Лекция 9. КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС. ЦЕЛЬ СОЗДАНИЯ И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИКИ

- Состав КРК

- Цель создания КРК

- Требования, предъявляемые к КРК

- Общие требования к РН

- Общие требования к УТК и УСК

- Энергетические характеристики СрВ

- Эксплуатационные характеристики СрВ

- Экономические характеристики СрВ

- Тактико-технические характеристики

Космический ракетный комплекс (КРК) - это совокупность разнородных по условиям эксплуатации основных компонентов, предназначенных для выполнения взаимосвязанных эксплуатационных функций, обеспечивающих размещение в космическом пространстве различных объектов, включая все технологические операции по подготовке к пуску и его реализацию. В состав КРК входят ракеты-носители конкретного типа с ее возможными модификациями, технические средства, сооружения с техническими системами и коммуникациями, предназначенными для проведения заданной технологии с ракетами космического назначения, собранными на основе данной РН, средств по их подготовке к пуску, содержанию в установленных готовностях, пуску и управлению на активном участке траектории. На рис 9.1 в качестве примера представлен принципиальный состав КРК, который можно разделить на две группы: средства выведения и средства наземного обеспечения (наземный комплекс).

Рис. 9.1. Принципиальный состав космического ракетного

комплекса.

РКН – ракета космического назначения; КСТ – комплекс средств транспортировки; ТК – технический комплекс; СК – стартовый комплекс; АСУПП – автоматизированная система управления подготовкой и пуском; НИК – наземный измерительный комплекс.

Средства выведения (более полное название – средства выведения орбитальных средств) – это космические средства, предназначенные для доставки орбитальных средств с поверхности планеты в заданные области космического пространства с заданными параметрами движения

Средства выведения (СрВ), в соответствии с современным представлением о них, включают в свой состав ряд устройств, обеспечивающих изменения скорости, необходимые для реализации транспортной операции, которые могут включать по необходимости и возвращение полезных грузов на Землю. Формирование его состава в рамках определенного космического ракетного комплекса зависит в первую очередь от его назначения и концепции транспортной операции.

Разбиение наземного комплекса на составные элементы и определение их функций зависит от самых разных причин, например от типа старта или технологических особенностей подготовки РН к пуску. Принципиально важным является полнота функций с тем, чтобы был обеспечен весь цикл работ по обеспечению средств выведения к пуску и пуску.

К настоящему времени существует большое разнообразие КРК, отличающихся друг от друга рядом принципиальных признаком, что позволяет классифицировать КРК по:

- степени мобильности (стационарные, подвижные);

- месту размещения РН в момент старта (наземные, воздушные, корабельные, подводные, шахтные);

- кратности использования материальной части РН (одноразовые, частично

многоразовые, полностью многоразовые).

Выбор конкретной реализации КРК во многом определяется спектром задач, возлагаемых на него, как составную часть ракетно-космического комплекса (РКК) с определенными функциями.

И если первые РКК, созданные на базе межконтинентальных ракет и их модификаций решали одну задачу – сообщение полезному грузу скорости, необходимой для формирования орбиты ИСЗ или отлетной траектории для полета к другим небесным телам, то круг задач по мере развития космической техники расширился и продолжает расширяться. Их многообразие можно условно распределить на две группы: транспортные задачи и задачи, решаемые в составе орбитальных космических комплексов.

Транспортные задачи. Основной транспортной задачей остается выведение полезных грузов на орбиты заданных высот и наклонений. Имея в виду, что при выведении на высоко-энергетические орбиты в состав средств выведения будет входить разгонный блок или межорбитальный транспортный аппарат.

Другой важной транспортной задачей является межорбитальная транспортировка полезных грузов, заключающаяся в изменении высот и наклонений их орбит. Для изменения наклонения и подъема полезных грузов высокие орбиты целесообразно использовать разгонные блоки и межорбитальные транспортные аппараты, а при необходимости существенного изменения наклонения орбиты можно использовать ракетно-аэродинамический маневр орбитальной ступени, т.е. траекторию полета с погружением в атмосферу Земли, разворотом на заданный угол и последующим набором высоты.

Задачи, решаемые в составе орбитальной космической станции. В процессе эксплуатации орбитальной космической станции предполагается выполнения ряда функций, включая:

- смену экипажа;

- доставка на борт станции расходных материалов, исследовательского и специального оборудования;

- возвращение на Землю результатов экспериментов, исследовательского и специального оборудования и элементов орбитальной станции, например, для детального изучения их на Земле после длительного их

функционирования в космическом пространстве.

