Помоги проекту - поделись книгой:
Современная космическая стратегия NASA заключается в стремлении к максимальному приращению процентов выполнения космических программ, на один израсходованный доллар.
Эта стратегия математически представляется в виде частной производной
NASA стремится к максимальному удешевлению стоимости космических программ путем перехода на новую космическую транспортную систему, состоящую из пилотируемых кораблей многократного применения.
Новая космическая транспортная система многократного применения
Принцип создания новой космической транспортной системы состоит в использовании для перевозок пассажиров и грузов трех специализированных пилотируемых космических аппаратов многократного применения, орбитального самолета (ОС), межорбитального транспортного корабля с ядерным ракетным двигателем (МТК с ЯРД) и лунного буксирующего корабля (ЛБК), на различных участках маршрута Земля-Луна.
На участке Земля-ОКС-Земля транспортировку осуществляет ОС.
МТК с ЯРД обеспечивает перевозки между орбитальными космическими станциями Земли и Луны.
Транспортировку на участке между Луной и ОКС Луны осуществляет лунный буксирующий корабль.
Главным элементом новой космической транспортной системы будет орбитальный самолет, который положит начало возникновению космической авиации. [1—6].
Космические программы США
Беспилотные космические аппараты для исследования космического пространства и использования космической техники в практических целях.
В 70-х гг. основное внимание уделяется исследованию внутренних планет Меркурий и Венера, а также планеты Марс. Предусматриваются первоначальные исследования внешних планет – Юпитера, Сатурна и Урана – и будут предприняты первые попытки исследования Нептуна и Плутона.
Программа исследования планет, приведенная ниже, охватывает всю нашу Солнечную систему и сочетает исследование планет с пролетных орбит, с орбит искусственных спутников планет, использование зондов и аппаратов мягкой посадки [7].
В области применения космической техники для связи, метеорологии и исследования ресурсов Земли, роль NASA существенно меняется. NASA будет отвечать за разработку новой техники и обеспечивать инструктаж агентств, которые будут использовать эту технику.
Для участия в этой области национальной космической программы привлекаются несколько правительственных агентств и частных компаний.
NASA проектирует запуск спутника связи ATS—F/G на синхронную орбиту с целью усовершенствования техники связи, улучшения техники управления движением самолетов, навигации и ретрансляционной техники.
NASA разрабатывает проект синхронного метеорологического ИСЗ SMS для непрерывного наблюдения за погодой над большей частью поверхности Земли.
В области исследования ресурсов Земли NASA разрабатывает ИСЗ ERIS для усовершенствования приборного оборудования многоспектрального обзора и исследования земных ресурсов.
Пилотируемые полеты
В 70-х гг. NASA предусматривает проведение трех программ пилотируемых полетов.
1. Завершение полетов по программе Apollo.
2. Запуск и эксплуатация орбитальной космической станции Skylab.
3. Создание и ввод в эксплуатацию орбитального самолета.
Хотя общее число пилотируемых полетов небольшое, в 70-е гг. произойдет переход на качественно новую космическую технику – космическую авиацию. Создание космической авиации, основанной на более совершенных принципах полета и экономически более эффективной, позволит снизить расходы на транспортировку полезной нагрузки на орбиту ИСЗ в 100 раз и это будет иметь большое значение для дальнейшего прогресса космонавтики. [8—12] Программы NASA пилотируемых космических полетов на 70-е годы приведены в таблице 01.
Литература
1. Senate approves space shuttle funding. Aerospace Daily -1971 49 № 42 ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.49[2])
2. Shuttle promises billions of dollars in cost savings – mathematica. Space Bus. Daily, 1971, 56, № 33, .РЖ, 1971, 11.41.55
3. Congress blocks shuttle funding cuts. Aviat. Week and Space Technol., 1971, 95, № 1, ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.102
4. Phased approach to space shuttle development studied by NASA. Aerospace Daily, 1971, 48, № 33, ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.19
5. Nau R. A. Meeting space shuttle technology requirements at minimum cost. Pap. ASME, 1970, № AV/SpT—17, РЖ, 1971, 10.41.175
6 Milton J. F., Schramn W. B. Space shuttle vehicle concept and technology requirements. Pap. ASME, 1970, № AV/SpT-21, ЭИ АиР, 1971, № 42, РЖ, 1971. 10.41.178
7. Titus R. R. Early manned exploration of the planets. J. Spacecraft and Rockets, 1971, 8, № 5, ЭИ АиР, 1971, № 40, РЖ, 1971, 11.41.199
8. Advanced lunar operation keyed to nuclear shuttles. Aviat. Week and Space Technol., 1963, 91, № 6, ЭИ АиР, 1970, № 9
9. Bock E. H., Peters С. F., Siden L. E. Stage characteristics of an orbit—to—orbit shuttle designed for launch in an earth-to-orbit shuttle-vehicle. AIAA Paper № 70—268, ЭИ АиР, 1970, № 32
10. Nixon endorses Space Shuttle, calls for 5,5 billion +20% over next six years. Aerospace Daily, 1972, 53, № 4
11. Shuttle shapes up. Flight international, 1972, 101, № 3280, РЖ, 1972, 5.41.150
12. A shuttle decision. Flight International, 1972, 101, № 3279, РЖ, 1972, 5.41.20
Глава I
Конструкция и характеристики Saturn V Apollo
1.1. Ракета-носитель Saturn V
Самая мощная в США ракета-носитель Saturn V вместе с космическим кораблем Apollo имеет высоту 110 м и номинальный вес ~2750 т (рис. 11.1 см. вкладку в конце книги).
