СПОСОБ  УДЕШЕВЛЕНИЯ  ПУСКОВ  СЕМЕЙСТВА  РН  «АНГАРА»  ПУТЁМ  ПОВТОРНОГО  ИСПОЛЬЗОВАНИЯ  ДВИГАТЕЛЯ  ПЕРВОЙ  СТУПЕНИ

Сейдагалиев  Марат  Какимжанович

студент  4  курса  кафедра  «Конструкция  и  испытания  летательных  аппаратов» 
филиала  «Восход»  МАИ, 
РФ,  г.  Байконур

E  -mail:  mkc9494@gmail.com

Абильдаева  Кенжегуль  Жалгасбаевна

старший  преподаватель  кафедры  Б11  –  «Конструкция  и  испытание  летательных  аппаратов» 
филиала  «Восход»  МАИ, 
РФ,  г.  Байконур

Генаев  Роман  Владимирович

Студент  4  курса  кафедра  «Конструкция  и  испытания  летательных  аппаратов» 
филиала  «Восход»  МАИ, 
РФ,  г.  Байконур

A  METHOD  TO  REDUCE  THE  LAUNCH  COST  OF  THE  "ANGARA"  LAUNCH  VEHICLE  SERIES  BY  REUSABLE  FIRST-STAGE  ENGINE

Marat  Seydagaliev

4th  year  student  of  the  department  "Design  and  testing  of  aircraft" 
branch  "Voskhod"  of  MAI, 
Russia,  Baikonur

Kenzhegul  Abildaeva

Senior  Lecturer  of  Department  B11  –  "Design  and  test  of  aircraft" 
branch  "Voskhod"  of  MAI,
Russia,  Baikonur.

Roman  Genaev

4th  year  student  of  the  department  "Design  and  testing  of  aircraft" 
branch  "Voskhod"  of  MAI  , 
Russia,  Baikonur

Аннотация

В  данной  работе  предлагается  способ  удешевления  пусков  ракета-носителей  (РН)  семейства  «Ангара»  путем  спасения  и  дальнейшего  использования  двигателя  (двигателей)  первой  ступени.  В  сравнении  с  аналогами  система  спасения  двигателя  отличается  дешевизной  разработки  и  внедрения.  Использование  подобной  системы  существенно  снизит  стоимость  пусков  РН.

ABSTRACT

This  project  deals  with  the  way  of  reducing  launch  cost  of  the  angara  launch  vehicle  series  by  recovering  and  reusing  of  the  first  stage  engine  (engines).  In  comparison  with  similar  systems,  recovery  system  differs  cheapness  of  development  and  implementation.

Ключевые  слова:  Ракета-носитель  (РН);  двигательная  установка  (ДУ);  хвостовой  отсек  (ХО);  система  парашютирования;  система  мягкой  посадки;  демпфирующая  подушка;  тормозной  твердотопливный  реактивный  двигатель.

Keywords:  launch  vehicle;  tail  section;  parachuting  system;  soft  landing  system;  airbag;  breaking  solid-propellant  engine.

Двигательная  установка  (ДУ)  первой  ступени  является  одной  из  самых  дорогостоящих  элементов  РН.  РД-191  –  ДУ  универсального  ракетного  модуля  (УРМ-1),  используемого  в  РН  «Ангара»,  является  многоразовым  и  рассчитан  на  15–20  циклов  применения  [1,  с.  35].

Рассмотрим  более  детально  каждый  из  этапов  работы  системы.

1.  Разделение  ХО  от  УРМ.

В  результате  свободного  падения  в  разряженной  атмосфере  хвостовой  отсек  (ХО)  будет  ускорятся  и  нельзя  допустить  что  бы  скорость  ХО  превысила  скорость  критического  наполнения  парашюта  (),  в  противном  случае  парашюты  не  смогут  раскрыться  из-за  слишком  высокой  скорости  падения  [2,  с.  124].  Вследствие  этого  предлагается  производить  процесс  отделения  от  ступени  в  плотных  слоях  атмосферы.  Это  объясняется  тем  что  ступень  в  целом  имеет  больший  мидель,  а  значит  и  сопротивление,  что  снизит  скорость  падения  тела  (ускорения)  которая  будет  удовлетворять  выражению:

  (1)

где: 

Процесс  разделения  ХО  от  ступени  предполагается  осуществить  путем  применения  пиротехнических  устройств  (ПУ).

