16.2. Апогейные блоки

Апогейные блоки также представляют собой разновидность разгонных блоков и названы так потому, что включаются, как правило, на апогейных участках высокоэллиптических переходных орбит для поворота плоскости орбиты и перевода КА на другие орбиты, например на геостационарную. Предварительно КА выводится на переходную орбиту обычным ракетным блоком верхней ступени ракеты-носителя или разгонным блоком, который затем отделяется от КА.

Компоновочные схемы апогейного блока и космической головной части с разгонным и апогейным блоками для вывода КА «Ямал» на геостационарную орбиту представлены на рис. 16.11 [34].

Основные характеристики Т яга, кгс 300 У дельный импульс, м/с 3100-3270 Число включений до 7 Допустимое время полета, сут. до 10
1 - плоскость стыка с КА; 2 - переходная ферма; 3 - органы управления; 4 - бак окислителя; 5 - межбаковая ферма; 6 - бак горючего; 7 – двигатель		1 -апогейный блок; 2 -головной обтекатель; 3 - КА "Ямал"; 4 - ферма установки КА; 5 - разгонный блок ЛМ» 6 -опорный отсек; 7 - переходный отсек; 8 - ракетный блок «И»

Рис. 16.11. Апогейный блок и космическая головная часть [34]

Использование апогейных блоков как отдельных составных частей средств комплекса выведения полезных нагрузок на высокие орбиты оправдано тем, что масса выводимой полезной нагрузки не включает в себя массу полупустого разгонного блока.

16.3 Методика выбора характеристик разгонного блока при модернизации ракеты-носителя

В случае разработки нового проекта, в котором предусматривается космический разгонный блок, ракета-носитель, как правило, проектируется целиком, и масса космического разгонного блока (блока выведения) оптимизируется в составе ракеты.

В случае же модернизации существующей ракеты путем установки на ней блоков выведения (рис. 16.12) неизвестной является лишь масса блока выведения.

Рис. 16.12 Варианты установки разрабатываемых блоков выведения на модернизируемых РН

Пусть поставлена задача разработать блок выведения с такими характеристиками, которые позволили бы вывести полезную нагрузку максимальной массы на заданную орбиту. При этом масса космической головной части, включающей переходник, головной обтекатель и полезную нагрузку, не должна превышать массу, на которую рассчитаны ракетные блоки всех ступеней модернизируемой ракеты-носителя.

Задача решается методом последовательных приближений. Ниже приведена методика и алгоритм решения поставленной задачи. Методика и алгоритм иллюстрируются примером модернизации двухступенчатой ракеты.

1. Задаётся масса космической головной части без головного обтекателя ( ). Напомним, что головной обтекатель в расчетах следует отнести к последней, в данном случае ко второй ступени ракеты. В этом случае расчет будет производиться с некоторым запасом по массе или характеристической скорости, так как согласно статистическим данным головной обтекатель сбрасывается на участке работы второй ступени (примерно в средней части временного интервала работы этой ступени).

Пусть, например, рассматривается ракета-носитель со следующими характеристиками масс: масса первой и второй ступеней = 99,52 т, масса топлива ракетных блоков первой и второй ступеней соответственно = 78,9 т и = 12,8 т, масса головного обтекателя = 0,6 т. Известны также удельные импульсы ракетных блоков первой и второй ступеней соответственно и .

Задаётся масса полезной нагрузки = 2,1 т.

2. Рассчитывается потребная характеристическая скорость. Пусть = 9925 м/с.

3. Устанавливаются (заимствуются) конструктивные характеристики ракетных блоков модернизируемой двухступенчатой ракеты. Пусть = 14,8 и = 7,95 (с учетом массы головного обтекателя).

4. Задаётся значение конструктивной характеристики разгонного блока по данным статистики. Пусть = 6,0 (примерно как у блока выведения «Фрегат»).

5. Рассчитываются характеристики - отношение массы топлива ракетных блоков к массе полезной нагрузки :

; ;

Масса топлива разгонного блока пока неизвестна. Она будет найдена после определения параметра .

6. Составляется функция ограничений типа (8.37), в которой параметр (остальные параметры известны):

. (16.1)

7. Составляются ограничения по числам Циолковского

; ; .

