"Космос 3-М"

Размещено на http://www.allbest.ru/

Оглавление

ракета носитель газоснабжение заправка

Введение

Устройства РН «Космос-3М»

Подготовка РН Космос-3М к пуску

Пуск ракеты-носителя "Космос-3М"

Литература

Заключение

Введение

В системах газоснабжения (СГС) ракет-носителей реализуются все достижения научно-технического прогресса. Этот класс СГС представляет собой совокупность взаимосвязанных агрегатов, устройств и приборов, предназначенных для приема сжатых газов от средств заправки,

Структуры СГС представляют собой совокупность линий древовидной структуры от источника питания к многочисленным потребителям, каждый из которых предъявляет специфические требования к СГС (род газа, его параметры, циклограмма потребления).

Устройства РН «Космос-3М»

Рис. 1. Ракета-носитель «Космос-3М»

Ракета-носитель "Космос-3М" состоит из двух ступеней и головного блока. Ступени соединены по схеме "тандем". На обеих ступенях РН установлены ЖРД, работающие на самовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива - окислителе АК-27И (27 %-й раствор окислов азота (диоксид и тетраоксид азота) в азотной кислоте, ингибированной йодом) и горючем - несимметричном диметилгидразине (НДМГ). Управление полетом ракеты во время работы ЖРД первой ступени осуществляется с помощью газовых рулей, а при работе двигателя второй ступени - поворотными рулевыми соплами. Разделение ступеней производится по "полугорячей" схеме.

Рис. 2. Схема “Ракета-носитель "Космос-3М"

«Ракета-носитель "Космос-3М": 1 - обтекатель головной; 2 - отсек 2-й ступени, приборный; 3 - отсек 2-й ступени, топливный; 4 - блоки навесных баков; 5 - отсек 2-й ступени, хвостовой; 6 - переходник; 7 - РДТТ тормозной системы разделения ступеней; 8 - бак окислителя; 9 - отсек приборный; 10 - бак топлива; 11 - отсек хвостовой; 12 - стабилизатор; 13 - опора стартовая; 14 - ЖРД 1-й ступени. IV - швы заклепочные (заклепки с полусферической головкой); V - швы заклепочные (заклепки с потайной головкой); VI - швы сварные, сплошные; VII - швы сварные, точечные.»

Первая ступень ракеты включает переходной отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек.

Рис. 2. Общий вид топливного отсека первой ступени

Рис. 3. Общий вид хвостового отсека первой ступени

Переходной отсек предназначен для соединения ступеней. Кроме того, в нем размещается двигательная установка второй ступени. Отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов, представляет собой цилиндрическую обечайку, подкрепленную продольным (стрингерами) и поперечным (шпангоутами) силовым набором. Обечайка имеет два пояса люков. Верхний обеспечивает доступ к агрегатам ДУ второй ступени, нижний служит для выхода газов, истекающих из рулевых сопел ДУ второй ступени при разделении. Люки верхнего пояса закрываются крышками, нижнего - заклеиваются тканью.

Конструкция баков окислителя и горючего первой ступени практически одинакова. Окислитель имеет большую плотность (1,47 г/см3), поэтому его бак расположен впереди бака горючего. При этом центр масс ракеты сместился к головной части, увеличилось расстояние до газовых рулей и стабилизаторов, улучшилась устойчивость и управляемость ракеты в полёте. Обечайка бака горючего и часть секций обечайки бака окислителя изготавливаются из прессованных панелей алюминиевого сплава АМг-6Н.

При панельной конструкции значительно упрощается производство баков и снижается их масса, поскольку прессованные панели в виде монолитно выполненных частей обшивки со стрингерами отличаются высокой прочностью и устойчивостью. Восемь панелей собираются на стапеле и свариваются по стыкам аргонно-дуговой сваркой, образуя цилиндрическую оболочку бака. Затем изнутри к стрингерам оболочки привариваются навесные кольцевые шпангоуты уголкового профиля (по другим данным, шпангоуты крепятся с помощью фиттингов).

Оболочка воспринимает все внешние нагрузки, действующие на ракету при транспортировке и в полёте. Изготовление бака заканчивается стыковкой и приваркой к оболочке сферических днищ через торцевые усиленные шпангоуты и установкой арматуры. Через бак горючего проходит расходный трубопровод окислителя, размещенный в тоннельной трубе. Дренажно-предохранительный клапан бака горючего находится в хвостовом отсеке, а через весь бак к куполу верхнего днища проложена дренажная труба. Наддув бака горючего осуществляется сжатым азотом, а бака окислителя - сжатым воздухом. Эти газы хранятся в баллонах высокого давления, расположенных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух) отсеках.

