Ракеты-носители
Введение. Выведение космических аппаратов на орбиты осуществляется с помощью ракет-носителей (РН), представляющих собой многоступенчатые ракеты, способные разгонять полезную нагрузку до скоростей, равных или выше первой космической. В качестве полезной нагрузки рассматриваются различные группы космических аппаратов или их блоков. Состав, масса и габариты этой нагрузки соответствуют тем целям, для которых они выводятся в космос.
Ракеты-носители разделяются на несколько групп по величине полезных грузов, выводимых на орбиту:
— легкие (с полезным грузом до 5 т). К таким относятся РН «Космос», «Молния»;
— средние (5. 10 т): РН «Восток», «Союз», «Зенит», «Титан» (США), «Ариан» (Франция);
— тяжелые (10. 20 т): РН «Протон»;
— сверхтяжелые (до 100 т): РН «Энергия», «Н-1» и «Сатурн-5» (США).
На рис. 2.1 представлены отечественные РН.
В основе разработок первого поколения РН были готовые проекты межконтинентальных жидкостных баллистических ракет. Так, например, с помощью баллистической ракеты Р-7 был выведен на орбиту первый искусственный спутник Земли в 1957 году (РН «Спутник»), а установкой дополнительной ступени обеспечены полеты человека в космос (РН «Союз») и автоматических аппаратов — к Луне и в дальний космос (РН «Молния»). Аналогично в США на базе баллистических ракет «Атлас» и «Титан-2» осуществлялся вывод на орбиту КК «Меркурий» и «Джемини» и других космических аппаратов. В качестве РН могут использоваться и твердотопливные баллистические ракеты, что позволит реализовать программы конверсии ракетной техники (например, на базе российской БР «Тополь» была создана РН «Старт»).
В современных ракетоносителях конструктивные решения отвечают реализации тех уникальных задач, которые отводятся данной РН. Например, РН «Н-1» (СССР) и «Сатурн-5» (США) предназначены для полета человека на Луну. Все РН имеют целесообразные диапазоны использования (по весу полезных нагрузок и целевым задачам).
Для вывода КА на высокие орбиты (например, геостационарные) или в дальний космос используются разгонные ступени. Это могут быть верхние ступени ракеты-носителя либо самостоятельные разгонные блоки, применяемые в конкретных полётных условиях (например, для торможения КА, посадки на планету или для взлета КА с планеты).
Рис. 2.1. Отечественные ракетоносители (общий вид)
Компоновочные схемы. В многоступенчатых РН применяются ‘различные компоновочные схемы, отличающиеся расположением ступеней: «тандемные», «пакетные», «комбинированные» с параллельно-последовательным расположением ступеней.
Первая схема имеет большую компоновочную простоту, но требует более мощных стартовых двигателей по сравнению с «пакетной» или «комбинированной», где двигатели первой и последующих ступеней могут работать одновременно, создавая потребную для старта и разгона РН тягу.
Выбор компоновочной схемы зависит от многих условий: конструктивно-силовой схемы РН, возможностей разделения ступеней, величины тяги стартовых двигателей, особенностей стартового комплекса, требований к технологии и эксплуатации.
В многоступенчатых РН конечную скорость приобретает только последняя ступень вместе с полезной нагрузкой — космическим аппаратом.
Траектория ракеты-носителя. Траектория движения РН определяется начальными и конечными траекторными углами: старт РН всегда вертикальный ( 
= 90°), что определяется малой тяговооруженностыо ракеты и ее конструктивно-габаритными особенностями; конечный угол наклона траектории ( 
= 0°) отвечает выходу КА на круговую или эллиптическую орбиту (рис. 2.2). Изменение траекторного угла в процессе разгона РН осуществляется по программе с малыми боковыми перегрузками.
Рис. 2.2. Траектория полета ракеты-носителя и ее ступеней:
0 — старт; 1 — отделение 1-й ступени; 2 — отделение 2-й ступени; 3 — выход на орбиту
Управление движением. Для осуществления программного полета и обеспечения управления движением и стабилизации в РН применяются газодинамические способы создания управляющих сил и моментов. На начальном участке полета РН в плотных слоях атмосферы определенную часть этих сил и моментов могут создавать аэродинамические рули и стабилизаторы.
