Конструктивно-компоновочные схемы космических транспортных систем

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Конструктивно-компоновочные схемы космических транспортных систем

Известно, что обезвреживание и уничтожение вооружений, отслуживших срок применения или хранения, соизмеримо по стоимости с её созданием. Поэтому конверсия вооружений, т.е. их применение для решения народно-хозяйственных и научно - исследовательских задач - это наиболее рациональный вид утилизации [70]. Конверсия ракетно-космической техники, усиленно пропагандируемая в 90-х годах прошлого столетия, практически ни к чему не привела, кроме предложений делать из баллистических ракет бытовую посуду. Однако среди бесполезных предложений есть одно, которое открывает конверсионное направление применения ракетной техники военного назначения, снимаемой с вооружения [2].

Это предложение касается боевых блоков (ББ) (рис.1.1) межконтинентальных баллистических ракет (МБР) и баллистических ракет, запускаемых из подводных лодок (БРПЛ), количество которых на одной ракете может достигать 10 и более. Рано или поздно срок хранения боевых зарядов истекает, они подлежат уничтожению, а остающиеся корпуса от ББ представляют собой готовый материал для конструкции летательных аппаратов нового нетрадиционного типа. Сочленение днищами двух корпусов ББ, из которых удалены боевые заряды, а на их место установлена научная аппаратура, позволяет создать возвращаемый космический аппарата (ВКА) многоразового использования, который в сравнении с известными схемами и конфигурациями беспилотных КА обладает рядом преимуществ, рассмотренных ниже.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Выводимый на околоземную орбиту с помощью существующих ракет-носителей и обладающий собственными ракетными двигателями, такой ВКА обеспечивает выполнение в космосе разнообразных народно-хозяйственных задач. Стабилизация угловой ориентации, коррекция орбиты, сход с орбиты, управление спуском в атмосфере, мягкое вертикальное приземление выполняются с помощью одних и тех же ракетных двигателей.

1.1 КОНСТРУКТИВНО - КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ВКА

Летательный аппарат, аэродинамическая конфигурация, которого составлена из двух скреплённых днищами корпусов разряженных ББ (рис.1.2), обладает свойством, благодаря которому при спуске в атмосфере его продольная ось ориентируется перпендикулярно вектору скорости. Лобовое сопротивление достигает максимальной величины без каких-либо дополнительных конструктивных приспособлений типа выдвижных щитков, надувных экранов, парашютов и др.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.2 Корпусы двух ББ, соединённые днищами

многоразовый космический транспортный система

Торможение начинается уже в сильно разреженной атмосфере на большой высоте, протекает плавно без больших осевых перегрузок и заканчивается отвесным падением с высоты 10 - 15 км при скорости 100 - 150 м/с. Теперь, если в достаточно плотной атмосфере такому ЛА сообщить угловую скорость вращения вокруг продольной оси, то на его поверхности, покрытой теплозащитным материалом, будут отсутствовать критические точки, подверженные нагреву от торможения в атмосфере до больших температур. Весь слой теплозащитного покрытия по толщине и поверхности будет нагреваться равномерно, что позволяет применить не аблирующее покрытие, а обыкновенную теплозащиту, не требующую восстановления перед очередным космическим полётом. В этом состоит предлагаемый принцип торможения ЛА в атмосфере.

Чтобы спуск в атмосфере сделать управляемым, ЛА необходимо снабдить рулевыми органами с запасом топлива и аппаратурой системы управления с бортовыми алгоритмами. В качестве рулевых органов используются ракетные двигатели, обеспечивающие создание сил и моментов вокруг осей, связанных с корпусом ЛА, для управления по углам тангажа, рыскания и крена. Это достигается установкой вспомогательного цилиндрического отсека между двух конических корпусов, как показано на рис.1.3.

Многофункциональные ракетные двигатели создают не только управляющие моменты, но также реактивные силы для поступательных перемещений в космосе и мягкого приземления на поверхность Земли. Получаем конструктивно-компоновочную схему (ККС) возвращаемого космического аппарата (ВКА), показанную на рис.1.3, которая состоит из двух конических корпусов, соосно пристыкованных с разных сторон к двигательному отсеку.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.3 ККС симметричного ВКА

В случае осесимметричной аэродинамической конфигурации ВКА с поперечной плоскостью симметрии, проходящей через центр масс, совпадающий с геометрическим центром, как показано на рис.1.3, центр давления также совпадает с центром масс. Обтекание ВКА набегающим потоком происходит симметрично, что исключает образование составляющей аэродинамической силы, перпендикулярной вектору скорости, и вся аэродинамическая сила действует на торможение.

Что будет, если центр масс ВКА сдвинуть вдоль продольной оси, например, вниз, как показано на рис.1.4? В этом случае обтекание становится несимметричным и продольная ось устанавливается относительно вектора скорости не под прямым углом, а отличающимся от него на угол . В результате несимметричного обтекания образуется составляющая аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости и пропорциональная углу . Эта сила изменяет направление вектора скорости, подобно подъёмной силе и, тем самым, позволяет управлять движением ВКА в атмосфере.

