Ракета-носій Енергія

[ виправити ] текст може містити помилки, будь ласка перевіряйте перш ніж використовувати.

скачати

Ракета-носій "Енергія" (закордонне позначення SL-17) виконана за двоступеневою системою "пакет" з поздовжньою компонуванням чотирьох блоків першого ступеня навколо центрального блоку другого ступеня й асиметричним розташуванням корисного вантажу. Стартова маса ракети може досягати 2400 тонн. Вона дозволяє виводити на навколоземні орбіти корисне навантаження понад 100 тонн як у вигляді багаторазового орбітального корабля, так і у вигляді самостійних великогабаритних космічних апаратів.

Ракета-носій "Енергія"

Ракета-носій "Енергія" Перший ступінь ракети.

Ракета-носій "Енергія" Друга ступінь ракети.

Ракета-носій "Енергія" Корисне навантаження.

Ракета-носій "Енергія" Двигуни першого ступеня.

Ракета-носій "Енергія" Двигуни другого ступеня.

В якості третьої ступені можуть використовуватися і спеціальні розгінні ракетні блоки зі своєю системою управління, що несуть корисну навантаження. За такою схемою можуть вирішуватися завдання, пов'язані з виведенням космічних апаратів на геостаціонарну орбіту, на траєкторії польоту до Місяця і планет. Маси об'єктів, що виводяться на стаціонарну орбіту, складуть близько 18 тонн, а що розганяються на траєкторії польоту до Місяця - 32 тонни, Марса і Венери - до 28 тонн.

Перший ступінь ракети.

Перший ступінь ракети-носія "Енергія" складається з чотирьох бічних блоків А, кожен з яких є допрацьованим варіантом першої ступені ракети-носія "Зеніт" (див. нижче) На малюнку ліворуч добре видно блоки А першого ступеня.

Бічні блоки конструктивно об'єднані попарно в пара блоки (на малюнку справа); кожен пара блок відокремлюється від ракети-носія як єдине ціле, потім через кілька секунд кожен пара блок поділяється на окремі блоки (самий правий малюнок), рятує роздільно.

Основні характеристики блоків першого ступеня.

Габаритні розміри, м:

Довжина 38.3

Діаметр 3.9

Сумарний запас палива, т. 1220-1240

Загальна маса блоків при відділенні, т. 218-250

Ракета-носій 11К77 («Зеніт») розроблена Конструкторським бюро «Південне» імені академіка М. К. Янгеля (м. Дніпропетровськ) в 1976-1985г.г. Розробка ракети була складовою частиною програми «Енергія-Буран» 11К77 представляє собою двоступеневу ракету з поперечним поділом ступенів. Перший ступінь оснащена чотирьох камерним рідинним ракетним двигуном 11Д520 (РД-170) Кожен блок першої ступені забезпечений чотирьох камерним рідинним ракетним двигуном (РРД), що працює на рідкому кисні і вуглеводневому пальному. Тяга двигуна першого ступеня складає 740 тонн у поверхні Землі і 806 - в порожнечі.

Ракета-носій "Енергія"

Уніфіковані для перших ступенів ракет-носіїв нового покоління, включаючи «Енергію» двигуни РД-170 побудовані за найбільш економічної - замкнутою схемою, при якій відпрацьований в турбіні газ допалюються в основній камері згоряння, і володіють рекордними характеристиками по тязі і питомій імпульсу в своєму класі . Вони забезпечені надпотужними (більше 250 тисяч кінських сил) турбонасосним агрегатами.

Створення двигуна РД-170, що є найпотужнішим з існуючих РРД, було одним з найбільш складних у створенні ракети. Стендові вогняні випробування двигуна почалися тільки в 1984 р., тобто майже через 8 років після створення ескізного проекту (це, мабуть, унікальний випадок в історії створення ракетно-космічних систем, що характеризує складність решавшейся завдання).

Використовувана на першій ступені ракети-носія «Зеніт» модифікація позначається РД-171. Далі в таблиці наведені характеристики біля поверхні Землі (тяга у вакуумі 806 тс).