Приведенный перечень задач далеко не исчерпан и в первую очередь из-за отсутствия в нем задач, характерных для программ Министерства обороны.

Очевидно, что для решения любой возникшей задачи, прежде всего, исследуются возможности существующего парка. В случае, когда по каким-то причинам существующие средства не соответствуют возлагаемым задачам, рассматриваются варианты их модификации, включая создание дополнительных ступеней или КА, которые дополнили бы функции ракетно-космического комплекса до требуемого уровня. Решение о создании нового средства выведения принимается для придания национальному парку средств выведения каких-то новых свойств или повышения его эффективности, как относительно обеспечения национальной космической программы, так и увеличения конкурентоспособности на рынке пусковых услуг.

В соответствие с последовательностью системотехнических процедур процесс создания КРК начинается с анализа целей системы вышестоящего уровня (надсистемы) и определения целей для разрабатываемого объекта. Примером цели надсистемы является создание ракетно-космического комплекса (РКК) для обеспечения определенной космической программы (например, создание в США РКК Saturn 5 - Apollo для обеспечения пилотируемых полетов на Луну, создание в СССР РКК Н1 – Л3 для подобной цели), пополнения национального парка средств выведения для обеспечения спектра перспективных программ или замены морально устаревшего комплекса). Цели создания КРК вытекают из целей соответствующих РКК, находясь на соответствующем уровне иерархии целей («дерева» целей).

В качестве примера рассмотрим государственной программу “Ангара”, разрабатываемую ГК НПЦ им. Хруничева .

Целью программы «Ангара» является разработка семейства космических ракетных комплексов различного класса, превосходящих по уровню своих технико-экономических характеристик лучшие эксплуатируемые и создаваемые ракеты-носители и предназначенные для решения задач в интересах Министерства Обороны РФ, Федеральной космической программы РФ, а также для применения на международном рынке космических услуг по запуску коммерческих КА.

Это семейство комплексов должна обладать:

- более высокими технико-экономическими показателями, а также высокой надежностью в сравнении с существующими и вновь разрабатываемыми зарубежными аналогами;

- возможностью к дальнейшим модификациям, и в первую очередь при создании многоразовых отечественных РН;

- адаптивностью к изменению задач, выполняемых в интересах государства и международного рынка.

После определения цели в рамках концептуального проектирования разрабатывается укрупненная структура технических средств для достижения сформулированной цели и формируются показатели качества, представляющие собой, в первую очередь, количественные характеристики и ограничения, определяющие требования к КРК в целом и каждой из ее компонент следующего уровня. По результатам концептуального (внешнего) проектирования разрабатывается тактико-техническое задание (ТТЗ) на следующий этап жизненного цикла – этап опытно-конструкторских работ, которое утверждается руководителем организации – Заказчика и отрасли Исполнителя. В этом документе формулируется развернутая цель программы на этот этап работ, определяется состав КРК и достаточно подробно рассматриваются как технические требования и ограничения к каждой из его составляющих, так и требования относящихся к вопросам организации работ, обеспечения эксплуатационных характеристик и экономических показателей и сроков выполнения работ.

В частности, в упомянутой программе «Ангара» по результатам концептуального проектирования было разработано тактико-техническое задание на опытно-конструкторские работы (ОКР), в котором в разделе цель программы на этот этап работ содержится три положения:

- Цель выполнения ОКР состоит в поэтапном создании перспективного КРК с семейством ракет–носителей на основе единого универсального ракетного модуля в обеспечение гарантированного доступа Российской Федерации в космическое пространство, ее самостоятельности в области космической деятельности вне зависимости от характера и направленности развития военно-политических и экономических взаимоотношений с другими странами.

- КРК "Ангара" должен базироваться на космодроме "Плесецк". (Примечание: Должна быть проработана возможность запусков РН с космодромов «Свободный» и «Байконур»)

- КРК "Ангара" разрабатывается как комплекс двойного применения для запусков КА в интересах Минобороны РФ, по Федеральной космической программе и по коммерческим программам. КРК предназначен для выведения КА различного назначения на низкие, средние, высокие круговые и эллиптические орбиты (в том числе солнечно-синхронные, геостационарную, приполярные, полусуточные), а также на отлетные траектории к планетам Солнечной системы.

В ТТЗ сформулированы как требования к КРК в целом, так и каждому его компоненту в соответствии с определенной в рамках концептуального проектирования структурой комплекса (см. Рис.9.1).