Разрыв  бака  будет  осуществляется  с  использованием  пиротехнического  устройства  расположенного  по  периметру  обшивки  на  стыке  хвостового  и  бакового  отсека  (рисунок  1).  Расположение  может  быть,  как  с  внешней,  так  и  с  внутренней  стороны  (в  случае  высокого  аэродинамического  нагрева  со  стороны  набегающего  потока).

Рисунок  1.  Схема  расположения  пиротехнического  устройства

2.  Парашютирование  ХО

Систему  парашютирования  предлагается  размещать  возле  рамы,  либо  встроить  в  обтекатели,  которые  могут  быть  одновременно  стабилизаторами.  В  первом  случае  необходимо  экранировать  систему  от  исходящего  от  камеры  сгорания  маршевого  двигателя  теплового  потока  (рабочая  температура  ткани  парашютов  лежит  в  диапазоне  от  -50  до  50  °С).  Охлаждение  их  возможно  от  магистрали  горючего  РГ-1,  заправляемого  в  PH  с  температурой  -20  °С,  на  активном  участке  траектории.  Во  втором  случае  парашютные  системы,  закрытые  обтекателями,  находятся  с  внешней  стороны  нижней  части  баков  «Г»  1-й  ступени  и  выполняют  функции  стабилизаторов.  В  обоих  случаях  применяются  три  парашюта,  распложённые  под  углом  120°.  Отделившаяся  часть  УРМ-1  с  хвостовым  отсеком  будет  снижаться  на  небольших  парашютах  и  приземлятся  соплом  вверх,  за  счет  сильного  смещения  центра  масс  к  раме.  В  полете  свободно  падающий  хвостовой  отсек  после  срабатывания  обтекателей  и  раскрытия  парашютов  самостоятельно  развернётся  и  примет  необходимую  для  приземления  ориентацию  соплом  вверх,  что  не  позволит  повредить  сопло  ДУ  [3,  с.  47].

Площадь  миделя  парашютов  ()  определяется  выражением:

(2)

где:    –  скорость  падения  тела;

  –  массовая  плотность  среды;

Cп  –  коэффициент  лобового  сопротивления 

  –  поверхностная  плотность  парашютов

G_г  –  вес  ХО 

По  формуле  (2)  вычислим  массу  парашютной  системы  в  зависимости  от  скорости  приземления,  задав  параметры  парашюта  и  атмосферы.

Сп=0,9

ρs=0,13  кг/м²

ρ=0,11  кгc*c²/м⁴

Рисунок  2.  График  зависимости  массы  парашютной  системы  от  скорости  приземления

Проанализировав  результаты,  можно  сделать  вывод  что  массовые  характеристики  парашютов  зависят  от  типа  материала  и  формы  купола.  Как  следствие  параметры  парашюта  необходимо  подобрать  таким  образом,  чтобы  обеспечить  минимальную  массу  и  оптимальную  скорость  приземления  (зависит  от  системы  демпфирования).

3.  Приземление 

Процесс  приземления  требует  серьезной  проработки,  так  как  необходимо  погасить  кинетическую  энергию  тела  массой  2,5...3  т  движущегося  со  скоростью  ориентировочно  5...  12  м/с  (около  155  КДж).

Предлагается  применить  следующие  системы  посадки:

Система  мягкой  посадки  с  использованием  мягких  подушек.

Подобные  системы  демпфирования  хорошо  себя  зарекомендовали  при  десантировании  тяжелой  техники  и  применялась  в  программе  беспилотного  носителя  К-1  [5,  с.  172].  Такая  система  имеет  относительно  небольшие  габариты,  и  малый  вес.

При  высокой  упругости  подушки  возможен  отскок  тела  от  поверхности,  чтобы  это  предотвратить,  необходимо  подобрать  подушку  такой  формы,  при  которой  даже  завалившись  на  бок,  ХО  остался  бы  в  сохранности. 