Продольное смещение центра масс можно получать двумя способами: либо при проектировании заранее делать различные компоновки корпусов, либо оперативно в полёте, вырабатывая топливо только из баков одного корпуса (в данном случае верхнего) при создании тормозного импульса для схода с орбиты. Кроме смещения центра масс, аэродинамическое несимметричное обтекание ВКА можно получать другими приёмами. Один из них состоит в том, чтобы сделать один корпус короче другого. Тогда если в начальный момент продольная ось ВКА перпендикулярна вектору скорости и центр масс не совпадает с центром давления, то аэродинамическая сила на длинном конусе будет больше аэродинамической силы на коротком конусе. Из-за разности моментов корпус ВКА начнёт разворачиваться вокруг центра масс против часовой стрелки. Такой разворот продолжается до тех пор, пока моменты от аэродинамических сил на длинном и коротком конусах не сравняются. А это обязательно произойдёт в силу изменения картины их обтекания набегающим потоком. В итоге устанавливается балансировочное равновесие ВКА продольной осью под углом к вектору скорости, отличающимся от прямого, когда центр давления совпадает с центром масс, а суммарная аэродинамическая сила приложена в центре масс. На рис.1.5 показана угловая ориентация ВКА с массовой асимметрией, ещё не достигшая балансировочного равновесия.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.4 ККС ВКА с массовой асимметрией

Аэродинамическая конфигурация ВКА определяется формой, составленной из трёх отсеков: отсек полезной нагрузки (ОПН), отсек двигательной установки (ОДУ) и служебный отсек (СО) (рис.1.5).

Рассмотрим новую нетрадиционную конфигурацию ВКА и последовательность действий при эксплуатации, позволяющей сохранить не только ОПН, но также двигатели ОДУ и оборудование СО для повторного и многократного использования в космическом полёте. Отсек ОПН выполнен в виде конуса с большим радиусом затупления. В нём размещаются грузы, выводимые на орбиту и возвращаемые на Землю.

В отсеке ОДУ установлены ракетные двигатели малой тяги, которые используются для управления движением ВКА в космосе, в том числе для схода с орбиты. Он выполнен в виде укороченного цилиндра, на поверхность которого выведены сопла двигателей так, чтобы получать при их включении управляющие моменты вокруг осей полусвязанной системы координат и силы тяги, направленные на поступательное движение центра масс . На рис.1.5 показана полусвязанная с корпусом ВКА система координат O1X1Y1Z1, начало которой расположено в центре масс O1, ось O1X1 перпендикулярна продольной оси и в исходном положении ВКА направлена в сторону спуска, ось O1Y1 направлена по продольной оси в сторону ОПН, ось O1Z1 дополняет тройку до правой системы осей. При вращении ВКА вокруг продольной оси O1Y1 поперечные оси O1X1 и O1Z1 своего положения не меняют.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.5 ВКА с разными по длине корпусами

Устойчивая угловая ориентации ВКА, показанная на рис.1.5, имеет близкое к максимальному аэродинамическое сопротивление. Вращение ВКА вокруг продольной оси O1Y1 создаётся включением соответствующих двигателей ОДУ. Оно обеспечивает равномерное распределение тепловых потоков по всей поверхности ВКА при неизменной угловой ориентации под определённым углом атаки.

Постоянное вращение ВКА в обтекающем потоке исключает образование отдельных критических точек с максимальными температурами нагрева и позволяет защитить конструкцию от нагрева не абляционным теплозащитным материалом, что упрощает и удешевляет конструкцию ВКА и его эксплуатацию, поскольку при повторном использовании теплозащитное покрытие не требует своего восстановления.

Торможение ВКА в атмосфере завершается выходом в отвесное падение на высоте 10 - 15 км со скоростью 100 - 150 м/с при ориентации продольной оси перпендикулярно вектору скорости (параллельно поверхности). По достижении определённой высоты 1 - 2 км включаются двигатели ОДУ, регулирование тяги которых по определённому алгоритму обеспечивает мягкое вертикальное приземление ВКА.

Многофункциональные ракетные двигатели ОДУ используются для управления угловым и поступательным движениями ВКА в космосе и атмосфере, в том числе для выполнения мягкого приземления, оставаясь пригодными для очередного космического полёта после заправки компонентами топлива.

Служебный отсек содержит баки с компонентами топлива, раскладываемые панели солнечных батарей, аппаратуру бортовой системы управления (СУ) и другие системы и устройства, необходимые для автономного выполнения космического полёта и возвращения на Землю с сохранением конструкции и всех систем для последующего запуска в космос.

Диаметр ОДУ, как и диаметры ОПН и СО равны диаметру последней ступени ракеты-носителя, на которую устанавливается ВКА. Это достигается изготовлением либо новой РН, либо самого ВКА с соответствующими размерами в применении к существующим космическим РН.

Отметим, что осесимметричная удлиненная конфигурация рассмотренного двухконусного ВКА способствует пассивной гравитационной стабилизации на орбите. А ракетные двигатели с соплами на боковой поверхности обеспечивают выполнение активной стабилизации и угловых разворотов для попадания в зону захвата гравитационной стабилизации. Включение ракетных двигателей создает тормозной импульс для схода с орбиты после решения поставленных задач в космосе.

1.2 КОНСТРУКТИВНО - КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ТРН

В разделе 1.1 представлена ККС ВКА нового типа, аэродинамическое торможение которого в атмосфере при возвращении на Землю не требует никаких дополнительных конструктивных устройств и приспособлений. Сопротивление, достаточное для торможения, достигается благодаря его аэродинамической конфигурации, которая самостоятельно ориентируется продольной осью почти перпендикулярно вектору скорости спуска в атмосфере. Отличие угла ориентации продольной оси от прямого представляет собой угол атаки, пропорционально которому образуется составляющая аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости. Изменение величины и ориентации этой составляющей позволяет управлять спуском ВКА в атмосфере и достигать существенных расстояний в продольном и боковом направлениях. Ниже представлена ККС космической ракеты-носителя (КРН), основу которой составляет ВКА, который дополнительно к функциям, описанным в разделе 1.1, выполняет функции управления угловым движением КРН при старте и разгоне на всех имеющихся ступенях КРН.