Состав бортового оборудования. В состав бортового оборудования РН входят: аппаратура системы наведения и управления полетом; оборудование, обеспечивающее управление двигательной установкой и контроль основных систем, и система электрооборудования.
Система наведения и управления полетом состоит из:
— инерциальных систем навигации, определяющих углы ориентации корпуса РН, непрерывно измеряющие ускорение центра масс под действием внешних сил и вычисляющие скорость и координаты местонахождения РН относительно навигационных систем координат, а также пройденный ею путь;
— аппаратуры траекторных измерений;
— программно-вычислительных устройств, вырабатывающих команды на управление движением РН и выключение двигателей при достижении ракетой заданных конечных параметров скорости, траекторного угла и координат, обеспечивающих выполнение полетного задания.
Система оборудования состоит из:
— приборов, управляющих режимами работы двигательной установки и обеспечивающих заданные величины тяги;
— приборов контроля, анализирующих состояние параметров в камерах сгорания, топливных баках и насосах, осуществляющих управление опорожнением топливных баков, обнаружение неисправностей в работе двигателей и других систем в полете и перед стартом;
— телеметрических систем, передающих данные (замеры многочисленных датчиков работы приборов) на командно-управляющий комплекс.
Система электрооборудования состоит из источников питания, различных преобразователей электрической энергии и многочисленных коммуникаций (линий связи с приборами и системами). В качестве бортовых источников электроэнергии могут служить аккумуляторы (ампульные батареи) и бортовые генераторы.
Размещение бортового оборудования отвечает функциональным требованиям и условиям надежной эксплуатации РН. Часть оборудования может размещаться по ступеням (исполнительные механизмы), однако управляющие системы обычно располагаются на последней ступени.
Для обеспечения надежной работы некоторых приборов управления требуются особые условиях их размещения на РН. С этой целью они могут располагаться на гироплатформах, сохраняющих свою пространственную ориентацию, а также в терморегулированных отсеках.
Определенные требования выдвигаются к приборам и устройствам, осуществляющим разделение ступеней РН после окончания работы соответствующих двигателей.
Двигательные установки. Двигатели обеспечивают разгон РН до конечной скорости, соответствующей выбранной траектории (орбите) космического полета, а также создают управляющие силы и моменты, необходимые для управления и стабилизации полета.
Первая задача выполняется маршевыми двигателями, суммарная тяга которых должна превышать силу веса соответствующей субсистемы ракеты (т.е. весу ступени и той части ракеты, которая разгоняется этой ступенью). Поэтому стартовая тяга двигателей может составлять сотни и даже тысячи тонн — в зависимости от стартового веса РН. Двигательная установка стартовой ступени обычно выполняется в виде «связки» нескольких ЖРД, каждый из которых может иметь тягу до 1000-7000 кН.
Управляющие моменты на РН обычно создаются отклонением маршевых либо управляющих (вспомогательных) камер ЖРД в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол до ± 5°, для чего камеры ЖРД закрепляются в кардановых подвесах.
Основными критериями для выбора двигательных установок РН является их энергетическая эффективность при обеспечении высокой надежности (особенно для вывода пилотируемых КК).
Наивысшую надежность из всех ракетных двигателей имеют твердотопливные (РДТТ). Однако удельный импульс даже лучших РДТТ в 1,5 — 2 раза уступает лучшим ЖРД, а масса их конструкции в несколько раз больше, чем ЖРД. Поэтому для РН, требующих высокого энергетического и весового совершенства, основным типом двигательных установок являются ЖРД.
В ЖРД могут использоваться низкокипящие компоненты топлива: жидкий кислород и водород. В РН используются также высококипящие компоненты (являющиеся в обычном состоянии жидкостями): в качестве окислителя — азотная кислота или азотный тетраксид, а в качестве горючего — керосин.
