Реферат: «конструктивные особенности жидкостной двигательной установки, обеспечивающие управляемость автономного космического буксира»

Государственное предприятие
"Конструкторское бюро "Южное" им. М.К. Янгеля"











































^ РЕФЕРАТ РАБОТЫ




«КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ЖИДКОСТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ УПРАВЛЯЕМОСТЬ АВТОНОМНОГО КОСМИЧЕСКОГО БУКСИРА»
















Автор: Дибривный А.В., начальник группы проектного отдела двигательного КБ



















































































2011

С экономической точки зрения использование снятых с боевого дежурства ракет для запусков космических аппаратов является самым разумным видом конверсии боевых ракет. Примерами такого использования отслуживших свое боевых ракет являются космические носители «Рокот», «Стрела», «Волна», «Днепр», «Минитмен», и т.д. Более того, опыт использования военных ракет для переоборудования их в ракеты космического назначения существовал с самого начала космической эры. Первые ракеты-носители «Союз», «Циклон», «Протон», «Титан», «Космос», «Атлас» и другие изначально планировались как средство доставки боевого заряда на территорию предполагаемого противника.

Подписание договоров о сокращении стратегических наступательных вооружений в 1991 году с одной стороны и развитие рынка запуска малых космических аппаратов с другой дали толчок к развитию конверсионных программ ракетных космических комплексов. Вместе с тем, чтобы боевая ракета могла выполнять функции ракеты-носителя, зачастую требуются ее значительные доработки, которые приводят к значительному удорожанию программы. В основном изменениям подвергается головная часть. В ней устанавливаются устройства для крепления космических аппаратов и сами спутники, аппаратура для связи с ними. В систему управления вводится новая программа полета. Все эти доработки преследуют одну цель - модифицировать боевую ракету для запуска космических аппаратов, сохранив ее основу. Однако в ряде случаев этого оказывается недостаточно, так как двигательные установки разгонных ступеней МБР, в большинстве своем не предусматривают возможности повторного включения в условиях невесомости, что значительно ограничивает массу полезного груза, выводимого на высокие орбиты. Например, космический носитель «Рокот» при стартовой массе 107 тонн может выводить на солнечно-синхронную орбиту высотой 800 км космический аппарат массой 1000 кг. Космический носитель «Днепр» при стартовой массе 211 тонн на ту же орбиту может выводить космические аппараты массой до 400 кг. Столь существенная разница в массе полезного груза объясняется тем, что при конверсии боевая ракета РС-18 (SS-19 по западной терминологии), первые две ступени которой используются в составе РН «Рокот», были оснащены новой разгонной ступенью (разгонным блоком) «Бриз-КМ», двигательная установка которой, обеспечивает пятикратное включение маршевого двигателя в полете. Конверсия боевой ракеты РС-20 (SS-18 по западной терминологии) проводилась без существенного изменения базовой разгонной ступени, которая обеспечивает только однократное включение маршевого двигателя в полете.

Дооснащение РН разгонной ступенью, как это было сделано при конверсии ракеты РС-18, или модернизация штатной разгонной ступени, хотя и позволяет значительно повысить энергетические возможности конверсионной ракеты-носителя (увеличить массу выводимого полезного груза), но неизменно приводит к значительному повышению стоимости пусковых услуг, что однозначно снижает конкурентоспособность конверсионного космического носителя.

Другим путем повышения энергетических возможностей существующих конверсионных ракет-носителей является дооснащение их автономными космическими буксирами (блоками выведения), которые должны обеспечить перевод космического аппарата с промежуточной орбиты на целевую. В отличие от разгонных ступеней (разгонных блоков) автономные космические буксиры имеют значительно меньшую массу (например, блок выведения «Икар» РН «Союз» имеет стартовую массу 2500 кг, в то время как разгонный блок «Фрегат» для той же РН имеет стартовую массу 6500 кг), конструктивно просты (двигательные установки выполнены с использованием вытеснительной подачи компонентов топлива), а, следовательно, имеют значительно меньшую стоимость. Баллистические расчеты показывают, что космические буксиры значительно снижают массу полезного груза выводимого на низкие орбиты (снижение массы полезного груза практически эквивалентно стартовой массе космического буксира), однако позволяют повысить массу полезного груза выводимого на высокие орбиты (например, обеспечить выведение микро-спутников на геостационарную орбиту). Кроме конверсионных носителей применение АКБ так же актуально для твердотопливных космических носителей. Например, при применении в составе РН «Пегас» (разработчик Orbital Sciences, США) четвертой ступени HAPS масса выводимого РН полезного груза повысилась со 150 до 190 кг, а так же значительно возросла точность выведения.

