История развития ракетной техники

Содержание Ведение

1. Общая часть

1.1 Ракета-носитель «Виктория-К»

1.1.1 Краткая история создания

1.1.2 Тактико-технические характеристики

1.1.3 Двигатели и их характеристики

1.1.4 Подготовка и запуск

1.2 Ракета-носитель «Волна»

1.2.1 Краткая история создания

1.2.2 Тактико-технические характеристики

1.2.3 Двигатели и их характеристики

1.2.4 Подготовка и запуск

1.3 Проект ракетоносителя «Единство»

1.3.1 Краткая история создания

1.3.2 Тактико-технические характеристики

1.3.3 Двигатели и их характеристики

1.4 Определение положения центра масс ракеты в процессе полета

1.4.1 Определение массово-геометрических характеристик РН

1.4.1.1 Определение массовых характеристик

1.4.1.2 Определение геометрических характеристик РН

1.4.1.3 Определение моментов инерции

2. Специальная часть

2.1 Сравнение Тактико-технических характеристик РН «Виктория-К» и РН «Энергия»

Заключение

Список использованных источников Приложение

Введение

ракета носитель двигатель полет История развития ракетной техники неразрывно связана с ее постоянным совершенствованием. Происходит постоянное усложнение задач, поставленных перед изделиями ракетной техники. При этом упор делается на повышение результатов космической деятельности. Современные средства выведения являются сложными и дорогостоящим и техническими устройствами. Поэтому естественным является стремление к снижению стоимости разработки и изготовления ракет-носителей и разгонных блоков при безусловном сохранении надежности и безотказности их функционирования в полете.

Решению данной задачи, в определенной степени, способствует разработка средств выведения с широким применением унифицированных базовых конструкций (универсальных модулей) и доступной элементной базой.

1. Общая часть

1.1 Ракета-носитель «Виктория-К»

1.1.1 Краткая история создания Государственный ракетный центр «КБ академика В.П. Макеева» предлагает проект сверхтяжелой РН «Виктория-К», учитывающий особенности российских условий.

В проекте используются только двигатели, серийно выпускаемые отечественной промышленностью и работающие на топливе, имеющемся на наших космодромах. Изготовление РН предполагается на существующих заводах, испытания — на имеющихся стендах, транспортировка — на существующих видах транспорта и т. д.

В силу этого РН «Виктория-К» можно создать довольно быстро и сравнительно дешево.

При разработке РН «Виктория-К» большое значение придается обеспечению транспортабельности ее блоков в максимальной заводской готовности.

Для РН «Виктория-К» предполагается использовать только серийно выпускаемые российские двигатели, в т. ч. новейшей разработки.

1.1.2 Тактико-технические характеристики Компоновка РН «Виктория-К» представлена на рис. 1. Разработка РН в условиях жестких габаритных ограничений является типичной для конструкторской школы подводного ракетостроения КБ имени В. П. Макеева.

Поэтому был проведен анализ возможности «вписать» ракетные блоки в транспортные ограничения для получения максимального объема топливных баков. Анализ железнодорожных габаритных ограничений показал, что для ракетного блока диаметром 4,1 м длина не может быть более 24 м.

Однако проведенные исследования выявили, что допустимо увеличение этой длины за счет применения дополнительных сужающихся Рисунок 1 — Компоновка РН «Виктория-К»

хвостового и носового отсеков. Такое решение позволяет увеличить объемы топливных баков ракетных блоков (на 25- 30%). Благодаря реализации такого решения, в каждом боковом ракетном блоке РН «Виктория-К» запас топлива достигает 390 т, а в центральном — 420 т, в то время как на РН «Зенит» (чисто цилиндрической конструкции) — около 310 т.

Самолет АН-124 «Руслан» в сравнении с железной дорогой практически не накладывает дополнительных габаритных ограничений. В итоге удалось обеспечить стартовую массу РН «Виктория-К» более 3000 т.

Характеристики РН «Виктория-К» представлены в таблице 1.