Ниже, в качестве примера, в сокращенном виде приведены также сформулированные в этом документе общие требования к РН тяжелого класса и требования к стартовому и техническому комплексам.

Общие требования к РН

Энергетические возможности РН тяжелого класса (РН с РБ) должны обеспечивать выведение с космодрома «Плесецк» полезных грузов, примерный перечень которых приведен в специальном приложении. При этом разработчиком должны быть проработаны пути реализации энергетических возможностей РН, достаточных для выведения:

- на круговую орбиту с высотой 200 км и наклонением 63 град. полезного груза массой 24,0 т;

- на круговую орбиту высотой 2000 км и наклонением 63 град. полезного груза массой 16 т;

- на геостационарную орбиту полезного груза массой 3,5 т.

Примечания:

1. Расчеты предельных энергетических возможностей РН (РН с РБ) по выведению КА на их рабочие орбиты должны быть проведены с учетом выделенных районов падения отделяющихся частей РКН.

2. Расчеты энергетических возможностей РН (РН с РБ) должны быть проведены исходя из условия непрохождения трасс выведения над густонаселенными районами РФ и территорией других государств.

3. В ходе эскизного проектирования должны быть оценены энергетические возможности РН с РБ по выведению полезных грузов в любую по долготе точку геостационарной орбиты, на высокие круговые (в том числе полусуточные, приполярные) и высокоэллиптические орбиты, а также на отлетные траектории к планетам Солнечной системы.

4. Оценки энергетических возможностей РН с РБ по выведению полезного груза на геостационарную орбиту должны быть проведены для традиционных схем выведения, для схем с биэллиптическим переходом и с использованием гравитационного поля Луны.

5. Вероятность того, что энергетические возможности РН и РБ достаточны для выполнения задач выведения, (P_дост) должна быть не менее 0,9985.

Должны быть проведены расчеты предельных энергетических возможностей РН (РН с РБ) при их пусках с космодромов «Свободный» и «Байконур».

Общие требования к УТК и УСК

- УСК и УТК должны создаваться из условия гарантированной подготовки и пуска РКН легкого, среднего и тяжелого классов и обеспечивать:

- совместную среднегодовую производительность по подготовке и пуску 10 РКН тяжелого класса;

- содержание УСК и УТК в состояниях «Готовность к применению» и «Дежурство» до 6 месяцев;

- время нахождения УСК в «Готовности №1» не менее 5 суток.

- На УСК и УТК должен быть обеспечен единый цикл подготовки к пуску семейства РКН, предусматривающий совмещение по времени подготовки РН и КА.

- В качестве основного варианта создания УСК и УТК должен быть рассмотрен вариант на базе космического ракетного комплекса «Зенит», строящегося на космодроме «Плесецк»;

- При разработке УТК, УСК и АСУ ПП РКН должен быть использован задел по ранее разработанным комплексам.

- Технический комплекс должен обеспечивать:

- выполнение основных и вспомогательных технологических операций по приему, контролю и содержанию в готовностях РН, сборку, испытания отдельных ступеней РН, стыковку и проверку РКН;

- содержание РН в готовностях и проведение технического обслуживания с заданной периодичностью;

- проведение работ по понижению готовности (в том числе до состояния поставки) РН, прием РКН возвращаемых с универсального стартового комплекса при несостоявшемся пуске;

- доставку РН, из МИКа в хранилище технического комплекса и обратно.

- Производительность УТК по классам РН (РКН) должна быть не ниже производительности УСК.

- УТК должен допускать одновременное выполнение операций проверки и подготовки РН (РКН) различных классов на рабочих местах подготовки и независимость проведения подготовки РН (РКН) на УТК от проведения предстартовой подготовки и пуска РКН на СК.

- Рабочие места подготовки РН (РКН), а также места хранения РН (РКН) на УТК должны быть универсальными и предназначаться для подготовки и хранения РН (РКН) легкого, среднего и тяжелого классов.