Учитывая относительно небольшие размеры автономных космических буксиров, при их проектировании основной задачей является достижение максимально возможного массового совершенства. Это объясняется тем, что при небольшом суммарном импульсе двигательной установки (например, для ступени HAPS суммарный импульс составляет 21,8 тс*с), увеличение удельного импульса тяги двигательной установки на 1 секунду эквивалентно повышению массы полезного груза на 1,5…2 кг. Достижение высокого массового совершенства космического буксира может быть достигнуто, например, путем применения оптимального, для конкретной задачи, способа управления вектором тяги двигательной установки ступени, а так же его конструктивного исполнения, так как для двигательных установок с тягой менее 500 кгс масса системы управления вектором тяги может быть равна массе собственно маршевого двигателя. Таким образом, повышение энерго-массовых характеристик космического буксира путем применения оптимального, для конкретной задачи, способа управления вектором тяги двигательной установки ступени, а так же его конструктивного исполнения является актуальным.

^ Связь работы с научными программами, планами, темами.

Работа выполнена в Государственном предприятии «Конструкторское бюро «Южное» им. М.К. Янгеля» Национального космического агентства Украины в рамках контракта с компанией МКК «Космотрас» по повышению энергетических характеристик конверсионной РН «Днепр» (программа по эксплуатации космического ракетного комплекса «Днепр» на базе технологий МБР РС-20). Результаты работы применены в двигательной установке ДУ-802, что подтверждается Актом.

^ Целью работы является снижение массы двигательной установки автономного космического буксира (блока выведения) путем исключения из его состава ряда элементов системы управления вектором тяги с передачей их функции другим вспомогательным системам.

Достижение цели предполагает решение следующих задач:

- анализ схемных и конструктивных решений по управлению вектором тяги, реализованных в существующих двигательных установках, работающих на жидком топливе, и выбор наиболее подходящих для космических буксиров;

- определение основных критериев, определяющих допустимость применения различных способов управления вектором тяги;

- определение влияния изменения жесткости разделительных диафрагм топливных баков на изменение центра масс двигательной установки космического буксира в полете;

- выбор способа парирования изменения жесткости разделительных диафрагм топливных баков;

- экспериментальное подтверждение работоспособности выбранного способа парирования изменения жесткости разделительных диафрагм топливных баков.

^ Объект исследования - жидкостная двигательная установка космического буксира.

Предмет исследования – оптимальная конструкция системы управления вектором тяги двигательной установки космического буксира.

^ Методы исследования – анализ конструкции существующих систем управления вектором тяги, математическое моделирование выработки топлива из баков двигательной установки в полете при изменении жесткости диафрагмы. Стендовые экспериментальные исследования выработки топлива из баков. Метод статистической обработки данных для анализа результатов эксперимента и оценки ошибок.

^ Научная новизна работы состоит в том, что:

Усовершенствованы общие критерии выбора способа управления вектором тяги для многобаковой двигательной установки автономного космического буксира.

Разработана методика оценки влияния разброса жесткости разделительной диафрагмы топливного бака на изменения положения центра масс двигательной установки в полете.

^ Личный вклад соискателя. Исходными положениями диссертационной работы послужили материалы инженерной записки «Основные характеристики и конструкция РН, РС и КГЧ, используемых для запуска КА «COSMO-SkyMed», «Днепр-CSM» ПЗ-1.3, ГП «КБ «Южное», Днепропетровск, 2003. В ходе отработки равномерности выработки компонентов топлива из двух баков диафрагменных по результатам испытаний (2005 год) соискатель принимал непосредственное участие в подготовке и проведении испытаний и в анализе результатов испытаний. Соискатель является одним из основных исполнителей при проведении указанных работ. При непосредственном участии соискателя выпущен научно-технический отчёт «Оценка равномерности выработки компонентов топлива из двух баков диафрагменных по результатам испытаний в отделе 77 ГКБ «Южное», НТО №448-186/05. Результаты, заявленные как научная новизна, получены лично соискателем.

^ Апробация работы. Апробация исследований проведена на 12-м и 13-м Международных конгрессах двигателестроителей (Крым, Рыбачье-2007 и 2008 гг.), на трех Международных научных конференциях «Человек и космос» (2007, 2008, 2009 гг.), на международной конференции «Передовые технологии на благо человечества» (под эгидой международной академии астронавтики IAA, Днепропетровск 2007 год) и на первом Украинском Семинаре по Аэрокосмической технике (Днепропетровск 2009 год).

Публикации. Результаты исследований опубликованы в двух научно-технических журналах, входящих в перечень ВАК Украины (публикации прилагаются).