1.2.1 Частично многоразовая космическая транспортная система

Предложенный ВКА нового типа содержит все необходимые системы для автономного полёта, начиная с космических манёвров и кончая мягким приземлением: ракетные двигатели для управления вращательным и поступательным движениями, теплозащитное покрытие (ТЗП) и аппаратуру СУ. Теперь ВКА, установленный на последней ступени космической РН (рис.1.6) способен осуществлять управление угловым движением и, следовательно, проводить стабилизацию движения на всех ступенях космической транспортной системы (КТС), начиная с момента старта и кончая выходом на околоземную орбиту.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.6 КТС на основе ВКА нового типа

При этом со всех ступеней снимаются рулевые органы, например, рулевые ракетные двигатели (РРД), что существенно снижает массу и стоимость всей КТС, а дополнительное топливо для управления каждой ступенью поступает в ОДУ из баков соответствующей работающей ступени. Силы тяги ракетных двигателей в ОДУ действуют на достаточном расстоянии от центра масс ракеты-носителя, чтобы создавать управляющие моменты, существенно превышающие соответствующие моменты от рулевых органов каждой из ступеней. Кроме того, использование единых РРД повышает надёжность эксплуатации всей КТС за счёт уменьшения их числа в эксплуатации.

В данной ККС роль головного обтекателя РН выполняет ОПН и это также снижает массу и повышает надёжность эксплуатации всей КТС за счёт уменьшения массы ТЗП, подвергаемого контролю перед стартом.

Важной особенностью эксплуатации предлагаемой КТС является её практически готовая способность выполнить спасение ПН (и экипажа в случае пилотируемого полёта) при аварийном запуске. ВКА отделяется от ракеты-носителя в любой момент активного участка полёта и выполняет мягкое приземление на своих ракетных двигателях практически по той же схеме, как и в штатном полёте. Установка системы отделения или катапультирования полностью решает проблему спасения ВКА при аварийном полёте, в отличие от американских космических челноков, которые дважды потерпели катастрофу: при старте и возвращении (спуске в атмосфере).

Предложенная концепция КТС частично оправдывает принцип многоразовости: полностью спасаемым и готовым к очередному запуску является только ВКА нового типа. Однако применение ВКА на существующих космических ракетах-носителях типа «Союз» и «Falcon-9» фирмы SpaceX уже сейчас может существенно повысить надёжность выполнения полётного задания и значительно снизить удельную стоимость выводимой и возвращаемой ПН, делая данные КТС частично многоразовыми (ЧМКТС).

Достоинства предлагаемой ЧМКТС выражаются в следующем.

1. Вращение ВКА вокруг продольной оси с помощью соответствующих малых ракетных двигателей обеспечивает равномерное распределение тепловых потоков по всей поверхности без образования критических точек с повышенными температурами нагрева, трудно поддающихся предстартовому расчёту, что позволяет защитить конструкцию не абляционным теплозащитным материалом, что не предполагает его замены в послеполётном ремонте для последующего космического запуска.

2. Двигатели малой тяги в отсеке двигательной установки удобно расположены для выполнения манёвров ВКА и управления ими в космосе и атмосфере, включая сход с орбиты и мягкое приземление, а также управление полётом ракеты-носителя на всех ступенях, что определяет направление модификации существующих ракет-носителей: упрощение конструкции, уменьшение массы и стоимости и повышение надежности.

3. Возвращаемые космические аппараты в предлагаемой конструктивно-компоновочной схеме в применении на существующих космических ракетах-носителях позволят уменьшить стоимость за килограмм доставляемых и возвращаемых грузов благодаря сохранению двигательной установки и другого служебного оборудования для повторного использования, а также в силу меньшей массы и мощности рулевых ракетных двигателей по сравнению с ракетными двигателями, применяемыми на РН при посадке спускаемых аппаратов (СА) «Dragon» и «Союз».

1.2.2 Трансформирующаяся ракета-носитель

В предыдущем разделе представлена концепция частично многоразовой КТС, в которой полностью спасаемым является ВКА. В данном разделе рассматривается концепция полностью многоразовой трансформирующейся ракеты-носителя (ТРН), в которой спасаются все её компоненты, которые готовы к повторной эксплуатации без ремонта и реконструкции (рис.1.7).

Трансформирующаяся ракета-носитель составляет основу концепции полностью многоразовой космической транспортной системы (МКТС), в которой используется тот же принцип торможения, который используется при торможении ВКА (рис.1.5). В исходной пакетной компоновке ТРН представляет собой два корпуса одинаковых одноступенчатых ракет с маршевыми жидко-топливными ракетными двигателями (ЖРД), работающие на экологически чистых компонентах топлива, например, горючее - сжиженный природный газ, окислитель - жидкий кислород.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.7 Двухосная пакетная компоновка ТРН

Корпуса ракет скреплёны по кормовым шпангоутам шарнирно-замковым механизмом (рис.1.8). Каждая ракета имеет набор маршевых ракетных двигателей, установленных по классической схеме, и два отсека с рулевыми ракетными двигателями, один из которых установлен по кормовому шпангоуту, а другой - в передней части корпуса перед головной частью, в которой размещается ПН при выводе на орбиту и возвращении на Землю через стыковочные узлы, которые при старте закрыты заглушками.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.8 Вид снизу на пакетную двухосную компоновку ТРН