Применение низко кипящих компонентов усложняет подготовку РН к старту в связи с их энергичным испарением. Поэтому заправка жидких компонентов осуществляется непосредственно перед стартом РН, а вплоть до самого отделения РН от пускового стола, продолжается подпитка баков жидкими компонентами.
Важным требованием, учитываемым при выборе компонентов топлива для запуска пилотируемых КК, является их нетоксичность. В связи с этим РН «Протон», работающая на токсичных компонентах, не используется для пилотируемых КК.
Для повышения безопасности экипажей при старте жидкостных РН применяются системы аварийного спасения (САС), устанавливаемые на обтекателях КК и отделяющие их вместе с экипажем в случае аварийной обстановки. В конструкциях САС используется РДТТ, обладающие высокой надежностью.
Двигательные установки являются основой конструкции РН и составляют до 90 — 95% ее массы, а топливные баки выполняют роль корпуса. Поэтому правильный выбор проектных параметров двигательной установки во многом определяет совершенство конструкции всей ракеты. При проектировании топливных баков учитывается все действующие на них внешние нагрузки, а также внутренние избыточные давления, которыми обеспечивается вытеснение жидких компонентов топлива из баков.
На надежность работы двигательной установки оказывают существенное влияние динамические процессы в топливных баках: колебание топлива, тепломассообмен между жидкой и газовой средой, упругие колебания корпуса, что приводит к значительным амплитудам колебаний и дополнительным нагрузкам на корпус РН. С ними особо приходится считаться в мощных РН, длина которых может составлять десятки метров.
Конструктивные особенности. Конструкцию ракеты-носителя отличают от конструкций других классов ЛА высокое весовое совершенство и большие габариты, многих агрегатов, отсеков и элементов. Это требует оптимальных конструктивных решений для каждого отсека, применения совершенных материалов и современных технологических методов изготовления, сборки и испытаний.
Для обеспечения устойчивости высокоразмерных корпусов РН при действии сжимающих и изгибающих нагрузок в силовых элементах применяются гофрированные, трехслойные и вафельные конструкции. В топливных баках на их устойчивость такое же влияние оказывает избыточное внутреннее давление, растягивающее днища и обечайки баков.
Перспективными для РН могут стать композиционные конструкции, выполненные на основе угле-, органо- и боропластиков, а также теплостойкие наномодифицированные полимерные композиционные материалы. Однако пока их стоимость по сравнению с металлами значительно выше.
Компоновочные схемы некоторых отечественных ракетоносителей с указанием внутренного состава представлены на рис. 2.3, 2.4.
Источник
Как это работает: космические ракеты
Пусть полеты в космос уже давно привычное дело. Но все ли вы знаете о космических ракетах-носителях? Разберем по частям и посмотрим, из чего они состоят и как работают.
Ракетные двигатели
Двигатели – важнейшая составная часть ракеты-носителя. Они создают силу тяги, за счет которой ракета поднимается в космос. Но когда речь идет о ракетных двигателях, не стоит вспоминать те, что находятся под капотом автомобиля или, например, крутят лопасти несущего винта вертолета. Ракетные двигатели совсем другие.
В основе действия ракетных двигателей – третий закон Ньютона. Историческая формулировка этого закона говорит, что любому действию всегда есть равное и противоположное противодействие, проще говоря – реакция. Поэтому и двигатели такие называются реактивными.
Реактивный ракетный двигатель в процессе работы выбрасывает вещество (так называемое рабочее тело) в одном направлении, а сам движется в противоположном направлении. Чтобы понять, как это происходит, не обязательно самому летать на ракете. Самый близкий, «земной», пример – это отдача, которая получается при стрельбе из огнестрельного оружия. Рабочим телом здесь выступают пуля и пороховые газы, вырывающиеся из ствола. Другой пример – надутый и отпущенный воздушный шарик. Если его не завязать, он будет лететь до тех пор, пока не выйдет воздух. Воздух здесь – это и есть то самое рабочее тело. Проще говоря, рабочее тело в ракетном двигателе – продукты сгорания ракетного топлива.