Двигун Тяга, тс 1 уд., З Компоненти палива Призначення
РД-170/171 740.5 337 Кисень-гас Перші ступені РН «Зеніт» і «Енергія»
Другий ступінь ракети (блок Ц). Основні характеристики блоку другого ступеня.

Габаритні розміри, м:

Довжина 58.1

Діаметр 7.7

Запас палива, т. 690-710

Маса блоку при відділенні, т. 78-86

Значним досягненням вітчизняного ракетобудування стало створення многоресурсних маршових двигунів великої тяги для другого ступеня ракети-носія «Енергії» на енергоємних компонентах палива. Конструкторам вдалося забезпечити високі задані характеристики при мінімальних газодинамічних втрати, регенетівном охолодженні, стійкості застосовуваних матеріалів у середовищі рідкого водню.

Ракета-носій "Енергія"

Двигун РД-0120 створений у Воронезькому КБ Хімавтоматика. Вперше двигун показаний публічно у вересні 1990.

Кожен двигун закріплений на гідравлічному карданном підвісі, що дозволяє відхилятися на | 11 | в двох перпендикулярних площинах. Сумарний наробіток (включаючи більше 800 тестових випробувань) склала більш ніж 170 000 секунд за період з 1979 по 1995 р.р. При розробці радянсько-англійського проекту «Hotol» передбачалося 26-кратне використання РД-0120.

Характеристика Значення параметра

Найменування РД-0120 (11Д122)

Використовуваний носій другий щабель РН «Енергія»

(SL-17) * 4

Перший запуск 15 травня 1987

Кількість запусків 8 на кінець 1998 р.

Суха маса, кг 3449

Висота, мм 4549

Максимальний діаметр, мм 2420

Цикл двигуна замкнутий, з допалюванням

робочого тіла ТНА

Паливо:

Окислювач рідкий кисень з витратою

376-7 кг / с,

Пальне рідкий водень з витратою

62-78 кг / с

Співвідношення компонентів,

окислювач / пальне 6:1

ТНА двоступінчастий

Тяга:

На рівні моря, кН / тс 1461/142.5

У вакуумі, кН / тс 1961/190

Діапазон дроселювання,% 25-114

Питома імпульс, с (у вакуумі) 455

Тиск в камері згоряння, атм 216

Ступінь розширення сопла (критичний

Діаметр 216 мм, зрізу 2420 мм) 86:1

Час роботи при запуску, з 480-500

Запуск двигунів першого і другого ступенів здійснюється майже одночасно перед стартом. Сумарна тяга на початку польоту - близько 3600 тонн. Прийнята схема дозволяє піти від проблеми запуску двигунів у невагомості і додатково підвищує надійність виведення.

Блоки першого ступеня після вироблення палива відокремлюються попарно від ракети, потім розділяються і приземляються в заданому районі. Вони можуть оснащуватися засобами повернення та посадки, які розміщуються в спеціальних відсіках. Існують проекти оснащення блоків першого ступеня складає крила і системами автоматичної посадки, що має дозволити їм здійснювати керований плануючий спуск і посадку на посадкову смугу космодрому. Після проведення діагностичних, профілактичних і ремонтно-відновлювальних робіт можливе їх повторне використання. Центральний блок - другий ступінь - відокремлюється після набору суборбітальній швидкості і приводнюється в заданому районі акваторії Тихого океану. Така схема виведення дозволяє виключити засмічення навколоземного простору відпрацьованими великогабаритними фрагментами ракет-носіїв і знизити потрібні енерговитрати виведення. Дорозгінним до орбітальної швидкості виконують рухові установки корисного вантажу, орбітального корабля або розгінного блоку, тим самим виконують функції третього ступеня.

Збірка ракети в пакет, її транспортування на спеціальному агрегаті-установнику з монтажно-випробувального корпусу на стартову позицію, забезпечення силових, пневмогідравлічних і електричних зв'язків з пусковим пристроєм ведуться з використанням перехідного стартового-стикувального блоку (ступінь Я), який після пуску ракети залишається на стартовому комплексі і може використовуватися повторно.