- УСК должен обеспечивать:

- транспортировку, проведение испытаний, подготовку и пуск РКН;

- стоянку в течение необходимого времени на пусковых установках заправленных и не заправленных РКН легкого, среднего и тяжелого классов в соответствии с требованиями;

- слив компонентов топлива в случае несостоявшегося пуска;

- сохранность основных сооружений КРК при взрыве (пожаре) РКН на ПУ, либо одного из хранилищ КРТ, либо объекта системы газоснабжения;

- дистанционное автоматизированное управление технологическими операциями и контроль параметров технологического оборудования, бортовых систем РН и КА при подготовке к пуску, пуске и снятии РН с ПУ в случае несостоявшегося пуска;

- эвакуацию личного состава боевых расчетов при возникновении аварийных ситуаций на комплексе;

- автоматическую киносъемку и телевизионное наблюдение технологических процессов на комплексе, а также видеозапись изображения с устройством «стоп-кадр» и привязкой кадров к сигналам единого времени;

- контроль допустимой концентрации паров и газов в сооружениях комплекса со световой и звуковой сигнализацией;

- технологическую связь (МШГС);

- автономное энергопитание на весь цикл подготовки РКН

Для создания конкретного средства выведения ключевыми в Техническом задании являются требования к энергетическим, эксплуатационным и экономическим характеристикам. Ниже представлен примерный состав таких характеристик.

Энергетические характеристики.

Под энергетическими характеристиками понимают величину массы полезной нагрузки, выводимой на заданную орбиту. Ввиду того, что для разных КА заданными являются орбиты различной высоты и наклонения, то обычно энергетические характеристики нормируются для некоторой условной орбиты, например – стандартной (Н = 200 км, i = 90 град).

Учитывая конструктивные особенности и назначение конкретного типа СВ, определяющих схему выведения полезного груза, в ТТЗ может быть задана одна или несколько из следующих орбит выведения:

- Незамкнутая с отрицательной величиной перигея

- Круговая с заданной высотой и наклонением

- Эллиптическая с заданной величиной апогея и перигея

- Переходная к ГСО

- Геостационарная

- Солнечно-синхронная с заданной высотой и наклонением

- Отлетные траектории к орбитам планет Солнечной системы

- Совокупность нескольких орбит выведения для универсальных СВ.

При выведении на незамкнутую орбиту в ТТЗ обычно задается импульс скорости, необходимый для перевода полезного груза на рабочую орбиту, который реализуется с помощью двигательной установкой КА или с помощью блока довыведения.

При выведении полезных грузов на высоко энергетических орбит в ТТЗ задается схема выведения (апогейная, перигейная и т.п., число импульсов перехода и др.).

Для многоразовых орбитальных ступеней в ТТЗ задается величина импульса скорости, необходимого для схода с орбиты, а также величина бокового маневра на участке спуска с орбиты.
Эксплуатационные характеристики.

К эксплуатационным характеристикам относятся характеристики, связанные с подготовкой и запуском СрВ, а для многоразовых СрВ – также и с межполетным обслуживанием. В первую очередь это временные характеристики, к которым относятся следующие:

- время транспортировки СрВ с завода-изготовителя на космодром;

- время подготовки СрВ на техническом и стартовом комплексах

(ТК и СК);

- время пуска СрВ из различных степеней готовности и максимальная

продолжительность нахождения СрВ в этих готовностях,

время выведения ПГ на заданную орбиту;

- время межполетного обслуживания многоразовых СрВ,

Необходимость обеспечения быстрой встречи на орбите для проведения операций по обслуживанию, снабжению и особенно спасательных операций, предъявляют определенные требования к энерговооруженности и другим эксплуатационным характеристикам средств выведения. Для многоразовых ступеней СрВ в ТТЗ задается время спуска и посадки. Требования по надежности задаются вероятностью успешного выведения ПГ на заданную орбиту. Для пилотируемых СрВ, кроме того, задается вероятность обеспечения безопасности экипажа с учетом надежности как СрВ в целом, так и средств спасения (САС, катапультируемая кабина и т.п.). Кроме того, в ТТЗ может задаваться надежность отдельных систем и агрегатов, и в первую очередь надежность ДУ, в том числе с учетом системы аварийной защиты (САЗ).

Экономические характеристики СрВ.

Экономические характеристики определяются статьями стоимостных затрат на программу пусков, включая:

- стоимость разработки (Включая стоимость испытаний) - ;

- стоимость изготовления - ;

- стоимость эксплуатации - .

Стоимость разработки и испытания практически не зависят от общего количества запусков в программе. При малом количестве запусков затраты, на эти статьи являются определяющими, что требует упрощения процесса разработки СрВ за счет разумного снижения ряда основных характеристик.

При большом количестве запусков в программе возрастает доля общих затрат на изготовление и эксплуатацию при одновременном снижении затрат на изготовление каждого экземпляра СрВ и его эксплуатацию при одноразовом запуске. Это требует снижения удельной стоимости выведения ПГ, например, за счет многоразового использования СрВ.