Таблица 1 — Характеристики РН «Виктория-К»

Особую ценность представляет собой то обстоятельство, что удается сформировать практически оптимальный ракетный блок первой ступени РН с двигателем РД-170, транспортабельный в полной заводской готовности. Аналогичный подход в РН «Виктория-К» применен и к ракетным блокам с двигателями РД-180, РД-191 и РД-0124 для других ступеней РН. Проработка различных вариантов семиблочных пакетов показала, что наиболее эффективной является трехступенчатая схема. Первая ступень РН образована четырьмя боковыми блоками с двигателями РД-170, вторая ступень РН — двумя боковыми блоками с двигателями РД-180, третья ступень РН — центральным блоком с двигателем РД-191.

Все двигатели пакета запускаются на Земле. По мере израсходования топлива выключаются и отделяются четыре боковых блока первой ступени РН (на 155−165 с), далее — два боковых блока второй ступени РН (на 310−320 с), а затем центральный блок третьей ступени РН (на 670−750 с). Затем работает разгонный блок с двигателем РД-0124. Существенным обстоятельством является то, что каждый ракетный блок оснащается только одним двигателем. Двигатели РД-170, РД-180 и РД-191 используются в штатных условиях, то есть в тех же, в которых они эксплуатируются на РН «Зенит», At1as 5 и «Ангара». Для двигателя РД-0124 необходимо осуществить доработку для обеспечения двух-трехкратного запуска.

Все это позволяет говорить о возможности практически полной унификации двигателей РН «Виктория-К» с двигателям и упомянутых серийных РН. Упрощаются разработка, производство, эксплуатация и наземная отработка, в том числе огневая.

1.1.3 Двигатели и их характеристики Двигатели на РН «Виктория-К» РД-170,РД-180 и РД-191. Все они разработаны одним предприятием (НПО «Энергомаш» им. В. Глушко) и представляют собой унифицированное семейство двигателей, в частности унифицированы камеры сгорания.

Четырехкамерный двигатель РД-170 является самым мощным из когда-либо созданных двигателей. Тяга двигателя на Земле составляет 740−784 т, в пустоте — 806−848 т, масса 9750 кг и энергомассовое совершенство (отношение тяга/вес) 82. Четырёхкамерный двигатель закрытого цикла работает на паре кислород-керосин. Мощность РД-170 — около 20 млн. лошадиных сил. Двигатель может обеспечить управление в двух плоскостях — по тангажу и по рысканию, благодаря синхронному качанию всех четырёх камер двигателя. Двигатель обладает высоким массовым совершенством и удельным импульсом 337 с (наивысший результат для кислородно-керосинового двигателя первых ступеней). Двигатель РД-170 создан в 80-е годы прошлого века, хорошо отработан, и надежен. Лучшего двигателя для первой ступени сверхтяжелой РН в мире не существует. Собственно, в этом качестве он уже использовался — в составе РН «Энергия» .

Двухкамерный двигатель РД-180 и однокамерный двигатель РД-191 разработаны на базе узлов и агрегатов двигателя РД-170. Они имеют сходное с последним энергомассовое совершенство и тягу соответственно в два и четыре раза меньшую, чем у двигателя РД-170.

Двухкамерный двигатель РД-180 жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины, оснащен двумя камерами сгорания и двумя соплами. Топливо — керосин, окислитель — жидкий кислород. Двигатель состоит из двух камер, турбонасосного агрегата, бустерного насосного агрегата горючего, бустерного насосного агрегата окислителя, газогенератора, блока управления автоматикой, блока баллонов, системы приводов автоматики, системы рулевых приводов, регулятора расхода горючего в газогенераторе, дросселя окислителя, дросселя горючего, пуско-отсечных клапанов окислителя и горючего, двух ампул с пусковым горючим, пускового бачка, рамы двигателя, донного экрана, датчиков системы аварийной защиты, теплообменника для подогрева гелия на наддув бака окислителя. Массовое соотношение окислителя и горючего — 2.72, дросселирование возможно в диапазоне 40−100%. Тяга в вакууме 423,4 тс, удельный импульс в вакууме 337,8 c.

Однокамерный двигатель РД-191 жидкостный ракетный двигатель с дожиганием окислительного газа. Тяга (на уровне моря/в вакууме): 196/212,6 тс, удельный импульс (на уровне моря/в вакууме): 311,5/337,4 с, диапазон дросселирования тяги (от номинального значения): 27−105%, компоненты топлива: жидкий кислород и керосин РГ-1.