Межбаковый отсек клепаной негерметичной конструкции из алюминиевых сплавов служит для соединения баков горючего и окислителя. Оболочка отсека тонкостенная из алюминиевого сплава Д19АТ, подкрепляющий набор из шпангоутов и стрингеров (алюминиевый сплав Д16Т) приклепан к ней. На наружной поверхности отсека размещены три тормозных РДТТ системы разделения ступеней, закрытые обтекателями. Тормозные пороховые двигатели после разделения ступеней замедляют полёт первой ступени и благодаря несимметричному расположению разворачивают ее относительно поперечной оси, устраняя соударение со второй ступенью.

Конструкция хвостового отсека аналогична межбаковому с той лишь разницей, что хвостовой отсек - конической формы, диаметр донного среза ракеты 2,8 м. Коническая форма хвостового отсека позволяет разместить двигатель, сдвинуть центр давления вниз по длине ракеты от центра масс и тем самым улучшить её стабилизацию в полёте. Этому способствуют также трапецевидные аэродинамические стабилизаторы, закрепленные с помощью фитингов на торцевом шпангоуте. Ниже их, как продолжение фитингов, расположены стояночные опоры, а под углами 450 к плоскости стабилизации на том же шпангоуте размещены на кронштейнах графитовые газовые рули с электрическими рулевыми машинами. В отсеке расположен двигатель первой ступени - РД-216М. Тяга от него передается через специальную сварную раму на силовое кольцо, крепящееся к торцевому шпангоуту бака горючего. Таким образом, на хвостовой отсек в полете действуют только растягивающие силы, что позволяет облегчить его конструкцию.

ЖРД РД-216М с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без дожигания. Он создан в НПО "Энергомаш" под руководством В.П. Глушко. ЖРД состоит из двух идентичных двигательных блоков, объединенных рамой их крепления на РН и общими системами запуска и регулирования. Каждый блок, являющийся по сути автономным ЖРД, включает две камеры, один ТНА, один восстановительный газогенератор и агрегаты автоматики. ТНА имеет одноступенчатые насосы окислителя и горючего, а также двухступенчатую осевую газовую турбину. Он располагается между камерами в районе их критического сечения. Отработанный генераторный газ выбрасывается через два выхлопных патрубка. Три таких блока образуют двигатель РД-218, устанавливаемый на первой ступени МБР Р-16, а один блок с высотными соплами представляет собой двигатель второй ступени той же ракеты РД-219. За счет блочной компоновки значительно экономятся средства и время на создание двигателей различных тяг.

Запуск ЖРД - одноступенчатый (пушечный), с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток. Регулирование тяги в полете осуществляется одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводится гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивают синхронно перенастраиваемые от системы регулирования кажущейся скорости (РКС) азотные редукторы каждого блока.

Синхронизация опорожнения баков ступени осуществляется регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращается работа газогенераторов, затем отсекается подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Дренаж был введен для уменьшения импульса последействия и улучшения точности попадания исходной БРСД Р-14. Большинство агрегатов автоматики двигателя имеет дублированный пиротехнический привод.

Вторая ступень состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Кроме того, по бокам ступени смонтированы два навесных блока баков основных компонентов, обеспечивающих работу системы малой тяги (СМТ) и второе включение маршевого ЖРД.

Рис. 4. Общий вид второй ступени

Рис. 5. Общий вид топливного отсека второй ступени.

Короткий приборный отсек имеет клепаную конструкцию и выполнен из алюминиевого сплава. На него опирается рама крепления полезного груза. На этой раме размещаются также приборы системы управления ракетой. Кроме того, приборный отсек служит для соединения второй ступени с головным обтекателем.

Топливный отсек (ТО) сварной из сплава АМг-6. Он включает цилиндрическую обечайку и три днища - верхнее, среднее и нижнее. Среднее днище делит ТО на два отсека: окислителя и горючего. Все оболочки ТО - гладкие. Верхнее и среднее днища - сферические, а нижнее днище - составное. Оно образовано усеченным конусом и полусферой, обращенной внутрь бака. Крепление двигателя второй ступени безрамное - камера двигателя с помощью четырех кронштейнов на смесительной головке крепится прямо к нижнему шпангоуту конического днища ТО. Такая конструкция позволяет уменьшить длину межступенчатого переходника и следовательно его массу.

Хвостовой отсек второй ступени имеет клепаную конструкцию. В нем размещены электроприводы рулевых сопел и тормозной РДТТ второй ступени. На поверхности хвостового отсека находятся нижние узлы крепления подвесных баков СМТ. К торцевому кольцу отсека крепится конический кожух для защиты агрегатов ДУ от газов, истекающих из рулевых сопел.

Рис.6. Общий вид приборного отсека первой ступени

Рис.7. Общий вид переходного отсека первой ступени.

На второй ступени установлена двигательная установка (ДУ), разработанная в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством А.М. Исаева. В состав ДУ входят маршевый двигатель и двигатель СМТ.