Важной экономической характеристикой СрВ является удельная стоимость выведения полезного груза

,

где

- количество РН в программе пусков

Более объективной эта характеристика является не для единичного пуска, а для программы пусков

где - стоимость программы пусков

для одноразовых СрВ,

для многоразовых СрВ,

- количество аппаратов для реализации программы пусков.

Величины удельной стоимости выведения и удельной стоимости программы пусков часто используются как критерии сравнительной оценки альтернативных вариантов СрВ.

Из этого достаточно большого перечня характеристик часто для обобщенного представления о РН, как летательном аппарате, используется более краткий перечень, получивший название тактико-технические характеристики и включающий в свой состав:

- диапазон параметров орбиты назначения (высоты перигея и апогея,

наклонение);

- соответствующую определенным параметрам орбиты назначения массу полезного груза;

- точность выведения, определяемую допускаемым разбросом

параметров орбиты;

- допустимый разброс времени выведения на орбиту;

- время подготовки и осуществления запуска.

Литература

1. Сердюк В.К., Толяренко Н.В., Хлебникова Н.Н. Транспортные средства обеспечения космических программ/ Под ред. Мишина В.П.//Итоги науки и техники: Серия Ракетостроение и космическая техника. М.: ВИНИТИ. 1990. Том 11. 276 с.

2. Сердюк В.К., Толяренко Н.В. Межорбитальные транспортные аппараты/ Под ред. Константинова М.С.// Итоги науки и техники: Серия Ракетостроение и космическая техника. М.: ВИНИТИ. 1989. Том 10. 282 с.

3. Ракеты-носители (В.А.Александров, В.В.Владимиров, Р.Д.Дмитриев, С.О.Осипов; Под ред. С.О.Осипова – М.: Воениздат, 1981. –315 с.

4. Введение в аэрокосмическую технику: Учеб. Пособие/ В.Н. Кобелев,

А.Г.Милованов, А.Е. Волхонский; Под редакцией В.Н. Кобелева; МГАТУ. М.,

1994 264 с.

Лекция 10. Последовательность и содержание проектных работ при создании средств выведения

- Последовательность работ

- Постановка проблемы

- Схемные решения (концепции)

- Схемообразующие признаки

- Типовой состав проектных работ и их содержание

Проектирование в соответствии с описанным ранее жизненным циклом технической системы начинается с определения целей и требований и завершается выпуском рабочей документации, достаточной для изготовления опытных образцов для проведения различных испытаний, включая летные.

На первом этапе – концептуальном (системном) проектировании – последовательность работ может быть представлена следующим образом:

- Идентификация основных требований. Они изложены в ТЗ на разработку и содержат параметры орбиты (высота, наклонение), массу выводимой полезной нагрузки план-график создания носителя, стоимостные показатели и др.

- Формирование схемных решений (концепций) конкурирующих вариантов, способных выполнить предъявляемые требования.

- Определение перечня оцениваемых показателей и критерия

предпочтения.

- Анализ концепции, включая предварительную оценку массы, геометрии и параметров ДУ, траекторные исследования, определение параметров внешнего нагружения и исследования чувствительности ключевых характеристик к различным факторам.

- Модификация схемного решения по результатам анализа.

- Повторение вышеупомянутых работ и более детальный анализ.

- Разработка матрицы оцениваемых показателей для рассматриваемых вариантов концепции.

- Модификация требований если необходимо.

- Повторение вышеупомянутых работ до тех пор, пока не будет сделан окончательный выбор концепции.

- Описание выбранной концепции.

Началу разработки средства выведения, как системы соответствующего уровня (см. Рис.1.2), предшествует системное проектирование ее надсистемы, т.е. космического ракетного комплекса, результатом которого является распределение функций между его компонентами и требования к каждой из них. В процессе системного проектирования КРК в ряду других задач исследуется взаимовлияние характеристик его компонент (собственно средства выведения и различных средств наземного обслуживания) и определение их значений (с использованием тех или иных процедур, например оптимизации), обеспечивающих достижение цели, поставленной перед КРК. Результаты этих исследований находят свое отражение в ТЗ на разработку соответствующей компоненты.