Упомянутые двигатели имеют одинаковые условия работы (наземный запуск) и эксплуатации, у них унифицированные агрегаты автоматики, рулевые приводы, широкий диапазон регулирования тяги, большой ресурс работы, высокая надежность и т. д. Двигатель РД-170 серийно выпускается для украинских РН «Зенит». Двигатель РД-180 серийно выпускается для американской РН «Atlas 5». Двигатель РД-191 проходит огневые испытания и будет серийно выпускаться для российской РН «Ангара» .

Лучшего набора двигателей для создания перспективной РН сверхтяжелого класса сегодня не существует ни в одной стране мира. Для разгонного блока со стартовой массой на опорной орбите порядка 100 т требуется эффективный, серийно выпускаемый керосиновый двигатель тягой 20−50 т. В проекте РН «Виктория-К» в качестве такового предполагается использовать двигатель РД-0124. Двигатель РД-0124 четырёхкамерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), работающий на керосине и жидком кислороде. Он разрабатывается КБХА для верхних ступеней РН «Союз-2», «Ангара» и «Воздушный старт». Тяга двигателя РД-0124 составляет 30 т, удельная тяга — 359 с.

1.1.4 Подготовка и запуск РН, созданные в СССР и США в 60−80 годы прошлого века, имели в своем составе крупногабаритные ракетные блоки, требующие специальных мер по их транспортировке. В США блоки РН «Satum-5» транспортируются на специальных баржах. В СССР географические условия не позволяли применить этот метод. Сборка блоков РН Н-1 осуществлялась прямо на космодроме в специально построенном цехе. А для РН «Энергия» были разработаны специальные самолеты «ВМТ» и «Мария» с размещением груза сверху, на внешней подвеске. Для РН «Виктория-К» такие подходы представляются бесперспективными. Транспортировка ее блоков предполагается обычными видами железнодорожного и авиационного транспортов — соответственно на грузовых платформах и внутри грузового отсека самолета АН-124 «Руслан» .

На рис. 1.1. показана железнодорожная и авиационная транспортировка блоков РН «Виктория-К» .

Они могут перевозиться по воздуху или железной дорогой с целью обеспечения транспортабельности РН «Виктория-К» создается по пакетной схеме. Пакет состоит из семи блоков. Восьмой блок (разгонный) устанавливается по тандемной схеме на центральном блоке. Транспортные ограничения на габариты ракетных блоков являются одной из причин отказа от использования водородного топлива (в силу его малой плотности).

Рисунок 1. 1. — Железнодорожная и авиационная транспортировка блоков РН «Виктория-К» .

1.2 Ракета-носитель «Волна»

1.2.1 Краткая история создания РН «Волна» разработана в ГКЦ «КБ имени В.П. Макеева». РН «Волна» предназначена для отработки получения материалов в условиях кратковременной микрогравитации при пусках по баллистическим траекториям, а также для выведения малогабаритных микроспутников на орбиту.

РН «Волна» создана на основе БРПЛ Р-29Р (РСМ-50). Исходная БРПЛ была создана во второй половине 1970;х годов в ответ на развертывание в США морских баллистических ракет с разделяющимися головными частями; существенную роль в разработке сыграли положения и ограничения договоров по ПРО и ОСВ-1 (1972 г.), а также договора ОСВ-2 (1979 г.). Общий вид «Волна» представлен на рис. 2.

Рисунок 2 — РН «Волна»

1.2.2 Тактико-технические характеристики Из-за специфических для размещения на подводной лодке схемнокомпоновочных решений, БРПЛ из Миасса очень компактны, и у них сравнительно небольшая стартовая масса. Эти достоинства боевых ракет создали серьезные сложности при их переоборудовании в «мирные». Самое главное современный КА очень трудно поместить туда же, где разработчики «упрятали» боевые блоки. Разработчики конверсионных модификаций наземных РН могут поставить вместо штатного головного обтекателя другой, более просторный. Так можно сделать и с морскими ракетами, но это гораздо сложнее и дороже, поскольку пусковую установку подводного ракетоносца переделать под космические задачи непросто. Отсюда жесткие ограничения на габариты КА. Кроме того, полезный объем «съедает» и капсула, в которую приходится помещать КА, чтобы защитить их от теплового воздействия ЖРД верхней ступени РН.