Рулевые двигатели нижнего отсека предназначены создавать управляющие моменты по углам крена, а рулевые двигатели верхнего отсека - управляющие моменты по углам тангажа и рыскания. Они работают на тех же компонентах топлива, что и маршевые двигатели.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.9 Одноосная компоновка ТРН

Общая система управления выполняет управление поступательным и вращательным движениями ТРН как в исходной пакетной компоновке, так и в трансформированной одноосной конфигурации (рис.1.9). Запас топлива рассчитан как для разгона и выхода на орбиту, так и для предусмотренных вращательных и поступательных движений в космосе и атмосфере, включая мягкое вертикальное приземление.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.1.10 Схема возвращения и вертикального приземления ТРН

После выхода на орбиту ТРН с помощью маршевых и рулевых двигателей выполняет все необходимые процессы: угловые развороты, стыковка с МКС, выгрузка доставленной ПН из ТРН в МКС и погрузка возвращаемой ПН из МКС в ТРН, коррекция орбиты МКС, отделение от МКС.

После выполнения полётного задания в космосе и отделения от МКС ТРН с помощью маршевых двигателей вырабатывает тормозной импульс и при управлении рулевыми двигателями совершает полёт в направлении атмосферы, в течение которого она трансформируется из двухосной компоновки в компоновку одноосную, как показано на рис.1.10.

Рис.1.11 Схема выведения ТРН на орбиту и спасения разгонной ступени

В одноосной компоновке при полёте в атмосфере ТРН ориентируется продольной осью перпендикулярно вектору скорости, приобретая максимально возможное сопротивление без каких-либо дополнительных приспособлений. Кроме того, за счёт поперечного смещения центра масс, что легко получить за счёт вырабатывания компонентов топлива только из одной ракеты при создании тормозного импульса, образуется балансировочное равновесие ТРН в одноосной компоновке на некотором угле атаки, при котором создаётся подъёмная сила, достаточная для достижения значительных расстояний в продольном и поперечном направлениях относительно заданной исходной точки приземления.

В режиме эффективного аэродинамического торможения ТРН приходит к вертикальному отвесному падению с высоты 10-15 км, после чего ТРН опять трансформируется в двухосную компоновку, направляя сопла маршевых двигателей к поверхности. Включение двигателей и регулирование их силы тяги по определённому закону обеспечивает мягкое вертикально приземление, после которого ТРН готова к следующему запуску. Ряд алгоритмов управления для мягкого приземления описан в главе 6.



Рис.1.12 Торможение ТРН в атмосфере: продольная ось перпендикулярна вектору скорости и вокруг неё вращается с угловой скоростью

Старт ТРН осуществляется либо вертикально с помощью одной или двух разгонных ступеней, расположенных по аксиальной или пакетной схеме, либо горизонтально - с помощью самолёта - разгонщика [4,5]. Разгонная ступень (РС) имеет такую же аэродинамическую конфигурацию, составленную из таких же двух ракет, как и сама ТРН, за исключением головных частей, которые отсутствуют. При разгоне в пакетной конфигурации она является первой ступенью ТРН. После отделения от ТРН разгонная ступень трансформируется в одноосную конфигурацию и тормозится в атмосфере подобно тому, как это делает ТРН в одноосной компоновке (рис.1.11). Мягкое вертикальное приземление выполняется с помощью ракетных двигателей по таким же алгоритмам, как сама ТРН (рис.1.10). Аппаратура системы управления размещена в одной из ракет. После отделения от ТРН используется запас топлива, рассчитанный только на приземление РС.

Предлагаемая трансформирующаяся ракета-носитель за счёт трансформации в одноосную аэродинамическую компоновку при спуске в атмосфере удачно решает одну из самых острых проблем возвращения космических аппаратов из космоса на Землю - это сохранение исходной аэродинамической конфигурации. В одноосной компоновке ТРН ориентируется продольной осью перпендикулярно вектору скорости и приобретает максимально возможное сопротивление в атмосфере без каких-либо дополнительных приспособлений.

Кроме того, вращение ТРН вокруг продольной оси с небольшой угловой скоростью, создаваемое двигателями крена, обеспечивает равномерный нагрев корпуса ТРН по всей поверхности (рис.1.12). Для защиты конструкции корпуса и аппаратуры используется обычное теплозащитное покрытие достаточной толщины, а не аблирующий материал, унос которого в полёте требует сложных послеполётных ремонтно-восстановительных работ, противоречащих принципу многократности применения. Больше того, поперечное смещение центра масс от геометрического центра одноосной компоновки, достигаемое, например, за счёт вырабатывания компонентов топлива из баков только одной ракеты при создании тормозного импульса для схода с орбиты, устанавливает ТРН на некотором балансировочном угле атаки. Образующаяся подъёмная сила достаточна для смещения ТРН в атмосфере на значительные расстояния в продольном и поперечном направлениях, позволяющие выбирать разнообразные места для приземления.



Рис.1.13 Стыковка ТРН с МКС, режим коррекции орбиты

По предварительным оценкам, за n пусков с доставкой на геопереходную орбиту (ГПО) и возвращением на Землю ПН приблизительно одной и той же массы в 48 т, экономия за счет применения ТРН по сравнению с применением одноразовой космической системы SpaseX-Falkon9-Dragon приближённо вычисляется по формуле:

где 46358,523179,25 - суммарная экономия за доставку на ГПО и возвращения на Землю 1 кг ПН , 40008000 - ПН в кг, - число пусков. В частности, уже за 10 пусков экономия может составить около двух миллиардов долларов.