Первым шагом процесса проектирования является постановка проблемы, т.е. определения целей и требований к аппарату. Зачастую, они заданны в достаточно общем виде (например, по результатам анализа системы более высокого уровня, т.е. КРК в целом). Тем не менее, они должны быть уточнены и расширены до состава, позволяющего определить конечное число схемных решений для последующего анализа и выбора.

Процедура формирования схемных решений к настоящему времени является наименее формализованной, требующей привлечения к ней высококвалифицированных и широко эрудированных специалистов в качестве экспертов, что позволяет в какой-то степени компенсировать наличие соответствующих моделей и алгоритмов принятия решений.

Под схемным решением будем понимать совокупность принципиальных решений по летательному аппарату (системе) в целом и некоторым основным его агрегатам (подсистемам), определяющим его эффективность. К таковым для средств выведения «Земля – орбита» представляется возможным отнести следующие схемообразующие признаки:

- уровень грузоподъемности (легкие, средние, тяжелые, сверхтяжелые);

- орбита назначения (низкая околоземная, переходная к геостационарной, солнечно-синхронная);

- наличие экипажа (беспилотные, пилотируемые);

- количество ступеней (одноступенчатые, двухступенчатые);

- соединение ступеней для многоступенчатых схем (последовательное, параллельное, комбинированное);

- повторность использования материальной части (одноразовые, частично многоразовые, полностью многоразовые);

- тип старта (традиционные (вертикальный, горизонтальный), нетрадиционные (корабельный, воздушный));

- тип посадки (для многоразовых блоков).

В зарубежной литературе существует практически эквивалентное понятие – архитектура транспортной космической системы. В этом термине «архитектура» является эквивалентом «схемного решения», а «транспортная космическая система» эквивалентом «средства выведения».

К схемным решениям основных подсистем, наиболее существенно влияющих на эффективность летательного аппарата, следует отнести схемные решения ДУ, в частности:

- тип ДУ (ракетные, воздушно-реактивные);

- тип топлива (жидкие, твердые, и др.);

- тип системы подачи топлива (вытеснительная, турбонасосная);

- тип системы наддува («холодный», «горячий», химический);

- тип цикла двигателя ( открытый, замкнутый).

Формирование схемного решения средства выведения «Земля – орбита» предполагает, как правило, принятие решений в первую очередь по вышеприведенным позициям. Однако не исключено, что в этот перечень по каким-то соображениям исследователя могут быть включены признаки, связанные, например, с разновидностями СУ, геометрии крылатых блоков и т.д.

Перечень схемообразующих признаков средств выведения «орбита – орбита», безусловно, отличается от вышеприведенного для средств выведения «Земля – орбита» и будет рассмотрен ниже.

Обращает на себя внимание очень большое число комбинаций, которые базируются на вышеприведенных признаках. Формально – оно равно произведению чисел возможных разновидностей по каждому из признаков. Даже если исключить из них комбинации из несовместимых разновидностей, число принципиально возможных комбинаций все равно будет очень большим.

Однако число возможных комбинаций может быть существенно сокращено не только за счет несовместимых разновидностей, но и по другим соображениям. В частности, по некоторым из вышеприведенных признаков решения могут быть приняты ранее при формировании системы более высокого уровня и тогда эти признаки будут определены в техническом задании на разработку средства выведения. Например, грузоподъемность будущего средства выведения и орбита назначения, как правило, определяются в техническом задании. Из требований технического задания может также следовать исключение из вышеприведенного перечня каких-то видов топлива (например, по соображениям экологии) и др. Кроме того, большое влияние на выбор возможных комбинаций имеют мировой опыт разработки подобных средств выведения, традиции разрабатывающей проект организации, технологический задел, возможности потенциальных субподрядчиков, заводов - изготовителей и т.д.

Значительно сократится число возможных комбинаций для средства выведения, если оно является членом какого либо семейства (например, семейства «Ангара», Delta, Titan и др.). В этом случае подавляющее число решений принимается совместно с решениями по другим членам семейства.

Определенную специфику имеет и выбор решений при модификации средств выведения, сокращая, в первую очередь, спектр возможных решений с учетом схемного решения базового варианта.

При создании семейства РН на базе унифицированных модулей (например, семейство РН «Ангара»), включающем, как правило, РН различных классов, ключевой проблемой является выбор унифицированных блоков, их количество и характер их соединения.

Очевидно, что процедуре выбора возможных комбинаций предшествует анализ приемлемости и доступности возможных решений по каждому признаку. Ниже рассмотрены в качестве примера соображения по некоторым из них.