Чтобы определить оптимальные пути решения поставленной задачи, КБ имени В. П. Макеева приступило к разработке двух ракет с межконтинентальной дальностью стрельбы жидкостной РСМ-50 и твердотопливной РСМ-52. В первой использовались схемные, конструктивные и технологические решения, прошедшие отработку и проверку на предыдущем изделии РСМ-40. Принципиальные отличительные особенности ракеты РСМ-50: возможность комплектации ее тремя взаимозаменяемыми вариантами боевой нагрузки (моноблочной, трехи семиблочной головными частями) и наличие боевой ступени, в состав которой входят ЖРД, отсек с боевыми блоками и приборный отсек с бортовой аппаратурой системы управления, обеспечивающие индивидуальное наведение блоков на разные цели. Система управления оснащена блоком астрокоррекции с расширенными возможностями учета ошибок навигационного комплекса подводной лодки, как в определении курса, так и места стрельбы. На первом этапе полета ракеты к цели отделяется первая ступень, затем идет сеанс астронавигации, потом происходит отделение второй ступени, прицельное отделение боевых блоков и их вход в атмосферу.

Двухступенчатая РН «Волна» обеспечивает выведение КА массой 600−700 кг на суборбитальные траектории с максимальной высотой 1200−1300 км, а КА массой 100 кг — до 3000 км.

Имеется возможность установки на РН нескольких КА и их последовательного отделения.

Основные характеристики РН «Волна» представлены в таблице 2.

Таблица 2 — Характеристики РН «Волна»

1.2.3 Двигатели и их характеристики Для увеличения энергетических возможностей РН «Волна» может оснащаться мало габаритной двигательной установкой, обеспечивающей довыведение КА на заданную околоземную орбиту.

1.2.4 Подготовка и запуск Началом использования РН «Волна» можно считать пуск в июне 1995 г. В этом пуске РН «Волна» пролетела по баллистической трассе Баренцево море — п-ов Камчатка на дальность 7500 км. Полезным грузом для этого пуска стал термаконвекционный модуль Бременского университета (Германия). Следующий суборбитальный пуск РН «Волна» состоялся в 20 июля 2001 г. Этот пуск был неудачным — КА «Солнечный парус» не отделился от РН «Волна». 12 июля 2002 г. РН «Волна» стартовала из акватории Баренцева моря с подводной лодки «Рязань» с целью запуска КА «Демонстратора-2» по суборбитальной траектории. Аппарат был утерян в результате нештатного отделения. Точные причины аварии не известны, официальная версия (наиболее вероятная причина) такова: «механическое разрушение конструкции защитного кожуха спускаемого аппарата после команды на разделение второй и третьей ступеней РН, обусловленное малоисследованным влиянием комплексного воздействия целого ряда факторов. Разрушение произошло еще до начала функционирования спускаемого аппарата. 21 июня 2005 г. с борта российской атомной подводной лодки К-496 «Борисоглебск», находившейся в погруженном состоянии в акватории Баренцева моря, был произведен очередной пуск конверсионной РН «Волна». Задачей запуска было выведение на околополярную орбиту наклонением 80,03° и высотой 759кмЧ842км экспериментального американо-российского КА «Cosmos 1» с солнечным парусом. КА не был выведен на заданную орбиту из-за отказа на этапе работы первой ступени РН «Волна». Самопроизвольная остановка двигателя произошла на 83-й секунде полета.

7 октября 2005 г. из акватории Баренцева моря с борта атомной подводной лодки К-496 «Борисоглебск» осуществлен пуск по незамкнутой баллистической траектории (с высотой апогея 259 км) РН «Волна» с экспериментальным спускаемым аппаратом «Демонстратор D-2R». Старт РН «Волна» разработки ГКЦ «КБ имени В.П. Макеева» прошел в штатном режиме. Отделение аппарата от РН «Волна» было обеспечено с параметрами, близкими к расчетным. На рис. 2.2. представлена схема полета РН «Волна» с КА «Демонстратор D-2R» .