Через определённое время маршевые двигатели включаются повторно и ТРН выходит на заданную околоземную орбиту, совершает необходимые манёвры, сближается и стыкуется с МКС (рис.13). Для сообщения внутренних полостей в отсеке полезной нагрузки ТРН предусмотрен стыковочный узел, до сих пор закрытый заглушкой (рис.1.7).

После удаления заглушек внутреннее пространство двух отсеков полезной нагрузки предоставляется экипажу МКС для разгрузочно-погрузочных операций. После их завершения заглушки возвращаются на прежние места, обеспечивая герметичность возвращаемым на Землю грузам. В состоянии, пристыкованном к МКС, как показано на рис.1.13, ТРН проводит корректировку орбиты, включая тяги определённых маршевых двигателей и стабилизируя угловое положение с помощью определённых рулевых двигателей.

В общем случае старт ТРН может проводиться практически из любой точки земного шара, а приземление - в широкой полосе поверхности Земли, охватывающей трассу рабочей орбиты ТРН. Для мягкого вертикального приземления в хвостовой части ТРН установлены складные амортизаторы, раскладываемыми перед касанием поверхности. Приземление ТРН может проводиться на те же площадки, с которых проводились запуски, при их соответствующем дооборудовании. При незначительной модификации конструктивно-компоновочной схемы ТРН, например, оборудованием её хвостовым горизонтальным оперением небольшого размера посадка ТРН может осуществляться горизонтально на подвижную платформу, с соответствующей скоростью движущуюся по ВПП в попутном с ТРН направлении таким образом, чтобы касание поверхности платформы проходило в заданный момент времени на заданном расстоянии с нулевой горизонтальной и достаточно малой вертикальной составляющими скорости ТРН. Такая горизонтальная посадка ТРН позволяет отказаться от сложного, дорогостоящего и ненадёжного шасси, и существенно снизить удельную стоимость ПН. Подъёмная сила увеличивается за счёт интерференции двух корпусов в пакетной компоновке и становится достаточной для горизонтальной посадки (см. главу 5 ).

Кроме вертикального приземления с помощью маршевых двигателей посадка МТРН может осуществляться в её одноосной компоновке, когда торможение обеспечивается тягами рулевых двигателей, на специально подготовленное мягкое основание, например, водный бассейн. Приводнение МТРН в одноосной компоновке исключает вторую трансформацию и повышает надёжность эксплуатации при сохранении принципа многоразовости применения.

Для реализации выдвигаемых здесь и далее концепций формирования МКТС впервые предлагаются технические решения, неизвестные до настоящего времени ни в России, ни за рубежом.

1.3 МОДУЛЬНЫЙ ПРИНЦИП СОЗДАНИЯ МКТС

Возвращаемый космический аппарат (ВКА), рассмотренный в разделе 1.1, и трансформирующаяся ракета-носитель (ТРН), рассмотренная в разделе 1.2, представляют собой конструктоские модули, из которых собирается многоразовая космическая транспортная система (МКТС), как показано на рис.1.14.



Рис.1.14 Многоразовая космическая транспортная система

Её эксплуатация происходит по общей схеме, представленной для ТРН, показанной на рис.1.10 - 1.12. Наконечник ВКА сделан съёмным для стыковки со стыковочным узлом МКС и выполнения разгрузочно-погрузочных действий в космосе.

Вместе с ОПН наконечник выполняет роль головного обтекателя для каждой из двух трансформирующихся ракет в пакетной компоновке на атмосферном участке разгоне. Старт МКТС осуществляется с помощью разгонной ступени, которая после вырабатывания заданного количества топлива отделяется от МКТС, трансформируется в одноосную конфигурацию, тормозится при спуске в атмосфере, опять трансформируется в пакетную двухосную конфигурацию и совершает мягкое вертикальное приземление с помощью сил маршевых ракетных двигателей, расходующих для этого оставленное после разгона определённое количество топлива.

Окончательный разгон и выход на орбиту МКТС осуществляет на своих маршевых ракетных двигателях, расходуя необходимое количество топлива и оставляя определённое его количество для операций в космосе. Управление угловым движением и стабилизация программной траектории поступательного движения выполняются с помощью ракетных двигателей ОДУ, которые размещены так, чтобы создавать управляющие моменты по углам тангажа, рыскания и крена и поступательно перемещать МКТС. Стыковка с МКС осуществляется либо последовательно по стыковочному узлу каждого ВКА, либо одновременно обоими стыковочными узлами в зависимости от возможностей МКС. После завершения разгрузочно-погрузочных операций наконечники ВКА возвращаются на место.

Тормозной импульс для схода с орбиты создаётся маршевыми ракетными двигателями под управлением рулевых ракетных двигателей ОДУ. Под их управлением МКТС в пакетной компоновке совершает ориентированный и стабилизируемый полёт в направлении атмосферы. При входе в атмосферу на высоте около 100 км МКТС трансформируется в одноосную компоновку, для чего раскрывается замок, и ракеты разворачиваются относительно друг друга вокруг шарнира (рис.1.14) и закрепляются друг с другом по кормовым шпангоутам. Относительные развороты ракет проводятся с помощью двигателей ОДУ.

Дальнейшее движение МКТС в одноосной компоновке осуществляется под управлением РД отсека ОДУ. Данный отсек рулевых двигателей используется и в управлении посадкой разгонной ступени, которая полностью идентична МКТС, за исключением обоих ВКА.

