космоса может оказаться столь грандиозной задачей, что она надолго объединит усилия многих стран. Создание сверхтяжелой ракеты-носителя могло бы стать шагом к осуществлению полетов не только на Луну, но и в первую очередь на Марс. Совместный проект ведущих космических стран с участием других стран мог бы стать не только триумфом человеческого интеллекта, но и мощной объединяющей в политическом и экономическом отношениях силой. Суть идеи заключается в разумной компиляции высоких достижений в конструкциях сверхтяжелых ракет обеих стран. Ракета-носитель, названная нами «международной», в американской терминологии IHLLV - International Heavy Lift Launch Vechile, состоит из шести кислородно-керосиновых ракетных блоков первой ступени и одного кислородно-водородного блока второй ступени. Ракетные блоки первой ступени заимствуются от ракеты-носителя «Энергия» с минимальной модернизацией, обусловленной особенностями их функционирования в составе ракеты IHLLV. Каждый блок имеет один двигатель РД-170 и рабочий запас топлива около 310 т. Все средства их спасения, применяемые для многоразовых блоков «Энергии», исключены из состава. Масса одноразовых блоков первой ступени на 10-14 т меньше многоразовых и на момент отделения (по окончании их работы в конце первой стадии полета) составляет 50-55 т. Следует отметить, что в составе ракеты-носителя IHLLV ракетные блоки первой ступени имеют скорость в конце их работы, в момент отделения от центрального блока второй ступени, около 1,9 км/с - близкую к аналогичной скорости движения блоков в составе «Энергии» (1,8 км/с), что обеспечивает принципиальную возможность их спасения, если это станет целесообразным в рамках рассматриваемого проекта. Кислородно-водородный бак второй ступени ракеты IHLLV - новой разработки. Его особенность в том, что габариты бака увеличены по сравнению с подвесным топливным отсеком «Спейс Шаттла» и центральным блоком «Энергии». Диаметр 10,1 м, а не 7,7, длина около 60 м. Изготовление блока диаметром 10,1 м на наших заводах требует дополнительного оснащения, на заводах же, где изготавливались корпуса и баки «Сатурна» в Соединенных Штатах,- существенно меньше. Диаметр 10,1 м соответствует диаметру ступени «Сатурн-5». В двигательной установке блока второй ступени используются шесть перспективных двигателей СТМИ (STME), разрабатываемых по программе НЛС (NLS) для ряда перспективных тяжелых ракет-носителей. Рабочий запас кислородно-водородного топлива составляет 1280 т, что в 1,8 раза превышает рабочий запас топлива подвесного отсека «Спейс Шаттла». Было рассмотрено два варианта размещения блоков первой ступени на центральном блоке: равномерное вокруг блока второй ступени и попарное, параблоками, в трех точках через 120о вокруг центрального блока. В связи с удачным совпадением оптимальных энергетических соотношений величин суммарной тяги первой и второй ступеней, которые ориентированы на шестиблочную конструкцию, с учетом «горячего» резервирования, и существующей трехлучевой схемы газоходов наземного старта «Энергии» принято равномерное размещение блоков первой ступени. При этом решении каждый газоходный канал равномерно загружается газовым потоком двух работающих двигателей РД-170, что дало возможность использовать старты «Энергии» практически без модернизации. Отметим, что стенд-старт применим без сомнений, поскольку он проектировался с учетом возможности пуска с него ракеты «Вулкан». При параблочном распределении блоков первой ступени сохраняются все средства силовой стыковки их с центральным, полностью используются средства их разделения при снижении. Упрощается логика управления полетом. Полезный груз ракеты IHLLV устанавливается сверху на блоке второй ступени - на баке окислителя, через переходной отсек. При необходимости полезный груз может быть защищен головным обтекателем от воздействия скоростного напора при выведении. Для доставки полезных грузов с низких орбит, на которые они выводятся