Рисунок 2. 2- Схема полета РН «Волна» с КА «Демонстратор D-2R»

1.3 Проект ракетоносителя «Единство»

1.3.1 Краткая история создания Государственный ракетный центр «КБ им. академика Макеева» (г. Миасс, Челябинской обл.) разработал для международной компании United Launch Systems lntemational (ULSI) эскизный проект ракетно-космического комплекса «Единство», предусматривающий создание космодрома на территории Австралии и запуск с него российской РН «Единство» (ULV-22).

Компания ULST получила все разрешения на строительство космодрома от правительства Австралии и от правительств заинтересованных штатов.

1.3.2 Тактико-технические характеристики Ракета-носитель ULV-22 — это двухступенчатая РН с разгонным блоком и последовательным расположением ступеней РН. В качестве топлива на данной РН используется экологически чистый керосин и жидкий кислород, а на разгонном блоке — этиловый спирт и кислород.

Изготовление и сборку ступеней ракеты-носителя планировалось проводить на Самарском заводе «Прогресс» Государственного ракетно-космического центра «СКБ-Прогресс» .

1.3.3 Двигатели и их характеристики Двигатели первой ступени РН «Единство» (ULV-22) разработаны в химкинском НПО «Энергомаш» на базе двигателя РД-120, которые используются на второй ступени РН «Зенит», а рулевые камеры первой ступени РН заимствованы с двигателя РД-107, которые используются на первой ступени РН «Союз». Двигатели РД-0136 для второй ступени РН «Единство» (ULV-22) создаются в воронежском КБ химавтоматики на базе двигателя РД-0124, разрабатываемого для третьей ступени РН «Русь» .

Двигателя РД-120 однокамерный двигатель создавался по схеме с дожиганием окислительного газа и, с учетом большой степени расширения, обладает высокой величиной удельного импульса тяги — 350 с в пустоте. Управление полетом ракеты осуществляется за счет использования на второй ступени автономного четырехкамерного рулевого двигателя разработки КБ «Южное». Двигатель имеет высокий уровень надежности — не ниже 0,992, каждый экземпляр двигателя проходит ресурсное контрольно-технологическое огневое испытание с последующей поставкой заказчику без переборки, при этом гарантированный ресурс двигателя — не менее пяти рабочих ресурсов сверх штатного. Топливо — кислород + керосин, тяга в пустоте 85 тс, удельный импульс в пустоте 350 с.

Двигатели разгонного блока малой тяги и многократного включения создаются в нижнесалдинском НИИ машиностроения на базе двигателя 17Д16, разработанного для корабля «Буран». Двигатель РДМТ 17Д16 был разработан для системы ориентации орбитального корабля «Буран». Компонентами топлива являлись продукты газогенерации кислорода и синтетического углеводородного горючего при массовом соотношении 100:1 и синтетическое углеводородное горючее. Двигатель включает камеру, электроклапаны горючего и окислителя нормально закрытого типа, стабилизатор расхода окислителя, поддерживающий требуемый расход окислителя в диапазоне входных давлений 2−6 МПа, сигнализатор давления СДТ-7М, агрегат электроискрового зажигания КН-11Б, систему терморегулирования, фланец крепления к объекту. Окислитель подается в камеру сгорания через 12 радиальных струйных форсунок камеры воспламенения и через 2 пояса завесы. Первый пояс завесы образуется через 12 радиальных отверстий, направленных на огневое днище головки (завеса днища). Второй пояс завесы образуется через 12 тангенциальных отверстий, расположенных на входе в дозвуковую часть сопла. Сверхзвуковая часть сопла охлаждается окислителем (9−10%), поступающим через 12 тангенциальных отверстий. Горючее впрыскивается в 3 из 12 струйных форсунок окислителя камеры воспламенения. На наружную поверхность соплового насадка и фланца нанесен газоплазменным напылением слой меди переменной толщины (от 1,5 до 3 мм). Параметры двигателя окончательного варианта конструкции при номинальных условиях составили: тяга 196 Н, удельный импульс 257 с, соотношение компонентов Km=4,1. Максимальные температуры стенки в районе среза сопла при испытаниях двигателя при входных давлениях топлива 20 кгс/см² не превышали 800 °C на непрерывных режимах и 650 °C на импульсных.