После торможения и достижения отвесного падения МКТС из одноосной компоновки трансформируется обратно в исходную пакетную компоновку, снова используя для относительных разворотов ракет двигатели ОДУ. С помощью маршевых ракетных двигателей осуществляется мягкое вертикально приземление. Стабилизация углового движения МКТС осуществляется двигателями ОДУ, стабилизация ее поступательного движения проводится дросселированием тяги маршевых ракетных двигателей.

В случае аварийной посадки МКТС на любом этапе полёта, начиная с входа в атмосферу и кончая касанием поверхности, производится катапультирование обоих ВКА, которые совершают автономную независимую мягкую посадку, используя собственные ракетные двигатели ОДУ для торможения и стабилизации угловых и поступательных программных движений.

1.3.1 Особенности эксплуатации МКТС

При сохранении всех преимуществ, которые даёт каждая из двух составляющих, объединённая система МКТС обладает дополнительными преимуществами по сравнению с существующими КТС.

После выхода на орбиту МКТС легко разделяется на составляющие подсистемы ВКА и ТРН, которые автономно существуют на орбите, выполняя свои собственные полётные задания. Например, ВКА проводит обслуживание МКС, доставляя на неё и забирая из неё грузы, а ТРН в это время находится в дежурном режиме, ожидая возвращения и стыковки с ней ВКА. Раздельный полёт ВКА и ТРН в космосе может существенно сократить расход топлива на выполнение угловых и поступательных движений при обслуживании МКС благодаря меньшей массе и меньшим моментам инерции ВКА.

Разделение МКТС на два летательных аппарата ВКА и ТРН позволяет провести независимое возвращение и спасение этих составляющих космической системы за счёт эффективного торможения при спуске в атмосфере и мягкого вертикального приземления. Такие процессы могут возникать при необходимости приземления в разных районах поверхности Земли. При этом ВКА уже имеет необходимую аэродинамическую конфигурацию (осесимметричную с продольным смещением центра масс), чтобы приложить тормозной импульс, получить наибольшее аэродинамическое сопротивление, достаточную подъёмную составляющую аэродинамической силы, а также выполнять манёвры в атмосфере и осуществить мягкое вертикальное приземление.

Что касается ТРН, то после приложения тормозного импульса она сначала трансформируется в одноосную компоновку, входит в атмосферу, плавно тормозится под действием аэродинамического сопротивления, совершая при необходимости пространственный полёт с удалением на достаточно большие расстояния в поперечном направлении. Затем она опять трансформируется в пакетную компоновку, направляя сопла маршевых ракетных двигателей к поверхности. После включения маршевых РД (МРД) и регулирования силы тяги по определённым алгоритмам ТРН совершает мягкое вертикальное приземление.

Раздельный полёт ВКА и ТРН в космосе позволяет создать более эффективную группировку коммуникационных КА, когда оба ВКА и сама ТРН расходятся на определённые расстояния в космосе. После прекращения работы группировки, например, в случае исчезновения необходимости или аварийной ситуации, оба ВКА возвращаются к ТРН для стыковки с ней и образования единой системы МКТС с последующим возвращением на Землю.

При выведении на орбиту нескольких МКТС может быть создана весьма эффективная коммуникационная группировка КА с охватом радио- и телесвязью всей поверхности Земли.

1.4 ПРОЕКТНЫЕ РАСЧЁТЫ РАЗГОННОГО ДВИЖЕНИЯ МКТС

Для сохранения принципа модульности конструирования МКТС ее разгонная ступень имеет размеры, тождественные соответствующим размерам ТРН МКТС, которая играет роль ПН для разгонной ступени. Проектные расчёты МКТС заключаются в определении габаритно-массовых характеристик разгонной ступени и МКТС с заданной массой ПН. На начальных этапах проектирования расчёты проводятся по формуле Циолковского, получаемой из решения задачи вертикального разгона ракеты с заданным числом ступеней как точки переменной массы под действием РД, вектор тяги которого коллинеарен вектору скорости, в среде без сопротивления. Математическая модель такой задачи представляет собой систему дифференциальных уравнений:

,

, (1.1)

где - масса ракеты, переменная в результате выгорания топлива; - скорость; - сила тяги ракетного двигателя, величина которой вычисляется по формуле:

, (1.2)

где - массовый секундный расход топлива; - удельная тяга; 9,81 м/с2.

Подставим (1.2) в первое уравнение (1.1):

.

Разделяя переменные в последнем уравнении и интегрируя в пределах от до и от до , приходим к выражению текущей скорости разгона:

. (1.3)

Наибольшая скорость достигается при выгорании полного запас топлива и вычисляется по формуле:

, (1.4)

где - масса ракеты после выгорания топлива; - время работы ракетного двигателя.

Подставляя выражение (1.3) во второе уравнение (1.1) и интегрируя в пределах от до и от до , получаем выражение для текущей высоты разгона:

,

где - удельный массовый секундный расход топлива.

Наибольшая высота разгона при заданном времени работы ракетного двигателя вычисляется по формуле:

. (1.5)

Для двухступенчатой ракеты вычисленные значения и принимаются в качестве начальных условий системы (1.1). По формулам (1.4) и (1.5), соответствующим образом преобразованным, вычисляются значения скорости и высоты при выжигании заданного количества топлива. Изменением габаритно-массовых характеристик разгонной ступени и МКТС обеспечиваются значения скорости и высоты разгона, удовлетворительные на данном этапе проектирования МКТС с разгонными ступенями.