ракетой-носителем, на высокие рабочие орбиты, включая геостационарную, к Луне и планетам Солнечной системы, применяется кислородно-водородный разгонный блок, размещаемый вместе с полезным грузом под головным обтекателем. При наличии разгонного блока возможно его использование для довыведения на опорную орбиту и отделение блока второй ступени, с некоторым недобором скорости до орбитальной. В этом случае блок второй ступени не выходит на опорную орбиту и падает по трассе полета в заранее определенный район, в зависимости от недобора скорости. В качестве маршевых двигателей предусматривается использовать перспективный кислородно-водородный двигатель фирмы «Пратт Уитни», разрабатываемый по программе НЛС для замены РЛ-10. В зависимости от задач полета ракеты-носителя возможно осуществление прямого выведения на опорную орбиту с выходом на нее блока второй ступени либо выведения на промежуточную орбиту. Стартовая масса ракеты-носителя IHLLV около 3820 т. Суммарная тяга двигателей 5690 т. Длина ракеты с головным блоком 86 м, в варианте с разгонным блоком - около 95 м, диаметр в пакете 18 м. Приводная масса полезного груза на опорной орбите высотой 200 км при прямом выведении - 205 т, при использовании разгонного блока - 222 т. В расчетах приняты удельные импульсы РД-170: 308 и 336 соответственно на Земле и в вакууме, для СТМИ - 350 и 440. При этом для двигателя СТМИ учитывалась возможность увеличения тяги до 294 т в пустоте, которая в последнее время показывалась разработчиками двигателя. К 1993 г. двигатель РД-170 подтвердил двадцатикратный запас ресурса и надежность в полете не ниже 0,995. Эти характеристики обеспечивают высокую надежность ракеты-носителя с большим, чем у «Энергии», количеством блоков первой ступени. Имеющиеся конструктивные запасы двигателя РД-170, подтвержденные в ходе его отработки, по давлению в камере сгорания, по располагаемой мощности турбонасосного агрегата позволяют при необходимости осуществить его форсирование по тяге до 5%, с некоторым снижением удельного импульса тяги. Это форсирование может быть реализовано практически путем некоторого увеличения критического сечения камеры сгорания и регулировок агрегатов двигателя, естественно, с экспериментальным подтверждением. Кислородно-водородный маршевый двигатель СТМИ планировался для использования на всех ступенях носителей национальной транспортной системы США. В октябре 1991 г. фирмы «Аэроджет пропалшн», «Рокетдайн» и «Пратт Уитни» объединили свои усилия, отказавшись от разобщенной деятельности. Совместная разработка преследовала цель использования сильных сторон отдельных фирм, НАСА планировало заключить контракт, предполагалось, что первое стендовое огневое испытание полностью собранного двигателя СТМИ будет в 1996 г., а первое летное испытание, в рамках национальной программы,- в конце 90-х гг., в составе малоразмерной ракеты. Двигатель СТМИ работает по газогенераторной схеме, с подводом газа после турбин в закритическую часть сопла. Камера сгорания и часть сопла, прилегающая к критическому сечению, охлаждаются регенеративным способом. В составе двигателя отсутствуют бустерные насосы. Система построена по простой открытой схеме, сохраняющей работоспособность при двух отказах. Особенностью этого двигателя является низкая стоимость и высокая надежность, достигаемые благодаря энергомассовым характеристикам. Принципиально может быть применен кислородно-водородный двигатель РД-0120 ракеты-носителя «Энергия», который по удельным характеристикам не уступает двигателям СТМИ. Подготовил Алексей Дмитриев
В шестнадцатом выпуске читайте: Возобновляемая энергетика: для развивающихся стран или для России? Подписаться на печатную (бумажную) версию газеты "Энергетика и промышленность России" (периодичность - раз в месяц, объем - 32 полосы) можно ЗДЕСЬ. Ознакомительный экземпляр высылается бесплатно.
|
| http://subscribe.ru/
E-mail: ask@subscribe.ru |
Отписаться
Убрать рекламу |
| В избранное | ||