Важливою принциповою особливістю ракети-носія «Енергія» є побудова її на базі блоку другого ступеня й уніфікованих модулів першого ступеня. Це додає системі гнучкість і дозволяє на наступних етапах створити ряд перспективних носіїв важкого і надважкого класів в залежності від кількості модулів в їх складі. Зокрема, опрацьовано варіант важкого носія «Енергія-М» вантажопідйомністю до 30 тонн на низькій навколоземній орбіті, що складається з двох блоків першого ступеня і блоку другого ступеня. Перспективний варіант (РН «Вулкан») з вісьмома уніфікованими блоками першого ступеня може стати найбільш вантажопідйомним надважким носієм, здатним виводити на низьку навколоземну орбіту корисний вантаж масою більше 200 тонн.

Для управління руху ракети на ділянці виведення маршові двигуни забезпечені прецизійної (точність - до 1% від діапазону переміщень) електрогідравлічної системою рульових приводів. Вони розвивають сумарне зусилля до 50 тонн на Ракета-носій "Енергія" кожній площині хитання маршових двигунів першого ступеня і більше 30 тонн - на другий ступені ракети.

Завдяки вжитим заходам підвищення надійності та забезпечення живучості (резервування основних життєво важливих систем і агрегатів, включаючи маршові двигуни, рульові приводи, турбогенератори джерела електроживлення, піротехнічні засоби, розробка комплексу автономного управління з поелементно і схемним резервуванням, установка спеціальних засобів аварійного захисту, які забезпечують діагностику стану маршових двигунів обох ступенів і своєчасне відключення аварійної агрегату при відхилень у його роботі, застосування ефективних систем попередження пожежі і вибуху) при виникненні позаштатної ситуації ракета може продовжувати керований політ навіть з одним вимкненим двигуном маршовим першою або другого ступеня. У нештатних ситуаціях під час запуску пілотованого орбітального корабля конструктивні заходи, закладені в ракеті, дозволяють або забезпечити виведення корабля на низьку «одновитковим» траєкторію польоту по орбіті штучного супутника Землі з наступною посадкою на один з аеродромів, або здійснити маневр повернення на активній ділянці виведення з посадкою корабля на смугу, розташовану поблизу стартового комплексу.

Основні характеристики ракети-носія «Енергія»: Параметр Значення або характеристика Стартова маса, т 2419 У тому числі маса ПН 105 Сумарна потужність, л. с. 170000000

Вид палива:

Перший ступінь (блок А) кисень-гас

Другий ступінь (блок Ц) кисень-водень

Габаритні розміри, м:

Висота 60

Ширина 18

Загальна тяга двигунів, тс:

У Землі 3582

У вакуумі ~ 4000

Ракета-носій "Енергія"

Ракета-носій "Енергія" Схема відділення ступенів.

Вироблено два запуски ракети-носія «Енергія»:

Перший випробувальний пуск відбулося 15 травня 1987 року (Байконур, універсальний комплекс стенд-старт) з важким супутником «Полюс», який не вийшов на розрахункову орбіту ШСЗ через збій в автономній системі управління після відділення від ракети-носія «Енергія» . Другий пуск відбувся з другої (перша - 29 жовтня 1988 року, припинення передстартового відліку Т-00'51'') спроби 15 листопада 1988 (Байконур, штатний стартовий комплекс) з безпілотним багаторазовим орбітальним кораблем «Буран» як корисне навантаження.

Використана література:

Інтернет сайт http://www.buran.ru.


Додати в блог або на сайт

Цей текст може містити помилки.

Виробництво і технології | Реферат
21.4кб. | скачати


Схожі роботи:
Космічна ракета 2
Космічна ракета
Ракета і ракетні кораблі
Сайт як інформаційний носій
Реклама як носій соціальних цінностей
Православний храм як носій мистецтва
Данте а. - Носій вищого звання людства
Поняття носій інформації та матеріальна основа документа семантичн
Поняття носій інформації та матеріальна основа документа семантичне навантаження в професійній
© Усі права захищені
написати до нас