Одной из ключевых проблем выбора, которая требует исследования при выборе схемного решения, может быть в первую очередь – это многоразовость разрабатываемого аппарата. Логика развития ракетно-космической техники указывает на безусловную перспективность многоразовых средств выведения, несмотря на то, что первые из них (Space Shuttle и «Энергия» – «Буран») оказались недостаточно эффективными или невостребованными. Поэтому нет сомнения, что в будущем именно многоразовые аппараты вытеснят из существующего парка одноразовых средств выведения большинство из них. Остается только вопрос – когда? И очевидно, чем на более дальнюю перспективу планируется использование разрабатываемого средства выведения, тем более оправданным и обоснованным представляются варианты с частично и даже полностью многоразовой материальной частью.

Следующий вопрос, на который следует ответить, является вопрос о количестве ступеней. Даже теоретически возможных вариантов, если рассматривать в качестве орбиты назначения низкую околоземную орбиту, по существу только три: одноступенчатые, двухступенчатые и трехступенчатые. Одноступенчатый вариант по многим причинам является наиболее привлекательным, однако имеются серьезные основания на то, что в ближайшее время его реализация представляется весьма проблематичной. Причин тому, как следует из формулы Циолковского, две: недостаточно высокая эффективность современных ДУ (невысокий удельный импульс) и высокая относительная масса конструкции. Использование трехступенчатого варианта может быть оправдано в случае невозможности, по каким-то причинам, использовать современные высокоэффективные двигатели. Ибо такие топливные пары как «кислород – керосин» и «кислород – водород» даже в двухступенчатом варианте оказываются достаточно эффективными. Действительно, подавляющее большинство создаваемых и относительно недавно созданных РН, отечественных и зарубежных, являются двухступенчатыми. Другой причиной использования трехступенчатых и даже четырехступенчатых вариантов обычно является необходимость выведения полезных нагрузок на высокоэнергетические орбиты и траектории, но в таких случаях верхние ракетные блоки верхних ступеней разрабатываются в виде автономных средств выведения - разгонных блоков и вместе с выводимым КА являются по существу полезной нагрузкой для двухступенчатого носителя.

Характер соединения ступеней между собой влияет на габариты аппарата в целом, его аэродинамические характеристики, выбор систем разделения, характер механического нагружения и т.д. Очень существенно характер соединения влияет на наземные системы обслуживания, его транспортировки, схему стартового комплекса и т.д. В таблице 10.1 представлены сильные и слабые стороны двух способов соединения («тандема» и»пакета»), отражающие накопленный в ракетной технике опыт.

Одной из ключевых проблем при формировании схемного решения является выбор типа ДУ и основных его характеристик. К настоящему времени на практике используются жидкостные и твердотопливные двигатели. Каждый из них обладает характеристиками, достаточно высокими, чтобы обеспечить соответствующее приращение скорости в двух- или более ступенчатом варианте средства выведения.

В таблице 10.2 представлены сравнительные данные по этим двигателям.

Таблица 10.2. Сравнение твердотопливных и жидкостных двигателей

Перечень возможных типов ДУ, если рассматривать перспективные решения, не исчерпывается вышеупомянутыми двумя. Ведутся исследования по другим типам двигателей, например, с применение гибридных и желеобразных топлив. Для многоразовых блоков как первых ступеней, так и вторых ( или возвращаемых аппаратов, как части второй ступени) реально использование воздушно-реактивных двигателей. Представляет также интерес использование различных типов комбинированных двигательных установок, в том числе с ЯРД, как одной из составляющих таких ДУ.

При выборе на уровне формирования схемного решения варианта ДУ желательно более детально рассмотреть возможные схемные решения самой ДУ, включая тип системы подачи (вытеснительная или турбонасосная), тип схемы сгорания (с дожиганием или без дожигания), тип системы наддува и др.

На следующем шаге разработки каждой из концепций определяется геометрия аппарата. В действительности, основой любого проекта является геометрический образ (внешняя компоновка) объекта проектирования. Визуализация объекта (в частности, летательного аппарата) является очень важным элементом проектирования. Многие исследования в процессе проектирования (аэродинамический анализ, расчет нагрузок, анализ напряжений и деформаций и т.д.) в качестве исходных данных используют геометрическую модель.

После формирования геометрического образа имеется возможность провести аэродинамический анализ, в первую очередь с цель определения коэффициентов аэродинамических сил и моментов в функции скорости движения.