8. С помощью какой-либо компьютерной математической системы, например Mathcad строится график функции ограничений в зависимости от изменения параметра . Такой график для нашего примера, обозначенный через , представлен на рис. 16.13 пунктирной линией. На этом графике размерность по оси ординат соответствует размерности скорости, то есть м/с. Значения по оси абсцисс - безразмерные.

9. Проводится анализ полученных результатов. В нашем примере результаты анализа следующие:

а) вариант модернизируемой ракеты-носителя с массой полезной нагрузки = 2,1 тонн не позволяет обеспечить потребную характеристическую скорость (дефицит скорости составляет примерно 270 м/с);

Рис. 16.13. Графики функций ограничений

б) достижение потребной характеристической скорости возможно либо при уменьшении массы полезной нагрузки, либо при использовании топлива и двигателей на блоке выведения с более высоким удельным импульсом.

10. Если топливо не меняется, то масса полезной нагрузки уменьшается и расчеты повторяются при новых исходных данных.

Если располагаемая характеристическая скорость ракеты-носителя меньше потребной ( ), то масса полезной нагрузки опять уменьшается и расчеты повторяются.

Если располагаемая характеристическая скорость ракеты-носителя больше или равна потребной ( ), то расчет прекращают (условие по функции ограничений выполнено).

Последний вариант графика представлен также на рис. 16.13, показан сплошной линией и обозначен через .

11. По результатам анализа последнего графика устанавливают оптимальное значение параметра , соответствующее минимальному значению функции ограничений. В нашем примере =1,7. Соответствующая масса полезной нагрузки равна 1,8 т. Запас характеристической скорости составляет примерно 47 м/с, что составляет менее 0,5% от потребной характеристической скорости.

Отметим, что для более точного определения аргумента минимального значения функции (16.1) можно из нее выразить , взять производную, приравнять её к нулю и решить полученное уравнение относительно искомой переменной.

12. Рассчитываются массы составных частей разгонного блока:

- масса топлива разгонного блока:

[т];

- начальная (стартовая) масса разгонного блока

[т];

- масса конструкции разгонного блока

[т].

13. Проверяется выполнение ограничений по массе космической головной части:

=3,67+1,8+0,6=6,07 [т].

Если масса космической головной части превышает массу, на которую рассчитаны первые две ступени ракеты-носителя, то масса полезной нагрузки уменьшается и расчет повторяется до удовлетворения указанных ограничений.

14. Определяется стартовая масса ракеты-носителя с учетом массы разгонного блока и массы космической головной части:

=99,72+6,07=105,79 [т].

Таким образом, в первом приближении стартовую массу модернизируемой ракеты можно принять равной 105,8 тонн, а массу разгонного блока (заправленного топливом) – 3,67 т.

Аналогично подбирают массу разгонного блока и для других конфигураций РН, но с учётом соответствующих функций ограничений, рассмотренных в разделе 8.

В заключение данного подраздела отметим, что с использованием математической системы Mathcad процедура выбора характеристик разгонного блока упрощается и сводится к целенаправленному подбору на рабочем поле системы массы полезной нагрузки и удовлетворению ограничений по стартовой перегрузке РН. Данная процедура будет показана в подразделе 17.4 на конкретных примерах.

Контрольные вопросы

1. Для каких целей предназначены космические разгонные блоки? Назовите типовые разгонные блоки.

2. Приведите компоновочную схему разгонного блока «Л».

3. Расскажите о блоке выведения «Икар».

4. Приведите компоновочную схему разгонного блока «Фрегат». Назовите основные отличия и характеристики этого блока.

5. Приведите компоновочную схему полезной нагрузки с разгонным блоком «Фрегат» (схему космической головной части)..

6. Назовите основные конструктивные отличия разгонного блока ДМ. Приведите компоновочную схему этого блока.

7. Какие компоненты топлива у разгонных блоков «КВРБ» и «УКРБ»? Приведите их компоновочные схемы.

8. Назовите основные отличия разгонных блоков «Бриз М» и «Бриз КМ». Приведите их компоновочные схемы.

9. Для чего предназначены апогейные блоки? Их преимущества и недостатки? Приведите схемы выведения полезных нагрузок с помощью апогейных блоков.

10. Приведите компоновочную схему апогейного блока и космической головной части для вывода космического аппарата «Ямал» на геостационарную орбиту.

11. Изложите основные этапы методики выбора характеристик разгонного блока при модернизации ракеты-носителя.