Рис. 8

Рис. 9

«Схема ЖРД -- магистраль горючего 2 -- магистраль окислителя 3 -- насос горючего 4 -- насос окислителя 5 -- турбина 6 -- газогенератор 7 -- клапан газогенератора (горючее) 8 -- клапан газогенератора (окислитель) 9 -- главный клапан горючего 10 -- главный клапан окислителя 11 -- выхлоп турбины 12 -- форсуночная головка 13 -- камера сгорания 14 -- сопло»

Маршевый ЖРД - однокамерный, с четырьмя рулевыми соплами, выполнен по схеме без дожигания, с турбонасосной системой подачи топлива. Двигатель имеет два режима тяги (основной и промежуточный), может повторно запускаться для выведения КА на высокие орбиты и питается как из основных баков ступени (при первом включении), так и из баков СМТ (при втором включении). Маршевый двигатель имеет камеру, моноблочный ТНА, питаемый восстановительным газогенератором, два пиростартера предварительной раскрутки ТНА, окислительный и восстановительный газогенераторы наддува соответствующих основных баков ступени, азотную пневмосистему, управляющую работой большинства клапанов и агрегаты автоматики. Отработавший на турбине ТНА газогенераторный газ по системе газоводов направляется к четырем подвижным рулевым соплам, имеющим возможность отклоняться в одной плоскости на углы до 70 градусов с помощью электроприводов.

Двигатель имеет двухступенчатый запуск и двухступенчатое выключение через промежуточную (около 550 кгс) ступень тяги, создаваемой рулевыми соплами при неработающей камере. Этот режим обеспечивает "полугорячее" разделение ступеней, стабилизацию второй ступени перед включением камеры на основной режим тяги и точное "довыведение" КА. На основном режиме автоматика двигателя осуществляет регулирование тяги по командам от системы РКС, регулирование (при первом включении) или стабилизацию (при втором включении) соотношения компонентов в камере с целью синхронизации опорожнения баков и стабилизацию температуры в основном газогенераторе.

Двигатель СМТ представляет собой четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор - газогенератор СМТ. Этот двигатель имеет один режим малой (около 10 кгс) тяги, запускается один раз, питается из баков СМТ и предназначен для стабилизации ступени в "пассивном" полете между включениями маршевого ЖРД. Двигатель имеет восстановительный газогенератор СМТ, систему газоводов, четыре малых подвижных рулевых сопла, жестко связанных и отклоняемых вместе с соплами маршевого ЖРД, и пироуправляемые пускоотсечные клапаны. Он запускается и выключается в одну ступень, не регулируется и может непрерывно функционировать свыше 60 минут. Оба двигателя тесно увязаны между собой в конструкции и при функционировании ДУ.

Рис. 10 Общий вид РН «Космос-3М»

Для защиты КА на атмосферном участке полета РН используется головной обтекатель. Он состоит из двух полустворок, соединенных в единое целое замками продольного стыка. Крепление обтекателя к приборному отсеку второй ступени осуществляется замками поперечного стыка. Полустворки обтекателя клепаной конструкции и выполнены из алюминиевых сплавов. После раскрытия замков створки расталкиваются пружинными толкателями.

Подготовка РН Космос-3М к пуску

Производится подготовка на техническом и стартовом комплексах. Ступени РН и головной обтекатель поступают в монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса с завода или из хранилищ в специальных железнодорожных вагонах в расстыкованном состоянии. В МИКе проводится проверка ступеней, установка на них необходимого оборудования, сборка и стыковка ступеней, стыковка РН с КА и головным обтекателем. Все операции выполняются на горизонтально лежащей ракете. Подготовку Космос-3М к пуску обеспечивает на техническом комплексе за 34-36 часов расчет общей численностью до 105 человек. После сборки и проверки РН на техническом комплексе она перегружается на специальную железнодорожную транспортно-установочную тележку и отправляется на стартовый комплекс.

На стартовом комплексе РН устанавливается в вертикальное положение, проводится установка необходимого оборудования и цикл предстартовых проверок. Затем носитель заправляется компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, осуществляется его прицеливание и пуск. Все работы на стартовом комплексе обеспечиваются расчетом численностью 120...135 человек в течение 8-10 часов. Следует отметить, что РН Космос-3М была создана на основе баллистической ракеты Р-14 без существенных доработок по ее связи с наземным оборудованием. Это обусловило наличие в эксплуатационных процессах ручных операций, в том числе на заправленной компонентами топлива РН. Однако процесс предстартовой подготовки автоматизирован по отдельным важнейшим операциям: заправка РН компонентами топлива и сжатыми газами, отсоединение от РН заправочных коммуникаций, отвод от РН подвижной башни обслуживания, разворот РН на пусковом столе на направление стрельбы, отвод от РН кабель-мачты перед запуском двигателя первой ступени.

В целом уровень автоматизации работ при подготовке РН Космос-3М около 70%. Остальные работы, в том числе повторное подсоединение заправочных коммуникаций для слива топлива в случае отмены пуска, выполняются вручную. В этом отношении данная РН близка к большинству зарубежных носителей, созданных в шестидесятые годы.

Пуск ракеты-носителя "Космос-3М"

Производится пуск дистанционно с простого пускового устройства - стартового стола. Предпусковые операции и пуск РН выполняет расчет в 20…26 человек. Разделение первой и второй ступеней осуществляется по полугорячей схеме. При этом еще до разрыва механической связи между ступенями, в момент выключения ЖРД первой ступени, осуществляется запуск маршевого двигателя второй ступени на режим работы рулевых сопел. Истекающие из них газы попадают в переходной отсек и удаляются из него через нижние люки. После полного выключения ЖРД первой ступени механическая связь между ступенями разрывается с помощью пиропатронов, одновременно запускаются тормозные РДТТ, установленные на первой ступени и осуществляется плавное расхождение ступеней.

Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте порядка 75 километров при скоростном напоре около 14 кг/кв.м. При этом обтекатель при раскрытии замков продольного и поперечного стыка делится на две створки. Их программный разворот и отбрасывание от ступени осуществляется с помощью пружинных толкателей. Выведение КА на низкие орбиты осуществляется с однократным включением двигательной установки второй ступени. Перед отделением КА маршевый двигатель второй ступени переводится на режим работы рулевых сопел с целью уменьшения импульса последействия и уменьшения уровня возмущений при отделении КА. После полного выключения двигателя механическая связь между второй ступенью и КА разрывается и последний отталкивается от ступени с помощью специальных пирозамков-толкателей. После отделения КА на второй ступени включается пороховой двигатель, установленный под углом к оси ступени. При работе этого РДТТ ступень тормозится и закручивается, уходя с траектории полета ИСЗ.

Первый пуск РН 65С3 был осуществлен 18 августа 1964 г. со стартового комплекса № 41 космодрома Байконур. Три КА типа Стрела-1 были выведены на орбиту с параметрами: наклонение орбиты - 56.17 град.; период обращения - 95.2 мин.; минимальное расстояние от поверхности Земли (в перигее) - 210 км; максимальное расстояние от поверхности Земли (в апогее) - 876 км. Начиная с 9-го запуска (11 ноября 1966 г.) РН стала назаваться 11К65, всего с Байконура было проведено 14 пусков, включая два суборбитальных. 15 мая 1967 г. впервые стартовала, но уже из Плесецка, РН 11К65М, на орбиту был выведен габаритно-весовой макет КА типа Циклон.

Первый пуск 11К65М из Капустина Яра был произведен 26 января 1973 г., однако в последующем с этого полигона стартовал в основном суборбитальный вариант РН - К65Р, а в 1983-м и 1988-м годах его модификация К65РБ вывела на орбиту аппараты Бор-4 и Бор-5. Только из Капустина Яра запускался и вариант К65УВ - модификация исходной БРСД 8К65 для программы «Вертикаль».

Заключение

В данной работе была разобрана тема - система газоснабжения ракеты-носителя «Космос-3М». Она включает следующие вопросы: Конструктивная схема ракеты, технические характеристики, система газоснабжения, схемы отдельно взятых комплектующих.

Литература

1. Арзуманов, Ю.Л. Системы газоснабжения и устройства пневмоавтоматики ракетнокосмических комплексов / Ю.Л. Арзуманов, Р.А. Петров, Е.М. Халатов. - М.: Машиностроение, 1997. - 464 с.

2. Методы и алгоритмы расчёта тепловых сетей / под ред. В.Я. Хасилева, А.П. Меренкова. -М.: Энергия, 1978. -176 с.

3. Норенков, И.П. Основы автоматизированного проектирования: учеб. для вузов /

4. И.П. Норенков. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Изд-во МГТУ им. Баумана, 2002. - 336 с.

5. Норенков, И.П. Информационная поддержка наукоемких изделий. CALS-технологии / И.П. Норенков, ПК. Кузьмик.- М.: Изд-во МГТУ им. З Э. Баумана, 2002. - 320 с.

6. Судов, Е.В. Интегрированная информационная поддержка жизненного цикла машиностроительной продукции. Принципы. Технологии. Методы. Модели / Е.В. Судов. - М.: ООО Издательский дом «МВМ», 2003. - 264 с.

7. Системный анализ и принятие решений: словарь-справочник / Под ред. В.Н. Волковой, В.Н Козлова -М.: Высшая школа, 2004. - 614 с.

8. Васильев, О.Ф. Неизотермическое течение газа в трубах / О.Ф. Васильев. - Новосибирск: Наука, 1978. - 127 с

Размещено на Allbest.ru