Топливные баки ступеней РН «Единство» (ULV-22) вафельной конструкции из алюминиево-магниевого сплава. На рис. 3 представлен общий вид РН «Единство» (ULV-22).

Отделение первой ступени РН осуществляется после запуска двигателей второй ступени РН от срабатывания пироболтов. Первая ступень РН и головной обтекатель, который отделяется на 185 секунде полета, падают в океан в 850−1200 км от старта. Управление РН «Единство» (ULV-22) в полете осуществляется бортовой автоматизированной системой управления в инерциальном режиме с возможностью коррекции по информации от систем ГЛОНАСС и/или NAVSTAR.

Во время всего полета РН до отделения полезной нагрузки телеметрическая информация о состоянии основных систем посредством бортового измерительного комплекса через запоминающее устройство передается на Землю.

Управление полетом РН «Единство» (ULV-22) на участке работы первой ступени РН обеспечивается качанием рулевых камер, на участке второй ступени РН — качанием камер маршевого двигателя. Комплекс командных приборов для системы управления разработан в миасском НПО электромеханики, а сама система управления ракетно-космическим комплексом в екатеринбургском НПО автоматики. Космодром для запуска РН «Единство» (ULV-22) предполагалось разместить на острове Хаммок-Хилл у восточного побережья Австралии. Остров расположен очень удачно, т.к. отделен от материка только пятидесятиметровым проливом. Его координаты: 24° ю.ш. и 152° в.д. При выведении КА на орбиты наклонением от 24° до 110° поля падения первой ступени РН «Единство» (UL V-22) и головного обтекателя находятся в океане между побережьем Австралии и островами Новая Гвинея, Новая Ирландия, Соломоноными островами, островами Вануату и Новой Каледонией.

Рисунок 3 — Общий вид РН «Единство» (ULV-22)

Разработку технического и стартового комплексов планировалось поручить московскому КБ транспортного машиностроения.

Вся предстартовая подготовка РН «Единство» (ULV-22) должна была осуществляться автоматически. Планировалось, что транспортировка ступеней РН «Единство» (ULV-22) с завода изготовителя будет осуществляться следующим образом: из Самары до Владивостока железнодорожным транспортом (около 15 суток), затем на грузовом корабле до австралийского порта Гладстоун (около 15 суток). Отсюда за три часа ступени РН будут доставлены на технический комплекс космодрома автомобильным транспортом.

Чтобы за пять-шесть лет окупить создание такого ракетно-космического комплекса, требуется делать не менее 10 пусков в год. В 1999 году было выпущено распоряжение Правительства РФ, одобряющее предложение Российского космического агентства о сотрудничестве Государственного ракетного центра «КБ имени В.П. Макеева» и НПО «Энергомаш» с австралийской компанией United Launch Systems International в области осуществления запусков КА с территории Австралии. Этим документом российским предприятиям разрешалось проведение соответствующих проектно-конструкторских работ по созданию ракетно-космического комплекса «Единство» (Unity). При этом передача технологий и лицензий на производство компонентов этого комплекса была запрещена. В настоящее время проект не реализован.

1.4 Определение центра масс ракеты в процессе полета Таблица № 4.1 — Исходные данные для расчетов

1.4.1 Определение массово-геометрических характеристик РН

1.4.1.1 Определение массовых характеристик При t=0 массы определяются по формулам

;

=;

=

Найдем секундные массовые расходы О и Г, при tk=200 c:

;

В исследуемый момент времени t= ti (0−200 с) с интервалом в 10 с массы О и Г подсчитываем по формулам:

— для окислителя:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

.

— для горючего:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

.

Массу ракеты в исследуемый момент времени ti определяют по формуле:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

1.4.1.2 Определение геометрических характеристик РН Рисунок 4 -Схема РН

Длины баков О и Г:

;

Уровень окислителя в момент времени ti:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Уровень горючего в момент времени ti:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Координаты ц.м. баков окислителя от торцевого шпангоута:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Координаты ц.м. баков горючего от торцевого шпангоута:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

Координаты ц.м. ракеты в момент времени ti определяется по формуле:

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

1.4.1.3 Определение моментов инерции Момент инерции ракеты подсчитывается как сумма собственных моментов инерции конструкции, компонентов «замороженного» топлива в баках и переносных моментов инерции, обусловленных несовпадением ц.м. конструкции, топлива и ракеты.

;

;

;

Таблица № 4.2 — Результаты расчетов

Таблица № 4.2- продолжение

2. Специальная часть

2.1 Сравнение Тактико-технических характеристик РН «Виктория-К» и РН «Энергия»

ТТХ модификаций РН «Виктория-К»

ТТХ модификаций РН «Энергия»

Основные ТТХ РН «Виктория-К»

1. Стартовая масса:

— РН — 3100 т.

2. Масса полезной нагрузки на орбите высотой 200 км и наклонением 51,6°

— 100−110 т.

3. Масса заправляемого топлива:

— В каждом боковом РБ- 390 т.

— В центральном РБ- 420 т.

4. Габаритные размеры (длина / поперечное сечение):

— РН — 70/12,7 м.

5. Тяга РД 170 ступени:

— У Земли / в пустоте — 740−784/806−848 тс.

5.1 Удельный импульс тяги:

— У Земли / в пустоте — 309,5/337,2 с.

6. Тяга РД 180 в пустоте — 423,4 тс.

6.1 Удельный импульс тяги ступени в пустоте — 337,8 с.

7. Тяга РД 191:

— У Земли / в пустоте — 196/212,6 тс.

7.1 Удельный импульс тяги ступени в пустоте — 337,4 с.

Основные ТТХ РН «Энергия»

1. Класс — сверхтяжелый.

2. Стартовая масса — 2400 т.

3. Масса полезной нагрузки:

— на НОО- 100 т

— на ГСО- 18 т

4.Диаметр — 16 м.

5. Длинна — 59 м.

6. Тяга МД РД-170:

— 740−806,2 тс

— 7,55−7,89 МН

7. удельный импульс РД-170: 309,5−337,2 сек

8. Горючее — РГ-1, Окислитель-кислород

9. Тяга МД РД-0120:

— 591−769 тс

— 5,8−7,5 МН

10. Удельный импульс 353,2−455 сек

11. Горючееводород, Окислитель-кислород Из данных ТТХ обоих РН можно сделать вывод, что РН «Виктория-К» имеет наиболее лучшие ТТХ: такие, как: большая стартовая масса, меньшие финансовые затраты, позволяющие выпускать данный РН в массовое производство, что играет немаловажную роль в отрасли ракетостроения, у РН «Виктория-К» больший удельный импульс. РН «Виктория-К» планируется использовать пилотируемом экспедициях на Марс и Луну. РН «Энергия» планируют использовать для запуска тяжёлых военных грузов, носитель для МТКК «Буран», носитель для обеспечения пилотируемых и автоматических экспедиций на Луну и Марс, для запуска орбитальных станций нового поколения, для запуска сверхтяжёлых геостационарных спутниковых платформ.

Преимущество РН «Виктория-К» перед РН «Энергия» заключается в том, что практически полная унификация двигателей РН «Виктория-К» с двигателям и упомянутых серийных РН позволяет упростить разработку, производство, эксплуатацию и наземная отработку, в том числе огневую .

Заключение

В данной курсовой работе, мы рассмотрели историю создания, особенности конструкции, главные технические новшества семейства РН «Виктория-К», РН «Волна» и РН «Единство». А также изучили возможности данного семейства РН в выводе полезного груза и космонавтов на высокие орбиты. Провели сравнение ТТХ РН «Виктория-К» и РН «Энергия» .

Таким образом, выявили более приемлемый вариант в выборе РН будущего.

Список использованных источников

1. В. Н. Блинов, Н. Н. Иванов, Ю. Н. Сеченов, В. В. Шалай Ракеты-носители. Проекты и реальность: справочное пособие — Омск: Изд-во ОмГТУ, 2011 г.

2. В. Е. Гудилина, Л. И. Слабкого: «Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы)» — Москва, 1996 г.

3. Информация с сайта Wikipedia.ru

4. Информация с сайта Радио Голос России ruvr.ru

5. Информация с сайта RussianSpaceWeb.com

6. И. Афанасьев, Д. Воронцов. Ракетные новинки МАКС-2009. Журнал Новости космонавтики (1 сентября 2009 года).

Приложение График № 1 — Зависимость координаты центра тяжести ракеты в момент времени ti.