^ Основные научно-практические результаты. Разработана и доведена до этапа сертификационных испытаний жидкостная двигательная установка автономного космического буксира «Кречет» для РН «Днепр-1». Внешний вид двигательной установки ДУ-802 в сборочном цеху ПО ЮМЗ представлен на рисунках 1 и 2.

Приведенные в работе мероприятия по снижению массы двигательной установки ДУ-802 путем исключения из ее состава ряда элементов системы управления вектором тяги, необходимых для качания маршевого двигателя в двух плоскостях стабилизации:

системы управления вектором тяги (масса 15,53 кг);

узла качания (масса 0,5 кг);

магистралей входных топливных с сильфонными узлами и элементами крепления (масса 1,8 кг);

с передачей их функций двигателям малой тяги позволили снизить массу двигательной установки примерно на 11 % (на 17,83 кг).

Разработана, отработана в стендовых условиях и введена в конструкторскую документацию система парирования изменения жесткости разделительных диафрагм топливных баков.




Рисунок 1 - ДУ-802 в сборочном цеху ПО ЮМЗ (вид сбоку)




Рисунок 2 - ДУ-802 в сборочном цеху ПО ЮМЗ (вид сверху)

^ Сравнительный анализ технических характеристик двигательной установки с существующими двигателями и ДУ. Представленные в таблице двигательные установки по своему составу и назначению, а также по заправке – разные. Поэтому сравнивать их по энерго-массовым характеристикам проблематично. Сразу можно выделить уникальность разработанной ДУ, т. к. она является единственной с управлением вектором тяг при работе маршевого двигателя большой тяги (450 кгс) с помощью двигателей малой тяги. Кроме того, данная двигательная установка является единственной в мире, в которой применена пневмонасосная система подачи топлива.

Если рассматривать двигательные установки поэлементно: камера двигателя, ТНА, система подачи, то ДУ-802 имеет лучшие характеристики, наибольшее значение по Iуд. и наименьшую “сухую” массу (МД с ПНА), по сравнению с представленными двигателями.

При оценке двигательных установок в комплектации с агрегатами подачи и равным запасом компонентов топлива, их массовые характеристики близки. Однако, ДУ-802 обладает увеличенным значением удельного импульса тяги, за счёт исключения выбросов генераторного газа после турбины. Кроме того, эта установка проще в отработке, т. к. потребовала значительно меньший объём материальной части.

Таблица

Параметры

ДУ-802

РД-864

РД-869

РД-866

РД-0225

КТДУ-426

КТДУ-80

КРД-79

Тяга в пустоте маршевого двигателя, кгс

450

2060

(в т. ч. 4 камеры тягой 500 кгс каждая)

2080

(в т. ч. 4 камеры тягой 500кгс каждая)

513,5

400

315

300

315

Управление вектором тяги

ЖРД МТ

Качание камер

Качание камер

Качание камеры

Качание камеры

Качание

камеры

Качание

камеры

Качание

камеры

Удельный импульс тяги в пустоте маршевого двигателя, кгсс/кг

322,5

309

313

305,5

290,7

292

302

293,7

Система подачи;

схема двигателя

пневмонасосная

турбонасосная без дожигания генераторного газа

турбонасосная без дожигания генераторного газа

комбинированная (вытеснительная и насосная без дожигания генераторного газа)

вытеснительная

турбонасосная без дожигания генераторного газа

турбонасосная без дожигания генераторного газа

вытеснительная

Массовое соотношение компонентов топлива на основном режиме

2,25

1,8

1,8

2,03

-

1,85

1,85

1,85

Компоненты топлива

АТИН и НДМГ

АТ и НДМГ

АТ и НДМГ

АТ и НДМГ

АТ и НДМГ

АТ и НДМГ

АТ и НДМГ

АТИН и НДМГ

Масса двигателя, кг

масса ДУ - 165,4 (в т. ч. МД с ПНА –38 кг)

199

(масса камеры двигателя - 15 кг)

196

(масса камеры двигателя –14 кг)

125,4

(масса камеры двигателя - 9,2 кг)

23

270

(ДУ)

310

(ДУ)

38,5

Время работы, с

350

600

700

330

1200

570

890

2700

Разработчик

ГКБЮ

ГКБЮ

ГКБЮ

ГКБЮ

КБХА

КБХМ

КБХМ

КБХМ

Применение

Днепр-1 с АКБ Кречет

15А18

(SS-18)

15А18М

(SS-18)

15Ж60, 15Ж61

(SS-24)

Алмаз

Союз-Т

Союз-7М,

Прогресс-7М

Салют-6,7, Мир