CC BY
95Решетневские чтения
Ye. S. Dolganov, I. V. Butkin JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
DEVELOPING HEATER CONTROL MODULES AT THE AREA OF INJECTION INTO ORBIT OF A SPACECRAFT
The area of injection into orbit and heater control module at this area are described for modern space vehicles, produced by JSC «ISS». The simplified symbolical circuit for the heater control module at the injection area, developed for AMOS-5 spacecraft, is presented.
© .flpjiraHOB E. C., EyrKHH H. B., 2010
УДК 629.78
М. Д. Евтифьев, А. А. Раскин, А. С. Суханов
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ ТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ И ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ
С помощью сравнительного технико-экономического анализа баллистических ракет на твердом и жидком топливе делается вывод о возможности создания баллистических ракет на новых видах топлива.
История развития ракет с твердым топливом началась значительно раньше (в Китае в XIII в.), чем с жидким (начало XX в.), что было обусловлено уровнем развития промышленности.
Для сравнения по техническим и экономическим показателям выберем самые передовые баллистические ракеты, существующие в настоящее время в мире и принадлежащие США и России. К ним относятся твердотопливные ракеты: «Минитмен-3», МХ «Пис-кипер» и «Трайдент-2 Б-5» (США), РС-12М «Тополь», РС-12М2 «Тополь-М», РС-24 «Ярс» и проходящая ныне испытания РСМ-56 «Булава» (Россия) и жидкостные ракеты УР-100Н УТТХ, Р-36М УТТХ, Р-36М2 «Воевода» и Р-29РМУ-2 «Синева-2» [1; 2; 5].
Ракеты с ракетными двигателями на твердом топливе (РДТТ) ведут свою историю от пороховых ракет древности, в которых впервые был реализован принцип реактивного движения. Баллистические ракеты (БР) с РДТТ прошли долгий путь своего развития, прежде чем превратились в современные изделия. Такие ракеты имеют предельно простое устройство: в их двигателе, по существу, имеются две основные части -камера сгорания и реактивное сопло. Правда, в этом заключается не только достоинство, но и весьма существенный недостаток: двигатель ракеты трудно выключить, пока не выгорит все топливо; работу РДТТ чрезвычайно сложно регулировать. Кроме этого, топливо должно гореть медленно, с более или менее постоянной скоростью, независимо от изменения давления и температуры. Регулировать величину тяги РДТТ можно лишь в определенных, заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют
и ряд существенных достоинств, которые особенно привлекают военных: постоянная готовность к действию, надежность и простота эксплуатации. К недостаткам таких двигателей можно отнести достаточно низкий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой и повторным запуском. Хотя в современных условиях большинство из этих недостатков тем или иным путем исправляются, тем не менее это продолжает оставаться проблемой [1-5].
Применение жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на реактивных летательных аппаратах было предложено нашим великим соотечественником К. Э. Циолковским в 1903 г. Практические работы по созданию ЖРД были начаты в 1921 г. американцем Р. Годдардом, который в 1926 г. осуществил запуск небольшой ракеты с ЖРД. В конце 1920-х - начале 1930-х годов к разработке ЖРД приступили в СССР, Германии и других странах. Основополагающий вклад в развитие практических отечественных ЖРД внес В. П. Глушко, испытавший в 1931 г. первый отечественный экспериментальный ЖРД ОРМ-1 своей конструкции. Современные жидкостные БР в основе своей имеют ЖРД, которые находятся на пике своего развития.
К преимуществам с ЖРД можно отнести следующие:
1. Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары «кислород-водород» и 3 500 м/с - для пары «керосин-кислород»).
2. Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо
Проектирование и производство летательнъхаппаратов, космические исследования и проекты
при разведении боевых блоков БР на внеатмосферном участке полета.
3. При создании больших ракет, например, носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твердотопливными двигателями, во-первых, за счет более высокого удельного импульса, а во-вторых, за счет того, что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках, из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже, чем в камере сгорания, а сами баки выполняются тонкостенными и относительно легкими. В РДТТ контейнер топлива является одновременно камерой сгорания и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер), а это влечет за собой увеличение его веса. Чем больше объем топлива на ракете, тем больше требуется размер контейнеров для его хранения, и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению с РДТТ, и наоборот, для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.
К недостаткам БР с ЖРД относятся следующие:
1. Сложность конструкции, жидкостные БР более дорогие, чем эквивалентные по возможностям твердотопливные (несмотря на то, что 1 кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твердого). Транспортировать жидкостную БР необходимо с большими предосторожностями, а технология подготовки ее к пуску более сложна, трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива), поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время отдается твердотопливным двигателям, ввиду их более высокой надежности, мобильности и боеготовности.
2. Компоненты жидкого топлива БР в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве ее баков.
Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например, включать вспомогательные двигатели, работающие на твердом топливе или газе.
3. В настоящее время для ЖРД БР достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей [1-5].
В настоящее время развитие БР как с твердым, так и жидким топливом дошло до пика своего совершенства, и дальнейшие работы в этой области уже не дают значительного прогресса, поэтому требуется качественный рывок в направлении более эффективных топлив и двигателей, а может быть и новых принципов движения.
Не зря в настоящее время в СМИ все больше появляется информации о разработке новых видов топлива, таких как лед, гелеобразное топливо и т. д.
Библиографические ссылки
1. Стратегические ракетные комплексы наземного базирования / под ред. С. Н. Шевченко. М. : Военный Парад, 2007.
2. СКБ-385, КБ машиностроения, ГРЦ «КБ им. акад. В. П. Макеева» / сост. : Р. Н. Канин, Н. Н. Тихонов ; под общ. ред. акад. РАН В. Г. Дегтяря. М. : Военный Парад, 2007.
3. Химмотология ракетных и реактивных топлив / А. А. Братков [и др.] ; под ред. А. А. Браткова. М. : Химия. 1987.
4. Конструкция и проектирование ракетных двигателей / под ред. В. П. Советского. М. : Машиностроение, 1984.
5. Евтифьев, М. Д. Баллистические ракеты подводных лодок : учеб. пособие ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2007.
M. D. Evtifev, A. A. Raskin, A. S. Suhanov Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk
THE COMPARATIVE TECHNICAL AND ECONOMIC ANALYSIS OF BALLISTIC MISSILES WITH SOLID AND LIQUID FUEL
In the report about the comparative technical and economic analysis of ballistic missiles with solid and liquid fuel the conclusion about an opportunity of creation of ballistic missiles using new kinds offuel were made.
© Евтифьев М. Д., Раскин А. А., Суханов А. С., 2010