Выполнялось  бы  равенство  (рисунок  3):

H=R-d/2  (3)

Рисунок  3.  Геометрические  характеристики  подушки

При  h=5  м  и  d=2  м  (габариты  ХО  УРМ-1)  из  выражения  3  получим  радиус  подушки

R  =  h+d/2

R=  6  м

Наддув  подушки  может  осуществляться  посредством  встречного  потока  воздуха,  при  этом  давление  в  подушке  можно  вычислить,  используя  закон  Бернулли:

  (4)

где:    –  Давление  в  подушке

V_пр  –  Скорость  приземления  ХО

  –  Плотность  воздуха

  –  Атмосферное  давление 

Полученное  по  формуле  3Б  значение  давления  едва  превышает  давление  в  101  Мпа.  Низкое  давление  в  подушке  можно  скомпенсировать  большей  высотой  подушки.

Так  же  наддув  можно  получить,  используя  пиропатроны  на  основе  азида  натрия:

2NaN₃→2Na+3N₂

Азид  натрия  разлагается  в  результате  силового  воздействия  с  образованием  азота,  которым  можно  наддуть  подушку  до  высокого  давления.

Система  мягкой  посадки  с  использование  твёрдотопливного  двигателя.

Основной  частью  реактивного  тормозителя  является  двигатель,  в  котором  происходит  сгорание  топлива  и  из  сопла  которого  истекают  продукты  сгорания  с  большой  скоростью.  Струя  истекающих  газов  создает  реактивную  силу,  которая  и  используется  в  качестве  силы  торможения  снижающегося  на  парашюте  тела.  Примерная  схема  парашютной  системы  с  реактивным  тормозителем  показана  на  рисунке  4.

Рисунок  4.  Парашютная  система  с  ТТД

В  момент  касания  контактором  земли  включается  двигатель  с  тягой  R≥G.  С  этого  момента  на  пути  торможения  реактивная  сила  R  будет  гасить  скорость  системы  от  V_сн  до  V=0  [2,  с.  200].

На  пути  торможения  h_торм  реактивный  двигатель  поглощает  энергию  ХО,  спускающегося  на  парашюте.

  (5)

Из  условий  обеспечения  заданной  перегрузки  торможения  n_y  тяга  двигателя  не  должна  превышать

  (6)

Заключение

Повторное  использование  отработавших  двигателей  первой  ступени  несет  в  себе  огромный  экономический  потенциал.  Реализация  системы  спасения  ДУ,  в  отличие  от  проекта  «Байкал»,  является  относительно  не  сложной  задачей.  При  этом  нет  необходимости  вносить  серьезные  изменения  в  конструкцию  ракеты.  Потери  по  полезной  нагрузке  оправдаются  при  очередном  использовании  двигателей.

Система  спасения  отличается  конструктивной  простотой,  что  значительно  повышает  её  надежность.  При  необходимости  есть  возможность  быстрого  демонтажа  системы,  что  безусловно  является  преимуществом.

На  сегодняшний  день,  при  нынешнем  уровне  технологий,  подобная  система  является  наиболее  актуальной  и  может  занимать  промежуточное  положение  между  одноразовыми  РН  и  полностью  многоразовыми  РКС. 

Список  литературы:

1. Добровольский  М.В.  Жидкостные  ракетные  двигатели:  учеб.  для  вузов.  –  М.:  МГТУ  имени  Н.Э.  Баумана,  2006.  –  269  с.
2. Лобанов  Н.А.  Основы  расчета  и  конструирования  парашютов:  учеб.  для  вузов.  –  М.:  Машиностроение,  1965.  –  200  с.
3. Сейдагалиев  М.К.  Система  спасения  двигателя  первой  ступени  ракета-носителей  //  Наука  и  образование:  фундаментальные  основы,  технологии,  инновации.  –  2015.  –  №  2.  –  С.  46–48.
4. Уманский  С.П.  Ракеты-  носители.  Космодромы:  учеб.  для  вузов.  –  М.:  Рестарт,  2001.  –  172  c.