Таким образом, в главе 1 представлено описание конструктивно-компоно-вочной схемы возвращаемого космического аппарата, аэродинамическая конфигурация которого составлена из двух конусных отсеков, скреплённых днищами друг к другу. Особенность динамики спуска двухконусного ВКА состоит в том, что его продольная ось устанавливается перпендикулярно вектору скорости, за счёт чего ВКА достигает большого сопротивления в атмосфере без применения каких-либо дополнительных устройств или специальных приспособлений. Введение массовой асимметрии за счёт продольного смещения центра масс или аэродинамической асимметрии за счёт установки конусных отсеков различной длины в дополнении к эффективному торможению позволяет создавать нормальную составляющую полной аэродинамической силы, изменяя направление действия которой можно достигать значительных боковых удалений ВКА от исходной плоскости полёта. Применение полностью спасаемого ВКА с предлагаемой ККС на существующих космических ракетах носителях (Союз, Falcon-9) позволит существенно усилить безопасность эксплуатации и значительно снизить удельную стоимость выведения на околоземную орбиту и возвращения на Землю грузов.

Предложена ККС трансформирующейся ракеты-носителя в виде двух одинаковых ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями, которые при старте образуют пакетную двухосную конфигурацию, с которой происходит разгон и выход на орбиту, манёвры в космосе, включая стыковку с МКС, а также торможение маршевыми двигателями, сход с орбиты и вход в атмосферу. Трансформация исходной двухосной компоновки ТРН в одноосную конфигурацию придаёт ей характерные особенности, которыми обладает предложенная двухконусная ККС ВКА - это большое аэродинамическое сопротивление и достаточная подъёмная сила, чтобы эффективно тормозиться и удаляться на значительные расстояния в поперечном направлении. Вращение вокруг продольной оси при спуске в атмосфере позволяет решить самую острую проблему теплозащиты благодаря устранению с его помощью стационарных критических точек нагрева поверхности обычного теплозащитного материала. Предложенная ККС представляет собой перспективную многоразовую космическую транспортную систему (МКТС), которая позволит повысить надёжность эксплуатации и снизить удельную стоимость выведения на орбиту и возвращения на Землю грузов для МКС.

Предложен модульный принцип создания МКТС из ВКА с двухконусной ККС и двухкорпусной ТРН, трансформирующейся в одноосную конфигурацию при спуске в атмосфере. Предложенные ККС ТРН и ВКА представляют собой основу для проектирования новой МКТС, которая ещё больше поднимает безопасность эксплуатации и ещё больше снижает удельную стоимость выведения грузов в космос и возвращения их на Землю по сравнению с ТРН без ВКА в качестве головных частей и по сравнению с ЧМКТС.

Итак, в данной главе представлены шесть концепций проектирования многоразовых космических транспортных систем и их составляющих. Развитие концепций и их математическое обоснование представлено в последующих главах монографии.

1. Концепция проектирования ВКА, аэродинамическая конфигурация которого составлена из двух конусных отсеков, скреплённых днищами друг к другу. Такая компоновка ВКА обеспечивает его полное спасение в результате эффективного торможения в атмосфере и мягкого вертикального приземления на тяге рулевых ракетных двигателей, а массовая асимметрия ВКА даёт возможность точного приземления и в районах Земли, достаточно удаленных от первоначально заданного.

2. Концепция применения предложенных двухконусных ВКА в качестве головной части какой-либо из существующих космических РН (Союз, Falcon-9), когда один из конусных отсеков, например тот, в котором содержится ПН, играет роль головного обтекателя. Рулевые ракетные двигатели ВКА используются для управления всеми ступенями РН на всех участках полёта, включая стыковку с МКС. При этом собственные рулевые двигатели ступеней теряют свою необходимость, что не только удешевляет стоимость одного килограмма доставляемой на орбиту ПН, но также повышает надёжность эксплуатации всей КТС. Данная концепция частично реализует принцип многоразовости применения КТС за счёт полного спасения двухконусного ВКА.

3. Концепция создания многоразовой трансформирующейся ракеты-носителя (ТРН), которая построена на доставке ПН в космос и возвращении грузов на Землю в двух головных частях, установленных на каждом корпусе ТРН. Возвращение и полное спасение ТРН вместе с ПН и грузами достигается в результате её трансформации из пакетной компоновки в компоновку одноосную, благодаря которой при спуске в атмосфере она ориентируется продольной осью перпендикулярно вектору скорости, приобретает максимальное аэродинамическое сопротивление и эффективно тормозится до выхода в отвесное падение. Продольное вращение одноосной конфигурации вокруг продольной оси обеспечивает равномерный прогрев теплозащитного покрытия, что исключает образование критических точек прогрева с высокой температурой и, как следствие, обеспечивает надёжное спасение ТРН. Трансформируясь обратно в пакетную двухосную конфигурацию, ТРН осуществляет мягкое вертикальное приземление.

4. Концепция создания многоразовой космической транспортной системы (МКТС), в которой головные части корпусов трансформирующейся РН образованы конусными отсеками предложенного ВКА, содержащими ПН, вторые конусные отсеки установлены внутри двух обычных космических РН последней ступени. В результате полной автономности ВКА, предложенная МКТС может возвращаться и спасаться в трех вариантах: ТРН вместе с двумя ВКА; ТРН вместе с одним ВКА и отдельно второй ВКА; ТРН и по отдельности оба ВКА. Преимущество обусловлено возможностью решения большого числа разнообразных задач в космосе, в атмосфере и на Земле.

5. Концепция применения разгонных ступеней в качестве первой или даже второй ступеней в виде ТРН, для которых МКТС является полезной нагрузкой. Разгонная ступень может компоноваться с МКТС по аксиальной схеме, когда МКТС полностью играет роль ПН для РС, а может устанавливаться по пакетной схеме, тогда старт и разгон проводятся одновременно на маршевых двигателях РС и МКТС. Возможно применение двух разгонных ступеней, тогда в одном варианте одна из них устанавливается в аксиальной конфигурации с МКТС, а другая - в пакетной конфигурации с первой РС. Во втором варианте обе разгонные ступени устанавливаются в пакетной конфигурации с МКТС либо симметрично с обеих сторон, либо обе только с одной стороны МКТС.

6. Концепция формирования МКТС с небольшим горизонтальным рулевым оперением для ее горизонтальной посадки на движущуюся прямолинейно и с заданной скоростью платформу, что освобождает проектировщика от необходимости применения дорогостоящего и недостаточно надежного шасси и соответственно удешевляет стоимость возвращения 1 кг грузов с орбиты.

7. Концепция спутниковой орбитальной группировки (СОГ), состоящей из определённого числа ВКА раздела 1.1, которые выводятся и разворачиваются в космосе с помощью обычных КРН. Группировка служит для решения народно-хозяйственных задач: обеспечения телекоммуникаций, исследования поверхности Земли, измерений магнитного и гравитационного полей и др. Наличие собственных РД позволяет стабилизировать угловое положение при проведении высокоточных измерений на поверхности Земли, корректировать орбиту, сходить с орбиты, управлять аэродинамическим торможением и спуском в атмосфере, выполнять мягкое вертикальное приземление. Отсутствует засорение поверхности Земли обломками и существует возможность повторного использования ВКА в новой или прежней СОГ.

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

1. Патент № 2202500, МПК 7B64G 1/62, 1/14; F42B 15/10. Способ спасения ракет-носителей многоразового применения и устройство для его осуществления/ В.А. Афанасьев, В.С. Борзов, В.А. Данилкин, Г.Л. Дегтярёв, В.Г. Дегтярь, А.Ф. Марусик, А.С. Мещанов, Т.К. Сиразетдинов, Г.Г. Сытый, Ю.С. Телицын// Б.И. - 2003. - № 11.

2. Афанасьев В.А., Дегтярев Г.Л., Мещанов А.С., Сиразетдинов Т.К. К математическому описанию движения многоразовых спускаемых летательных аппаратов нетрадиционных аэродинамических компоновок // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2001. - № 3. - С.10-14.

3. Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчёт и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1974. - 200 с.

4. Афанасьев В.А., Дегтярев Г.Л., Мещанов А.С., Сиразетдинов Т.К. Математическая модель динамики, управления и стабилизации космической ракеты при старте с самолета-разгонщика // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2006. - № 2. - С.23-27.

5. Афанасьев В.А., Дегтярев Г.Л., Мещанов А.С., Сиразетдинов Т.К. Исследование динамики, управления и стабилизации космической ракеты при старте с самолета-разгонщика // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2006. - № 3. - С.17-22.

6. Проектирование зенитных управляемых ракет. - И.И. Архангельский, П.П. Афанасьев, Е.Г. Болотов, и др. / Под редакцией И.С. Голубева и В.Г. Светлова. - Изд-во МАИ: изд. второе, перераб. и доп., 2001. - 732 с.

7. Лебедев А.А, Герасюта Н.Ф. Баллистика ракет. - М.: Машиностроение, 1970. - 244 с.

8. Афанасьев В.А., Дегтярев Г.Л., Мещанов А.С., Сиразетдинов Т.К. Управление разворотами космического аппарата за назначенное время с помощью ракетных двигателей // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2013. - № 1 - С.73-77.

9. Н.И. Карякин, К.Н. Быстров, П.С. Киреев. Краткий справочник по физике. - М.: Высшая школа, 1963. - 560 с.

10. Виттенбург И. Динамика систем твердых тел. - М.: Мир, 1980. - 296 с.

11. Афанасьев В.А., Дегтярёв Г.Л., Мещанов А.С., Сиразетдинов Т.К. Аналитическое программирование угловых разворотов в атмосфере космических аппаратов // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2004. - № 4. - С.11-15.

12. Справочник по теории автоматического управления / Под ред. А.А. Красовского. - М.: Наука, 1987. - 712 с.

13. Афанасьев В.А., Дегтярёв Г.Л., Мещанов А.С. Проектные задачи причаливания ракеты к астероиду // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2013. № 2. - С.72-77.

14. Ортега Дж., В. Рейнболдт В. Итерационные методы решения нелинейных систем уравнений со многими неизвестными / Пер. с англ. Э.В. Вершкова, Н.П. Жидкова, И.В. Коновальцева; Под ред. И.В. Коновальцева. - М.: Изд-во Мир, 1975. - 560 с.

15. Афанасьев В.А., Сиразетдинов Т.К. К задаче терминального управления планированием в атмосфере // Изв. вузов. Авиационная техника. - 1983. - № 4. - С.3-9.

16. Афанасьев В.А. Аналитическое исследование динамики полёта управляемого снаряда // Авиакосмическое приборостроение. - 2006. - № 5. - С.54-62.

17. Афанасьев В.А. Аналитическая параметрическая идентификация при динамических испытаниях в аэродинамической трубе // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2007. - № 1. - С.68-70.

18. Афанасьев В.А. Аналитическое исследование динамики полета ЛА в атмосфере при управлении реактивными двигателями// Изв. вузов. Авиационная техника. - 2008. - № 3. - С.19-23.

Размещено на Allbest.ru

...