Основные данные ракеты-носителя Saturn V. Заказчик Национальный комитет по авиации и астронавтике (NASA) США.
Ступень S-IC ракеты-носителя Saturn V изготовлялась на заводе фирмы Boeing, специальное оборудование (трубопроводы, клапаны, переключатели, бортовая аппаратура, изоляция) поставлялись различными предприятиями США. Сборка серийных ступеней производилась на заводе Michoud.
Длина S-IC 42,5 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 135 т, с топливом 2145 г (рис. 11.2).
Двигательный отсек состоит из силовой конструкции,теплозащиты и стабилизаторов. Силовая конструкция воспринимает сосредоточенные усилия от пяти двигателей и передает их в виде равномерно распределенной нагрузки на нижний стык топливного отсека. Один двигатель укреплен неподвижно в центре отсека на двух пересекающихся балках, 4 периферийных внешних двигателя укреплены в кардановых подвесках, которые расположены по окружности отсека под углом 90° один к другому.
Сосредоточенные нагрузки от стартовых стоек передаются через подкрепленную оболочку, устойчивость которой обеспечивается внутренними шпангоутами. Чтобы обеспечить необходимое распределение напряжений и минимизировать вес, толщина оболочки меняется от 16 до 5 мм в продольном и окружном направлениях. Конструкция отсека сделана из алюминиевого сплава 7075 (кроме штампованных деталей, которые изготовляются из сплава 7079).
Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м? (80% тепла передается излучением от пламени) . Поэтому конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией М-31, которая состоит из волокнистого титана с высоким коэффициентом отражения, асбестового волокна и связующего вещества (коллоидная двуокись кремния).
Изоляция работает при уровне шума 164 дб и удельном тепловом потоке 65 ккал/м?сек.
Обтекатели защищают периферийные двигатели от аэродинамических нагрузок и тем самым снижают усилия, необходимые для их поворота.
Конструкция обтекателей состоит из шпангоутов, лонжеронов и подкрепленной обшивки.
Хвостовая часть обтекателей сделана из титана и нержавеющей стали, так как расчетная температура в этой зоне равна 650°C. Остальная часть конструкции сделана из алюминиевого сплава.
Четыре трапецевидных стабилизатора ступени обеспечивают устойчивость ракеты-носителя при максимальном скоростном напоре и имеют площадь 7 м? каждый. Конструкция состоит из лонжеронов и нервюр, отстоящих на 25 см друг от друга, и обшивки. Материал обшивки титан 6А1-4V (температура задней и передней кромок стабилизатора 1093 и 400…480°C соответственно).
Топливный отсек состоит из баков горючего и окислителя длиной 13,1 и 19,5 м объемом 835 и 1340 м? соответственно. Оба бака имеют цельносварную конструкцию, выполненную из алюминиевого сплава 2219. Эллипсоидные днища баков сварены из восьми трапецевидных и восьми треугольных сегментов.
Стенки баков состоят из панелей с продольными ребрами жесткости таврового сечения.
Ребра расположены на внутренней стороне панелей и получены фрезерованием из плиты толщиной 5 см. Днища и стенки баков с обшивкой межбаковых отсеков соединяются через шпангоут V-образного сечения размером 13х69 см.
При проектировании баков коэффициент безопасности. принимался равным 1,4, и расчет прочности велся на 140% максимально возможной нагрузки. Испытание баков проводилось на давление 105% от максимального расчетного. Баки работают при циклических нагрузках, материал всегда имеет не обнаруженные риски, трещины и другие дефекты, рост которых при циклических напряжениях приводит к разрушению конструкции. Поэтому проводилась оценка допустимых дефектов при контроле качества продукции.
Для демпфирования колебаний топлива на цилиндрической части баков приварены шпангоуты закрытого профиля с размерами поперечного сечения 75х100 см, а на нижнем днище установлены крестообразные перегородки. Шпангоуты и перегородки одновременно подкрепляют оболочки баков. Они сделаны из алюминиевого сплава 7079-Т6 и 7075-Т6.
Гелий, необходимый для наддува бака горючего, хранится в четырех баллонах объемом 0,88 м? при давлении 210 ат. Баллоны сделаны из алюминиевого сплава 2219 и крепятся к шпангоутам внутри бака окислителя.
Все 5 трубопроводов окислителя проходят через бак горючего и помещаются в герметичных трубах диаметром 64 см и длиной 12,2 м, подкрепленных шпангоутами. Материал труб – алюминиевый сплав 2219. К верхнему днищу каждая труба крепится через сильфон.
Внутри герметичных труб (туннелей) проходят трубопроводы окислителя диаметром 0,43 м.