Наличие аэродинамических характеристик, а также данных об основных составляющих масс аппарата и характеристик ДУ позволяет реализовать моделирование полета, т.е. проектирование траектории. Одной из ключевых задач моделирования полета является определение, т.н. основных проектных параметров, т.е. параметров от которых при заданном схемном решении в наибольшей степени зависят характеристики аппарата. К таким, опираясь на опыт проектных работ следует отнести в первую очередь распределение масс по ступеням ( в случае многоступенчатых средств выведения) и начальную тяговооруженность по ступеням. При этом следует учитывать характерные ограничения, такие как максимальная перегрузка, максимальный скоростной и тепловой потоки, требования по боковому маневру и т.д. Численные значения основных проектных параметров, обеспечивающих выполнение задачи по выведению полезной нагрузки на орбиту назначения, должны быть выбраны из допустимого диапазона (определяемого условием достижения необходимой конечной скорости при выполнение упомянутых ограничений) с использованием приемлемых алгоритмов выбора (оптимизации), ориентируясь на принятый критерий эффективности.

Данные, полученные в результате траекторных (баллистических) расчетов, позволяют провести расчеты массовых характеристик и размеров аппарата и его основных отсеков. Как правило, в качестве основных исходных данных, кроме данных траекторного анализа, используются стартовая (начальная) масса, характеристики ДУ и ряд показателей совершенства конструкции.

Наличие результатов аэродинамического и траекторного анализа позволяет осуществить расчет тепловых нагрузок на представляющих интерес участках поверхности в произвольный момент времени.

Результаты аэродинамического и траекторного анализов, а также определенные ранее геометрические характеристики аппарата и механические свойства используемых материалов являются исходными для анализа конструкции силовых элементов.

Данные, полученные по результатам вышеупомянутых работ, позволяют осуществить оценку основных стоимостных показателей разрабатываемого аппарата.

На рис. 10.1 представлена укрупненная схема вычислительных работ, характерных для концептуального проектирования. Следует отметить, что представленная последовательность работ, включая схему (рис. 10.1) характерна для аппаратов крылатой схемы. Для баллистических аппаратов некоторые из вычислений существенно упрощаются (например, аэродинамический анализ), а некоторые на этом этапе разработки могут быть исключены (например, анализ тепловых нагрузок).

Последующие этапы - предварительное и эскизное проектирование, в общем, носят сходный характер и отличаются от этапа к этапу большей детализацией и глубиной анализа. Последовательность работ в целом представляется следующая:

1. Используя результаты концептуального проектирования, отобранный вариант аппарата расчленяется на основные подсистемы, отсеки и агрегаты и осуществляется формирование требований к каждой из компонент;

2. Начинается разработка каждой из основных подсистем:

- Определяется в деталях состав информации необходимый для дисциплинарных задач, включая массовые характеристики аэродинамические, термодинамические характеристики, свойства материалов и т.д.

- Осуществляется траекторный анализ, одной из задач которого является обеспечения исходной информацией других дисциплин.

- Используя данные по базовой траектории, формируется логика управления, проводится анализ устойчивости и управляемости.

- На базе траекторного анализа с учетом управления определяются нагрузки.

- Определяются тепловые нагрузки.

- Осуществляется анализ напряжений и деформаций.

- Определяются запасы прочности и вырабатываются рекомендации по изменениям в проекте.

3. По результатам предшествующих работ проект модифицируется

4. Процесс повторяется с большей детализацией и глубиной.

На рис.10.2 представлен пример расчленения аппарата на подсистемы и компоненты последующих уровней. Естественно, эти подсистемы имеют свою последовательность работ, содержание которых зависит от их физической природы.

Литература

1. Основы проектирования летательных аппаратов

(транспортные системы) В.П. Мишин и др.: - М.:

Машиностроение, 1985. – 360 с., ил.

2. Карраск В.К. Проектирование конструкций летательных

аппаратов (Выбор основных проектных решений и

параметров): Учебное пособие. – М.: МАИ, 1987.-84 с.

3. Ракеты-носители (В.А. Александров, В.В. Владимиров,

Р.Д. Дмитриев, С.О. Осипов; Под ред. С.О. Осипова – М.:

Воениздат, 1981. –315 с.

4. Space Transportation: A Systems Approach to Analysis and

Design/Walter E/ Hammond - (AIAA education series), 1999,

711 p.

5. Design methodologies for space transportation systems/

Walter E/ Hammond - (AIAA education series), 2001, 866 p.

Дата добавления: 2014-05-17; просмотров: 1392; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!