Топливо
Топливо ракетных двигателей, как правило, двухкомпонентное и включает в себя горючее и окислитель. В ракете-носителе «Протон» в качестве горючего используется гептил (несимметричный диметилгидразаин), а в качестве окислителя – тетраксид азота. Оба компонента чрезвычайно токсичны, но это «память» о первоначальном боевом предназначении ракеты. Межконтинентальная баллистическая ракета УР-500 – прародитель «Протона», – имея военное предназначение, до старта должна была долго находиться в боеготовом состоянии. А другие виды топлива не позволяли обеспечить долгое хранение. Ракеты «Союз-ФГ» и «Союз-2» используют в качестве топлива керосин и жидкий кислород. Те же топливные компоненты используются в семействе ракет-носителей «Ангара», Falcon 9 и перспективной Falcon Heavy Илона Маска. Топливная пара японской ракеты носителя «H-IIB» («Эйч-ту-би») – жидкий водород (горючее) и жидкий кислород (окислитель). Как и в ракете частной аэрокосмической компании Blue Origin, применяемой для вывода суборбитального корабля New Shepard. Но это все жидкостные ракетные двигатели.
Применяются также и твердотопливные ракетные двигатели, но, как правило, в твердотопливных ступенях многоступенчатых ракет, таких как стартовый ускоритель ракеты-носителя «Ариан-5», вторая ступень РН «Антарес», боковые ускорители МТКК Спейс шаттл.
Ступени
Полезная нагрузка, выводимая в космос, составляет лишь малую долю массы ракеты. Ракеты-носители главным образом «транспортируют» себя, то есть собственную конструкцию: топливные баки и двигатели, а также топливо, необходимое для их работы. Топливные баки и ракетные двигатели находятся в разных ступенях ракеты и, как только они вырабатывают свое топливо, то становятся ненужными. Чтобы не нести лишний груз, они отделяются. Кроме полноценных ступеней применяются и внешние топливные емкости, не оснащенные своими двигателями. В процессе полета они также сбрасываются.
Существует две классические схемы построения многоступенчатых ракет: c поперечным и продольным разделением ступеней. В первом случае ступени размещаются одна над другой и включаются только после отделения предыдущей, нижней, ступени. Во втором случае вокруг корпуса второй ступени расположены несколько одинаковых ракет-ступеней, которые включаются и сбрасываются одновременно. В этом случае двигатель второй ступени также может работать при старте. Но широко применяется и комбинированная продольно-поперечная схема.
Стартовавшая в феврале этого года с космодрома в Плесецке ракета-носитель легкого класса «Рокот» является трехступенчатой с поперечным разделением ступеней. А вот РН «Союз-2», запущенная с нового космодрома «Восточный» в апреле этого года, – трехступенчатая с продольно-поперечным разделением.
Интересную схему двухступенчатой ракеты с продольным разделением представляет собой система Спейс шаттл. В ней и кроется отличие американских шаттлов от «Бурана». Первая ступень системы Спейс шаттл – боковые твердотопливные ускорители, вторая – сам шаттл (орбитер) с отделяемым внешним топливным баком, который по форме напоминает ракету. Во время старта запускаются двигатели как шаттла, так и ускорителей. В системе «Энергия – Буран» двухступенчатая ракета-носитель сверхтяжелого класса «Энергия» была самостоятельным элементом и помимо вывода в космос МТКК «Буран» могла быть применена и для других целей, например для обеспечения автоматических и пилотируемых экспедиций на Луну и Марс.
Разгонный блок
Может показаться, что как только ракета вышла в космос, то цель достигнута. Но это не всегда так. Целевая орбита космического аппарата или полезного груза может быть гораздо выше линии, от которой начинается космос. Так, например, геостационарная орбита, на которой размещаются телекоммуникационные спутники, расположена на высоте 35 786 км над уровнем моря. Вот для этого и нужен разгонный блок, который, по сути, является еще одной ступенью ракеты. Космос начинается уже на высоте 100 км, там же начинается невесомость, которая является серьезной проблемой для обычных ракетных двигателей.
Одна из основных «рабочих лошадок» российской космонавтики ракета-носитель «Протон» в паре с разгонным блоком «Бриз-М» обеспечивает выведение на геостационарную орбиту полезных грузов массой до 3,3 т. Но первоначально вывод осуществляется на низкую опорную орбиту (200 км). Хотя разгонный блок и называют одной из ступеней корабля, от обычной ступени он отличается двигателями.
Для перемещения космического аппарата или корабля на целевую орбиту или направления его на отлетную или межпланетную траекторию разгонный блок должен иметь возможность выполнить один или несколько маневров, при совершении которых изменяется скорость полета. А для этого необходимо каждый раз включать двигатель. Причем в периоды между маневрами двигатель находится в выключенном состоянии. Таким образом, двигатель разгонного блока способен многократно включаться и выключаться, в отличие от двигателей других ступеней ракет. Исключением являются многоразовые Falcon 9 и New Shepard, двигатели первых ступеней которых используются для торможения при посадке на Землю.
Полезная нагрузка
Ракеты существуют для того, чтобы что-то выводить в космос. В частности, космические корабли и космические аппараты. В отечественной космонавтике это транспортные грузовые корабли «Прогресс» и пилотируемые корабли «Союз», отправляемые к МКС. Из космических аппаратов в этом году на российских ракетах-носителях отправились в космос американский КА Intelsat DLA2 и французский КА Eutelsat 9B, отечественный навигационный КА «Глонасс-М» №53 и, конечно, КА «ЭкзоМарс-2016», предназначенный для поиска метана в атмосфере Марса.
Возможности по выводу полезной нагрузки у ракет разные. Масса полезной нагрузки РН легкого класса «Рокот», предназначенной для выведения космических аппаратов на низкие околоземные орбиты (200 км), – 1,95 т. РН «Протон-М» относится к тяжелому классу. На низкую орбиту он выводит уже 22,4 т, на геопереходную – 6,15 т, а на геостационарную – 3,3 т. «Союз-2» в зависимости от модификации и космодрома способен вывести на низкую околоземную орбиту от 7,5 до 8,7 т, на геопереходную орбиту – от 2,8 до 3 т и на геостационарную – от 1,3 до 1,5 т. Ракета предназначена для запусков со всех площадок Роскосмоса: Восточного, Плесецка, Байконура и Куру, используемого в рамках совместного российско-европейского проекта. Применяемая для запуска транспортных и пилотируемых кораблей к МКС, РН «Союз-ФГ» имеет массу полезного груза от 7,2 т (с пилотируемым кораблем «Союз») до 7,4 т (с грузовым кораблем «Прогресс»). В настоящее время это единственная ракета, применяемая для доставки космонавтов и астронавтов на МКС.
Полезная нагрузка, как правило, находится в самой верхней части ракеты. Для того чтобы преодолеть аэродинамическое сопротивление, космический аппарат или корабль помещается внутрь головного обтекателя ракеты, который после прохождения плотных слоев атмосферы сбрасывается.
Вошедшие в историю слова Юрия Гагарина: «Вижу Землю… Красота-то какая!» были им сказаны именно после сброса головного обтекателя ракеты-носителя «Восток».
Система аварийного спасения
Ракету, которая выводит на орбиту космический корабль с экипажем, практически всегда можно отличить по внешнему виду от той, которая выводит грузовой корабль или космический аппарат. Чтобы в случае возникновения аварийной ситуации на ракете-носителе экипаж пилотируемого корабля остался жив, применяется система аварийного спасения (САС). По сути, это еще одна (правда, небольшая) ракета в головной части ракеты-носителя. Со стороны САС выглядит как башенка необычной формы на вершине ракеты. Ее задача – в экстренной ситуации вытянуть пилотируемый корабль и увести его от места аварии.
В случае взрыва ракеты на старте или в начале полета основные двигатели системы спасения отрывают ту часть ракеты, в которой находится пилотируемый корабль, и уводят ее в сторону от места аварии. После чего осуществляется парашютный спуск. В случае же если полет проходит нормально, после достижения безопасной высоты система аварийного спасения отделяется от ракеты-носителя. На больших высотах роль САС не так важна. Здесь экипаж уже может спастись благодаря отделению спускаемого аппарата космического корабля от ракеты.
Источник