Трубопроводы крепятся к днищу бака окислителя и к кронштейнам двигательного отсека. Трубопроводы имеют универсальные герметичные шарниры и специальные узлы – температурные компенсаторы, – которые допускают повороты работающих двигателей, температурные деформации конструкции и юстировку двигателей.
Топливо подается к двигателям по трубопроводам диаметром 0,3 м.
До старта бак окислителя наддувается гелием, после запуска – газообразным кислородом, который отбирается от магистрали окислителя высокого давления и пропускается через теплообменники двигателей.
Газообразный кислород поступает в бак через редукционный клапан. Бак горючего наддувается гелием. Охлажденный гелий нагревается в теплообменнике двигателей и поступает в бак горючего. Баки оборудованы клапанами для сброса давления и дренажными клапанами.
Межбаковый отсек – негерметическая полумонококовая конструкция – выполнен в виде цилиндрической оболочки, состоящей из 18 гофрированных панелей, подкрепленных пятью разъемными круговыми шпангоутами с двутавровым поперечным сечением, Расстояние между шпангоутами 1,25 м. Материал оболочки – сплав 7075.
Полумонококовая конструкция верхнего переходника состоит из подкрепленных панелей и трех шпангоутов. Для уменьшения эллиптичности обвода в полете и при наземной эксплуатации верхней стыковой шпангоут имеет усиленную конструкцию, и момент инерции его поперечного сечения равен 1930 см4. Внутри переходника располагается бортовая аппаратура первой ступени. Для устранения несоосности при стыковке ступеней S-IC и S-II на наружной стороне переходника устанавливаются центровочные фиттинги, а на S-II – направляющие шпильки с заходным конусом. Фиттинги снимаются после установки 216 болтов, диаметром 12мм.
Сложность конструкции такой сравнительно простой компоновочной схемы объясняется большими размерами ракеты-носителя, высоким удельным расходом компонентов, высокими акустическими и вибрационными нагрузками, создаваемыми двигателями, высокими требованиями к надежности и сравнительно низким весовым коэффициентам конструкции. При увеличении веса S-IC на 5,9 кг вес полезной нагрузки уменьшается на 0,64 кг.
Ступень S-IC имеет 5 быстроразъемных соединений (отрывных плат). На передней плате располагаются отрывные разъемы кабельной сети системы телеметрии, трубопроводов кондиционирования воздуха и вспомогательной пневмомагистрали. На плате межбакового отсека крепятся разъемы главных трубопроводов окислителя. Три нижние платы несут разъемы магистрали горючего, дренажной магистрали окислителя, трубопроводов различных наземных систем. Передняя и межбаковая платы расстыковываются и убираются до включения двигателей F-1. Три нижние платы отрываются при старте ракеты-носителя.
Система управления S-IC включает в себя систему управления вектором тяги, систему гидропривода и регулирующую аппаратуру. Восемь рулевых машинок отклоняют двигатели в двух плоскостях со скоростью 5 град/сек.
Рабочей жидкостью гидравлической системы является горючее RP-1, отбираемое из трубопроводов горючего высокого давления. После выключения двигателей F-1 включаются 8 тормозных РДТТ, расположенных под обтекателями главных двигателей. Тяга каждого тормозного РДТТ 39 т время работы 0,66 сек
Отделение первой ступени происходит на высоте 65 км при скорости 2,38 км/сек.
ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США). Это самый большой и самый мощный ЖРД в США. Двигатель состоит из головки камеры сгорания, имеющей 2600 форсунок окислителя и 3700 форсунок горючего, отъемной сопловой приставки одного ТНА с прямым приводом, одного газогенератора, одного управляющего клапана для жидкого кислорода и горючего, одного управляющего клапана для пуска и останова. Кроме того, имеются агрегаты управления, клапан генератора, клапан воспламенительного устройства, устройство, подающее самовоспламеняющиеся компоненты топлива для зажигания смеси в основной камере сгорания, и пиротехнический воспламенитель для зажигания топлива в газогенераторе и зажигания выхлопных газов (рис. 11.3а, 11.3б).
Последовательность операций во время запуска и останова ЖРД регулируется клапанами, срабатывающими от нарастающего давления компонентов топлива.
ЖРД F-1 снаружи окружен теплозащитой, предохраняющей его от нагрева внешним потоком воздуха в полете по траектории.
Программой дальнейших усовершенствований двигателя предусматривалось получение 2-режимной характеристики.
Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок. Такой двигатель может обеспечить увеличение полезной нагрузки на 900 кг.
СТУПЕНЬ S-II фирмы North American Rockwell (США) имеет длину 25 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 37,6 т, с топливом 458,7 т (рис. 11.4). S-II состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой ступенью S-I С и второй ступенью S-II.
Верхний переходник (полумонококовая клепаная конструкция длиной 3,5 м) сделан из алюминиевого сплава 7075-Т6. Обшивка переходника подкреплена стрингерным набором. На нем установлено 4 РДТТ, которые запускаются после отделения ступени S-IVB и тормозят ступень S-II.
Поделиться книгой: