автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Разработка технического облика двигательной установки межорбитального транспортного аппарата многократного использования

На правах рукописи

Боровик Игорь Николаевич

РАЗРАБОТКА ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЛИКА КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНОЙ

ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ БЕЗГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЫ ДЛЯ МЕЖОРБИТАЛЬНОГО ТРАНСПОРТНОГО АППАРАТА МНОГОКРАТНОГО

ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

Специальность 05.07.05 -«Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

4851870

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

2 8 ИЮЛ 2011

Москва-2011

4851870

Работа выполнена на кафедре «Ракетные двигатели» Московского авиационного института (государственного технического университета).

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор Козлов Александр Александрович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор Горохов Виктор Дмитриевич кандидат технических наук Усов Генрих Леонидович

Ведущая организация: Государственный космический научно-производственный центр им М.В. Хруничева

Защита состоится « 10 » октября 2011 г. в 13 часов 00 минут на заседании диссертационного совета Д212.125.08 при Московском авиационном институте (государственном техническом университете) по адресу: 125993, Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4.

С диссертацией можно познакомиться в библиотеке Московского авиационного института (государственного технического университета).

Отзыв, заверенный печатью, просьба высылать по адресу: 125993, Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, д.4, Ученый Совет МАИ.

Автореферат разослан: « » tá ¡Л*.*_2011 г.

Ученый секретарь диссертационного

^ Ю.В.Зуев

советаД212.125.08, -

д.т.н, профессор

Актуальность работы.

В настоящее время в России, США и Европе активно прорабатывается вопрос о асштабном освоении Луны. Планируется осуществление строительства долговременной иной орбитальной станции и обитаемой базы на поверхности Луны. Ожидается, что данные оекты позволят отработать технологии для освоения Солнечной системы и дать новый пок развитию космической техники. По расчетам специалистов для выполнения данных оектов потребуется более 1000 тонн всевозможных грузов.

Одним из основных элементов транспортной системы доставки грузов на орбиту уны является межорбитальный транспортный аппарат (МТА) или по-другому разгонный ок (РБ), доставляющий полезные грузы с низкой околоземной орбиты на траекторию к уне или на орбиту Луны. В качестве двигательной установки в проектах такого МТА 1брана безгенераторная кислородно-водородная жидкостная ракетная двигательная тановка (ЖРДУ). Такой выбор объясняется высокими энергетическими характеристиками слородно-водородного топлива и особенностями безгенераторной схемы ЖРДУ по авнению с закрытой схемой: высокой надежности, простотой отработки и производства, еныной массой и др.

Ввиду высокой стоимости выведения на низкую орбиту Земли и планируемого ольшого грузопотока, в проектах освоения Луны исследуется вопрос об использовании в ачестве основного средства транспортировки с орбиты Земли на орбиту Луны ежорбитального транспортного аппарата многократного использования (МТА МИ) с езгенераторной кислородно-водородной ЖРДУ.

Основная задача МТА МИ - осуществлять выведение полезных грузов с низкой колоземной орбиты на целевые орбиты и отлетные траектории к другим планетам. ЖРДУ ТА МИ - это двигательная установка, способная многократно запускаться и работать на оминальном режиме, при этом кратность использования и суммарный ресурс работы пределяются поставленными перед МТА МИ задачами. Схема функционирования МТА МИ оказана на рис. 1.

Тема настоящего диссертационного исследования - разработка технического облика езгенераторной ЖРДУ на кислородно-водородном топливе для МТА МИ - это обоснование выбор оптимальных проектных параметров (ОПП) ЖРДУ в целом и основных ее агрегатов учетом выполнения требований к ЖРДУ как составной части МТА, обеспечивающих его )ункционирование с высокой эффективностью.

ЖРДУ МТА является одним из основных его подсистем и главным исполнительным рганом системы управления, активно взаимодействующим с соседними системами, птимальное проектирование ЖРДУ должно происходить с учетом особенностей )ункционирования ее в составе МТА и обеспечения выведения с максимальной ффективностью.

Одой из главных задач, стоящих перед конструкторами при проектировании МТА, вляется выбор и обоснование основных технических требований к ЖРДУ. К основным ехническим требованиям к ЖРДУ можно отнести: характеристики применяемого топлива, абаритные размеры (диаметр выходного сечения сопла и осевая длина двигателя), оминальная тяга ЖРДУ в пустоте; соотношение компонентов топлива, количество ключений в одном полете; кратность использования, огневой ресурс (за одно включение и уммарный за весь период эксплуатации), вероятность безотказной работы; массу вигательной установки.

Возвращение МТАМИна базовую орбит}'

Орбитальная заправочная Заправленный

\

КА

Выведение КА на целевую орбиту

Рисунок 1. Схема функционирования МТА многоразового использования.

Для ускорения темпов освоения космического пространства и исследования Солнечной системы, а также решения проблемы космического мусора, необходимо создавать МТА МИ, способные выводить максимально большую массу полезного груза и имеющие минимальную удельную стоимость выведения на целевую орбиту. Но массовая эффективность МТА МИ ограничена необходимостью иметь запас топлива для возвращения на базовую орбиту. При равной стартовой массе МТА МИ всегда будет проигрывать одноразовому МТА по массе выводимого полезного груза. Применение МТА МИ будет целесообразно только в случае, если его удельная стоимость выведения будет ниже, чем у одноразового. Поэтому разработка технического облика ЖРДУ МТА МИ оптимального по критериям максимума полезного груза и минимума удельной стоимости выведения является актуальной научно-технической задачей.

Целью работы является увеличение эффективности (по полезной нагрузке и удельной стоимости выведения) МТА МИ путем разработки технического облика ЖРДУ с применением модели многокритериального поиска ее оптимальных проектных параметров.

Основные задачи, решаемые в диссертационной работе:

1. Разработка математической модели определения оптимальных основных проектных параметров ЖРДУ МТА МИ по массовым и стоимостным критериям.

2. Разработка программы определения оптимальных основных проектных параметров ЖРДУ МТА МИ по массовым и стоимостным критериям и формирования технического облика ЖРДУ.

3. Разработка рекомендаций по выбору оптимальных проектных параметров ЖРДУ МТА МИ для различных задач выведения.

Научная новизна работы заключается в следующем: Впервые создана математическая модель и разработана программа, определения оптимальных основных проектных параметров по критериям минимальной удельной стоимости и максимальной массы полезного груза и формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ. Разработанная модель позволяет:

- определить оптимальные проектные параметры МТА МИ, ее ЖРДУ и агрегатов питания, учитывая энергоемкость выполняемых задач, величину грузопотока, выводимого на целевую орбиту, кратность использования, вероятность безотказной работы и стартовую массу МТА МИ на начальной орбите;

- оценить удельную стоимость выведения полезного груза на целевую орбиту с помощью МТА МИ по проектным параметрам его ЖРДУ;

- оценить объем и стоимость экспериментальной отработки ЖРДУ и всего МТА МИ для достижения экономически оправданного уровня надежности;

- определить эффективность различных вариантов модернизации ЖРДУ МТА для ешения конкретных задач выведения;

- определить оптимальные проектные параметры агрегатов питания ЖРДУ. Практическая ценность и реализация результатов работы.

Применение разработанной модели позволяет еще на ранних этапах роектирования, для заданной задачи, выведения определить оптимальный по критериям инимальной удельной стоимости и максимальной массе полезного груза технический облик 'ДУ МТА МИ с учетом особенностей ее эксплуатации и кратности использования.

Разработанная модель позволяет сделать оценку массы безгенераторной ЖРДУ и ценку массы конструкции МТА МИ в целом.

В работе изложена методика поиска оптимальных основных проектных параметров РДУ одноразового и многоразового МТА по критериям минимальной удельной стоимости ыведения и максимальной массы полезного груза.

Выработаны рекомендации по модернизации безгенераторного двигателя РД-0146 ля применения его в составе МТА, доставляющего КА на ГСО.

Используя разработанную модель, были найдены ОПП ЖРДУ МТА МИ, а также формирован ее технический облик и определены проектные параметры ее агрегатов итания. Даны рекомендации по проектированию ЖРДУ МИ.

Степень обоснованности и достоверности полученных результатов, выводов и екомендаций, сформулированных в диссертации, обеспечивается:

• использованием известных научных положений, методов исследований;

• определение основных проектных параметров агрегатов питания ДУ основано на общих закономерностях теории жидкостных ракетных двигателей;

• результаты расчета массовых характеристик ЖРДУ и всего МТА в целом по модели подтверждаются статистическими данными, опубликованными в открытой печати.

Основным вкладом диссертанта является разработанная автором математическая одель и программа определения оптимальных основных проектных параметров и ехнического облика ЖРДУ МТА МИ по критериям минимальной удельной стоимости

5

выведения и максимальной массе полезного груза. По найденным с использованием разработанной модели проектным параметрам сформирован технический облик ЖРДУ для МТА МИ, выводящего полезные грузы на геостационарную орбиту (ГСО) и низкую орбиту Луны.

Апробация работы. Основные результаты работы обсуждались на: Всероссийской научно-технической конференции "Ракетно-космические двигательные установки" (МГТУ имени Н.Э. Баумана, г. Москва, 2008); 5th International Spacecraft propulsion Conference Symposium on Space Propulsion, (Гераклион, Греция, 2008); 60th International Astronautical Congress, (Даеджон, Республика Корея, 2010)

Публикации. По материалам диссертации опубликовано 7 печатных работ, из них 3 в журнале «Вестник МАИ», имеющим аккредитацию ВАК.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, пяти глав, заключения и списка используемых источников из 66 наименований, изложена на 155 страницах машинописного текста и иллюстрирована 47 рисунками, число таблиц - 13.

Краткое содержание работы.

Во введении обосновывается актуальность и новизна темы, формулируется цель работы и задачи исследования.

Первая глава посвящена обзору литературных источников по разработке МТА МИ за последние 30 лет. Показано, что большинство из проектов прошлых лет предназначалось для транспортировки пилотируемых космических аппаратов (КА) на ГСО и орбиту Луны (Teleoperator Maneuvering System, Freebird, Orbital Transfer Vehicle). Проекты, созданные на современном этапе, предусматривают в большей степени использование МТА МИ для транспортировки КА и грузов на высокоэнергетические орбиты и снабжение Лунной орбитальной базы. Показано, что в будущем величина грузопотока, а, следовательно, и засорения околоземного космического пространства объектами космического мусора, будет неуклонно возрастать за счет выведения КА связи и телевещания на ГСО и транспортировки полезных грузов для строительства и обеспечения программы освоения Луны. Установлено, что одним из основных решений проблемы является использование МТА МИ космического базирования, масса которого на начальной орбите не ограничивается возможностями средств выведения на низкую околоземную орбиту.

Показано, что наиболее значимыми критериями оптимизации для ЖРДУ МТА МИ являются максимальная масса полезного груза и минимальная удельная стоимости выведения МТА МИ.

Во второй главе описан объект исследования диссертационной работы. Рассмотрен типовой состав систем и агрегатов ЖРДУ и всего МТА и дана его обобщенная массовая сводка. Показано, что на долю ЖРДУ в общей сухой массе МТА приходится около 62%. Проанализированы основные тенденции развития технических требований к ЖРДУ МТА на современном этапе развития космической техники.

Показано, что наилучшим топливом для МТА, выводящего полезные грузы на высокоэнергетические орбиты, является кислородно-водородное топливо. Рассмотрены особенности безгенераторного ЖРД. Показано, что двигатель безгенераторной схемы по своим характеристикам является наиболее подходящим для МТА МИ.

Третья глава посвящена описанию разработанной модели определения оптимальных проектных параметров и формирования технического облика ЖРДУ МТА.

Приводятся особенности концептуального проектирования оптимальной ЖРДУ МТА. Показано, что для обеспечения высокой эффективности МТА необходимо, чтобы проектные параметры ЖРДУ были оптимизированы по критериям эффективности всего МТА.

Термин «оптимальный» в понимании автора отражает целенаправленность выбора основных параметров, исходящего непосредственно из требований выполнения задач

давления МТА с максимальной эффективностью и одновременно отвечающего условиям аимодействия ЖРДУ с бортовыми подсистемами МТА.

Показано, что существующие модели выбора оптимальных параметров ЖРДУ МТА, едсгавленные в работах В.Ф. Сафрановича, Л.М. Эмдина, С.Д.Гришина, В.В. Кокорина, .П. Харламова, Н.Б. Рутовского, Е.Б. Соловьева, Г.В. Малышева, Х.С. Блейха, В.И. Зернова др., рассматривают лишь оптимизацию одноразовых МТА и не позволяют разработать .тимальный технический облик ЖРДУ МТА МИ по критерию минимальной удельной оимости. На основе представленной концепции автором разработана математическая дель (ММ) космического комплекса - транспортная космическая система (ТКС) - МТА -РДУ, в которой тесно сопряжено взаимодействие двигательной установки с летательным паратом. Структура ММ показана на рис. 2.

Она включает в себя модуль исходных данных, и модули, в которых используются счеты по многочисленным частным инженерным методикам и математическим моделям, оящим на разных уровнях процесса проектирования МТА и ЖРДУ. Модель включает в бя последовательный расчет энергетических и массовых характеристик МТА и ЖРДУ, счет стоимостных параметров разработки и производства ЖРДУ и всего МТА, расчет итериев эффективности комплекса ТКС - МТА МИ - ЖРДУ, нахождение оптимальных оектных параметров ЖРДУ под конкретную задачу выведения, расчет баланса мощностей А ЖРДУ и проектных параметров агрегатов ее пневмогидросистемы.

В качестве исходных данных в модели приняты следующие параметры: рактеристическая скорость межорбитального . перехода, начальная масса МТА, рактеристики топлива, схема двигательной установки, инфраструктура транспортной смической системы, размеры и характеристики материалов агрегатов ЖРДУ.

Оптимизируемыми основными проектными параметрами в модели являются: эффициент избытка окислителя; давление в камере сгорания; геометрическая степень сширения сопла; тяга камеры; вероятность безотказной работы ДУ при каждом включении; 'ммарный огневой ресурс ДУ и суммарное количество включений ДУ за все время сплуатации.

Помимо решения задачи оптимизации математическая модель учитывает ализуемость полученных значений ОПП в проектируемом двигателе (таких как: давление в [ере сгорания, расход, геометрическая степень расширения сопла и соотношение мпонентов топлива) и выдает проектные параметры агрегатов и систем ДУ. Рассчитывается анс мощностей насосов и турбин, и определяются ожидаемые параметры его агрегатов и стем (таких как: давление бустерных насосов на входе и выходе; давление основных сосов на входе и выходе; оптимальные частоты вращения вала БТНА и ТНА для заданных сходов, соответствующие максимальным КПД насосов; КПД турбин БТНА и ТНА; КПД асосов БТНА и ТНА; температура подогрева водорода в рубашке охлаждения камеры орания; перепад давления в рубашке охлаждения). Специалисты могут производить ончательный выбор ОПП и проектных решений при создании агрегатов и систем ЖРДУ с етом их практической реализуемости в данном КБ.

Оценивая реализуемость полученного набора ОПП, можно менять границы поиска ПП и находить лучшие решения. После проверки на реализуемость специалист анализирует олученные результаты и разрабатывает технический облик ЖРДУ МТА МИ, или фабатывает проектное решение по модернизации уже существующей ЖРДУ, или родолжает поиск ОПП с учетом ограничений на реализуемость.

В главе описываются допущения, принятые в модели.

Полнота сгорания топлива в камере сгорания принята равной 0.995.

Требуемая надежность и ресурс ЖРДУ и МТА МИ в целом обеспечивается не увеличением массы агрегатов и узлов, а применением более прочных материалов и общим конструктивным совершенством.

Рисунок 2. Структура математической модели поиска оптимальных параметров ЖРДУ МТА МИ.

В модели рассматривается возможность отказа МТА МИ только по причине отказа его

РДУ.

Программа транспортировки полезных грузов на заданную орбиту реализуется с омощью группы из нескольких МТА МИ, причем в ходе выполнения программы возможны тказы МТА МИ.

В случае отказа МТА МИ он заменяется из парка, имеющегося на базовой орбите, и рограмма транспортировки продолжается.

Все расчетные методики, применяемые в модели, описаны в литературе по теории и роектированию ЖРД. Для определения энергетических характеристик ЖРДУ используется одуль интерполяции данных термодинамического расчета. Основной задачей данного одуля является определение ожидаемого удельного импульса. Сравнение рассчитанных по одели значений ожидаемого удельного импульса с реальными (для двигателей РД-0146, РД-146, RL-10A-4-2, RL-10B-2, Vinci, RL-60, МВ-60) представлены на рис. 3. Средняя огрешность расчета удельного импульса составила - 0.733%, максимальная - 1.5%.

Определение потребной характеристической скорости выведения производится в рограммном модуле баллистического расчета. Расчет гравитационных потерь арактеристической скорости происходит путем интерполяции данных решения системы ифференциальных уравнений движения МТА на активном и пассивном участках траектории ыведения.

Математическая модель определения массы ЖРД основывается на предположении ого, что массы турбонасосных агрегатов, бустерных турбонасосных агрегатов, камеры горания и сопла являются функциями режимных параметров ЖРД: соотношения омпонентов топлива, тяги, степени расширения сопла и давления в камере сгорания. Массы се остальных элементов ЖРД являются функциями тяги. Основные положения данной атематической модели изложены в работах A.A. Козлова. Автором была проведена орректировка данной модели [4, 5] для более точного расчета массы современных езгенераторных ЖРД. На рис. 4 показан график сравнения вычисленных масс ЖРД с еальными массами, взятыми из открытых источников. Средняя погрешность вычислений оставила - 5.3%.

В модуле расчета массы конструкции МТА используются зависимости массы опливных баков, системы наддува, реактивной системы управления, приборного отсека, еталей общей сборки и прочих систем от ОПП ЖРДУ МТА и стартовой массы. Данные ависимости приведены в работах A.A. Козлова и B.C. Хохулина. На рис. 5 показано равнение масс конструкции МТА, вычисленных по модели с реальными современными ислородно-водородными МТА, взятыми из открытых источников. Средняя погрешность ычисления массы конструкции МТА составила -5,1%.

Для нахождения величины массы полезного груза используется методика, широко свещенная в литературе по проектированию МТА однократного использования (см. апример работы В.К. Сердюка, B.C. Хохулина) На рис. 6 показано сравнение масс полезного руза МТА, вычисленных по модели, с реальными современными кислородно-водородными ТА, взятыми из открытых источников. Максимальная погрешность вычисления массы олезного груза составила - 13,7%, а средняя - 3,4%.

Для оценки стоимости разработки и производства ЖРДУ и МТА в модели рименяются стоимостные зависимости, разработанные Д.Колле на основе статистики, в оторых расчет стоимости производится по значению массы конструкции МТА или ЖРДУ и оэффициентов, отражающих возможности современного производства. Погрешность этих юделей находится на уровне менее 10-15%.

£

а

5

£

4600 4580 4560 4540 4520 4500 4480 4460 4440 4420

МВ-60;

КС-10В-2

.КЬ-бОо

РД-ОМб»/

о А''1ис)

/

/

:КЬ-10А-4-2

РД-0146У

•мооь-1—

4400 4420 4440 4460 4480 4500 4520 4540 4560 4580 4600

Удельный импульс ЖРД, расчетный, м/с Рисунок 3. Сравнение реальных и рассчитанных удельных импульсов ЖРД.

600|-

Масса ЖРД расчетная, кг Рисунок 4. Сравнение реальных и рассчитанных масс ЖРД

4x10"

з*к>-

БеИа-Ш-Сггиаиг а

■ -ЙС-В

А11аз5-Сея5аиг.......

Века-4М-Сёп1аиг

Шторм

■ ЕвС-А

12КРБ/ ■ КВРБ 'ШО-3 !

3x10

4x10

Массы конструкции МТА, реальные, кг исунок 5. Сравнение рассчитанных и вычисленных масс онструкции МТА.

И

вГ

1x10

ЕЭС-В

1 ЕЭС-А ОеИа-4М-Сеп1аш-

Н10-3 КВРБ1

■ ОеИа-4М-Сеп1аиг КРБ / АНагЗ-СеШаиг Шторм

5x10-® ЫО4

Масса полезного груза, реальная, кг исунок 6. Сравнение масс полезного груза МТА, вычисленных о модели с реальными.

Для расчета стоимости разработки ЖРД, как многоразового, так и одноразового, применяется следующая зависимость:

СЖрд_рюр = 277-шжрд Т0Т1,Г2(риад)Тз'Г6Т7'Г8'Счел_ГОд, (1), где Го-коэффициент, учитывающий количество составных частей и ступеней ЛА; 1",-коэффициент, учитывающий новизну разрабатываемого двигателя или М'ГА; Гз-коэффициепт, учитывающий опыт разработчиков; ^-коэффициент, учитывающий регулярность финансирования разработки; Г7-коэффициснт, учитывающий количество конструкторских бюро участвующих в разработке; ^-коэффициент, учитывающий производительность труда в среднем по отрасли в стране, где производится разработка; Счел_год- стоимость одного человек-года в среднем по отрасли в стране, где ведется разработка; Г2(рВБр)-коэффициент учета технического совершенства вновь'разрабатываемого ЖРД, зависящий от требуемой вероятности безотказной работы, которая в свою очередь зависит от количества испытаний Мисп, , затраченных на подтверждение данного уровня вероятности безотказной работы при экспериментальной отработке:

^(Рвбр) = 0.026-1П(Ыисп(Рвбр))2 (2),

Необходимое число испытаний, требуемое для подтверждения заданного уровня нижней границы вероятности безотказной работы в течение рабочего ресурса, рассчитывается из уравнения статистической теории надежности ЖРД :

г

I

¡=0

¿чл

\ I РВ5Р НСП -РВБРУ

= 1-7 (3),

где у - доверительная вероятность, г - число отказов при испытаниях.

Т.о. необходимое число испытаний для подтверждения требуемой вероятности безотказной работы в течение рабочего ресурса зависит от требуемой вероятности безотказной работы и доверительной вероятности.

Для расчета стоимости разработки МТА, как одноразового, так и многоразового, применяется следующая зависимость:

СМТа^,азР= (Ю0-( шсух- тж^°-555+277-тчиа4,)-й^гГ2(РвБр)^-1б^7-й-С™11_гад (4), где тсух - масса "сухого" МТА;

Расчет стоимости производства ЖРДУ и МТА в модели проводится с учетом того, что с каждым новым произведенным двигателем и аппаратом стоимость следующего будет меньше за счет большей освоенности производства и опыта, приобретенного персоналом завода-изготовителя. Для этого в формулу расчета стоимости введены коэффициенты £,ЖрД и е

]4мта)

Для расчета стоимости производства ЖРДУ применяется следующая зависимость:

сизг_ЖРД := {0'5-1б'тжрд°'4514жрд(:мжрд_в_год)^8 счел_год (5)

Для расчета стоимости производства МТА МИ применяется следующая зависимость:

Сизг_МТА= "Ькрд)"'^^'^4мта(^мта_в_год) + ^'^жрд^жрд^в^од^'^'^чел^од (6),

где Ымта В ГОд -количество МТА МИ, произведенных за один год; КЖРд в год -количество ЖРД, произведенных за один год;

ье-89) - коэффициент снижения затрат на

*4мта(^мта_в_год) = *,мта_в_год ПРОИЗВОДСТВО МТА МИ;

ко-875) - коэффициент снижения затрат г4жрд(ыжрд_в_год) :=кжрд_в_год вд на производство ЖРДУ;

В общем виде формула расчета удельной стоимости выведения полезного груза с помощью одноразового МТА выглядит так:

СоМТА ~ ~—(Снзг МТА+Стоплива'ттоапава+с11а' на 200км'т0) (7),

"'пг ~

гле т,1Г - масса полезного груза; СТ0Ш1Ива - удельная стоимость топлива, зависящая от соотношения компонентов (в данном случае жидкий водород и жидкий кислород); ттошшва -масса топлива, необходимого для совершения одного выведения на целевую орбиту; С1кг_на_200км - стоимость выведения 1 кг груза на орбиту 200 км с помощью РН; ш0 - масса МТА на начальной орбите (базовой).

В общем виде формула расчета удельной стоимости выведения полезного груза с помощью МТА МИ выглядит так

(сизг_МТА+ с1кг_ка_200км тсухМТл)'NmMTA (стошшва + с1кг_на_200км)'ттошшва мМТА = ^^-+-— + 1кг_на_200км (8)

где NmMTA - это количество МТА МИ, необходимых для выведения всего грузопотока, запланированного в программе транспортировки (т.к. при выполнении программы транспортировки отказы не исключены). Для обеспечения большей надежности количество необходимых МТА будет равно:

NMMTA=1+1''PBEP_MMTA (9)-

Т.е. требование к количеству МТА МИ, необходимых для выполнения программы транспортировки, устанавливаются по самому "жесткому" варианту.

В основу модели расчета вероятности безотказной работы взята модель снижения надежности многоразовых космических летательных аппаратов за счет выработки ресурса, приведенная в работах A.A. Зелотова. Автором предложена формула для расчета вероятности безотказной работы ЖРДУ МТА МИ за всё время эксплуатации с учетом выработки ресурса:

X-, (N„cn)°_1__Г"пг^"

I "пг j

гт4 '

_ . V И UIР 1 /, m

ВБР мМТА = -Y-—t--1—I (10),

Хп (Nmn)

где

2- , - квантиль распределения "хи квадрат" соответствующий уровню доверия у;

Х-у (^исп)

Ха2(кИсп) " квантиль распределения "хи квадрат" соответствующий уровню значимости 1-у;

тпг£ - суммарный грузопоток; а - параметр распределения Вейбулла;

Показано, что разработка МТА МИ на большое число полетов потребует проведения большого количества испытаний для подтверждения очень высокого уровня вероятности безотказной работы при каждом запуске и использования парка МТА МИ для реализации программы транспортировки, позволяющего оперативно заменять вышедшие из строя МТА МИ. Автором рассматривается следующая концепция функционирования МТА МИ в составе ТКС, выводящей на целевую орбиту некоторый грузопоток. Для выведения данного грузопотока на базовой орбите находится группа МТА МИ (парк), которые по очереди выводят полезные грузы на их целевые орбиты. Для такой сложной технической системы как МТА МИ, длительно работающей в условиях космического пространства, отказ исключить нельзя. Поэтому, при разработке облика ЖРДУ МТА МИ необходимо учитывать то, что вывести весь грузопоток одним сверхнадежным МТА МИ не удастся, МТА МИ из существующего на базовой орбите парка подменяют отказавшие МТА МИ. Формулы (9) и (10) позволяют найти требуемое количество МТА МИ в парке, используемое для выведения заданного грузопотока с учетом снижения вероятности безотказной работы по мере выработки ресурса.

Основной задачей, решаемой с помощью разработанной модели, является поиск оптимальных проектных параметров ЖРДУ по критерию минимальной удельной стоимости выведения и максимальной массы полезного груза. В данной работе оптимизация осуществляется методом исследования пространства параметров, разработанным И.М. Соболем и Р.Б. Статниковым. В разработанной программе он реализован в диалоговом режиме, и оператор может в процессе итерационного расчета проектных параметров изменять границы варьирования ОПП, добавлять дополнительные критерии и функциональные ограничения.

В главе также описан модуль формирования технического облика и проверки найденных ОПП на реализуемость. Основная задача, решаемая в данном модуле - это нахождение параметров БТНА и ТНА горючего и окислителя, а также параметров камеры сгорания и сопла, при которых бы выполнялись балансы мощностей БТНА и ТНА и обеспечивались параметры камеры сгорания (тяга, давление и соотношение компонентов). Входными параметрами данного модуля являются: расход топлива в камеру сгорания, соотношение компонентов топлива и давление в камере сгорания. Для расчета отдельных элементов ПГС существует возможность вводить дополнительные исходные данные, например: число ступеней насосов и турбин ТНА и БТНА, тип бустерного насоса, число оборотов ТНА и БТНА, перепад давления в рубашке охлаждения камеры сгорания и температуру подогрева водорода в рубашке охлаждения.

Моделирование параметров агрегатов ПГС ЖРДУ производится на установившихся режимах работы по методикам, изложенным в работах Алемасова В.Е., Васильева А.П., Кудрявцева В. М., Овсянникова Б.В., Кравчика Н.И., Боровского Б.И., Курпатенкова В.Д. и др.

В четвертой главе проводится анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА одноразового использования и ее верификации на примере ЖРД РД-0146 и РБ КВТК и ЖРД Vinci по проектным параметрам, опубликованным в открытой печати.

Произведено сравнение технического облика ЖРДУ, сформированного по проектным параметрам РД-0146, с техническим обликом реального РД-0146.

Полученные результаты показали хорошее совпадение рассчитанных параметров РД-0146, с опубликованными в открытой печати. Это позволяет сделать вывод о том, что и другие результаты, полученные по модели и не имеющие экспериментального подтверждения, также заслуживают доверия.

Основываясь на этом предположении, проведен анализ возможности модернизации штатного маршевого ЖРД РБ КВТК РД-0146 в части увеличения степени расширения сопла и снижения числа оборотов ротора ТНА водорода. Показано, что при уменьшении частоты вращения ротора ТНА водорода РД-0146 до 80000 об/мин давление в камере сгорания составит 7 МПа. Снижение давления с 8 МПа до 7 МПа приводит к уменьшению массы полезного груза почти на 1% для сопла диаметром 1.2 м и на 0.4% для сопла диаметром 2.2 м и, соответственно, увеличению удельной стоимости выведения на 0.6% для сопла диаметром 1.2 м и 0.45% для сопла диаметром 2.2 м. Т.о. уменьшение частоты вращения ротора ТНА водорода двигателя РД-0146 до 70000 об/мин для снижения его вибронапряженности и давления в камере сгорания приводит к незначительному снижению массы полезного груза (на 1%).

Решена задача определения оптимальных проектных параметров безгенераторной кислородно-водородной ЖРДУ для МТА одноразового использования. Расчет ОПП был произведен для двух ограничений по диаметру выходного сечения сопла - 1.2 м и 2.2 м - и для четырех задач выведения, соответствующих характеристическим скоростям межорбитального перехода 2500 м/с, 3500 м/с, 4800 м/с и 7000 м/с. Для максимизации массы

полезного груза одноразового МТА, необходимо использовать ЖРДУ со следующими основными проектными параметрами (в случае ограничения по диаметру выходного сечения сопла - 1.2 м): соотношение компонентов топлива 5.946; геометрическая степень расширения сопла 122; давление в камере сгорания 82 105 Па; пустотная тяга ЖРДУ 150 кН; удельный импульс 4482 м/с. И в случае ограничения по диаметру выходного сечения сопла - 2.2 м: соотношение компонентов 6.289; геометрическая степень расширения сопла 368; давление в камере сгорания 77 105 Па; пустотная тяга ЖРДУ 160 кН; удельный импульс 4569 м/с;

Двигательные установки с такими ОПП будут с максимальной эффективностью функционировать в составе МТА. Наибольшее повышение эффективности произойдет при оптимизации ЖРДУ МТА, выводящих полезный груз на наиболее энергоемкие орбиты (ГСО и отлетные траектории к планетам Солнечной системы).

Установлено, что ЖРДУ, проектные параметры, которых оптимизированы для более энергоемких задач имеют меньшую потерю эффективности при применении их для решения задач, на которые они не были оптимизированы.

Показано, что применение ЖРДУ с оптимизированными проектными параметрами в составе одноразового МТА, вместо РД-0146, позволит увеличить массу выводимого полезного груза на 3.8% (в зависимости от энергоемкости задачи) для диаметра сопла ЖРДУ равного 1.2 м и на 11.4% для диаметра сопла 2.2 м, а удельная стоимость выведения снизиться на - 9.72% для диаметра сопла 1.2 м и на 12.15% для диаметра сопла 2.2 м.

В пятой главе проводится анализ результатов применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА многоразового использования. Разработанная модель позволяет рассчитать ОПП и сформировать технический облик МТА МИ для любых значений начальных масс МТА МИ в диапазоне от 10000 кг до 150000 кг и характеристических скоростей от 0 м/с до 7500 м/с.

Были произведены расчеты ОПП и сформированы технические облики ЖРДУ пяти вариантов МТА, целевые задачи выведения которых приведены в табл. 1.

Разработаны технические облики ЖРДУ МТА МИ по основным проектным параметрам и рассчитаны проектные параметры агрегатов пневмогидросистемы, обеспечивающие повышенную надежность, ресурс, простоту и экономичность конструкции для выбранных вариантов. В качестве примеры рассчитанных вариантов на рис. 7. показан технический облик варианта 1. Анализ полученных результатов показал, что для вариантов тяжелых МТА МИ (вариант 1 и 2) в сформированном по оптимальным параметрам техническом облике ЖРДУ, частоты вращения ротора ТНА водорода не превысили 71000 об/мин, ротора ТНА кислорода 15000 об/мин при ресурсе 24000 с и 20000 с соответственно. МТА МИ с ЖРДУ с менее тепло- и вибронапряженными параметрами позволит вывести на целевую орбиту на 5% и 2% меньше массы полезного груза (для орбит определяемых характеристической скоростью межорбитального перехода 4600 м/с и 4200 м/с соответственно).

Показано, что при модернизации РД-0146 для снижения тепло- и вибронапряженности и применения его на МТА МИ начальной массой около 30000 кг (вариант 3 и вариант 5), массовая и экономическая эффективность МТА МИ будет практически равной эффективности МТА МИ с ЖРДУ с оптимизированными параметрами.

Показано, что оптимизация параметров ЖРДУ МТА МИ под конкретную задачу выведения позволяет увеличить массу полезного груза и снизить удельную стоимость по сравнению с МТА МИ с ЖРДУ на основе уже разработанного РД-0146. Общая тенденция такова, что, чем более энергоемкая задача решается МТА МИ тем, предпочтительнее использование оптимизированной ЖРДУ.

Таблица 1. Задачи выведения, решаемые с помощью многоразового МТА.

Варианта МТА МИ Масса полезно го груза, кг Характерист ическая скорость AV, м/с Задачи выведения Масса МТА МИ на начальной орбите, кг

Вариант 1 (ППТК НП) 16500 4600 Низкая окололунная орбита (с изменением плоскости орбиты) 132000

Вариант 2 (ATV) 20750 4200 Низкая окололунная орбита 114500

Вариант 3 (Pressurized logistics Transporter) 7800 3300 Траектория перелета к Луне 31500

Вариант 4 (Crew transportation system) 13000 3200 Траектория перелета к Луне 48000

Вариант 5 (KA) 7900 2800 Геопереходная орбита 25000

Показано преимущество использования оптимизированных вариантов ЖРДУ для МТА МИ, обладающих массой на начальной орбите более 100 тонн и выводящих полезный груз на высокоэнергетические орбиты, перед ЖРДУ, основанной на двигателях РД-0146, т.е. двигательной установкой, состоящей из нескольких РД-0146. Для данных вариантов МТА МИ (варианты 1 и 2) удельная стоимость выведения с оптимизированными ЖРДУ на 23% меньше, чем с ЖРДУ на основе РД-0146, далее с учетом стоимости разработки ЖРДУ и МТА МИ.

Применение оптимизированных ЖРДУ для МТА МИ относительно небольшой начальной массы (до 50 тонн) (варианты 3, 4 и 5), выводящих полезный груз на орбиты средней и низкой энергоемкости экономически не оправдано, т.к. не приводит к уменьшению удельной стоимости выведения и увеличению массы полезного груза по сравнению с ЖРДУ на основе РД-0146.

Рассмотрено применение композиционных материалов в качестве материла конструкции МТА МИ. Применение композиционных материалов в конструкции МТА МИ позволит на 20-30% снизить массу топливного отсека, на 10-15% "сухую" массу МТА МИ и повысить массу полезного груза на 14%.

Разработанная модель позволила провести анализ зависимости удельной стоимости от характеристической скорости выведения и грузопотока на целевую орбиту для различных начальных масс МТА одноразового и многоразового использования. Данный анализ был проведен без учета стоимости инфраструктуры на орбите базирования МТА МИ.

&уст(фиый насос; кис.

%ГНА.о - 74-69' С

*Пб.и.о. - 0 692

об Пб н 0 ^ 2930-- " н ° мни

Ги^ютурбина Кустарного КМСЯОрОД* (ЯСЙСа

■ЧI .и.о. =

^«.гндроту|>бина.о к» 6 55........ С

^ГШ.фОЛ.б.О кВт

Н асо с Т НЛ киевод а

%тн,\.о = 'Пн.о ~

Рн.о.ше = 6-34-атм Рн.о.вых ::= « агм

"об. и.о. = 1490

об мин

РЯСГОД Ш РЭДЭ в КСГ ав о = 74.69- "

с

Гурённа Т1'1А ж&пярюда

N. „ - 913-кВт 0.635

т.о

Ят.о "

'Г.О

0.854

<3».„о ^ 7 64'

К устели мй насос яодорола

С.Тд ЕГЫА.Г - 10.511- -

<>б

"б я г гг Iм"'......

Пб II.г. - °

Турбин а $уст«рнг>*й ГНА«ед,ор>у1й

Г|.г е.. = 0164

6, = 70.81 -кВг

1.6.1 - 0.25-т

тт 6.1 = 224 к

б., = о»»6

Нагое ТНА г-одоролз

Т|н г ~ 0.68

ри г р<х — б.У-атм

Ри.Г.ВЫХ -1 • ■ атм

по6.и. г. = ;086<? мин

Турбина ТНАоодо!

= 4591 к

■Ь.г = 0.697

т1Г = 283-К

«т.г » 0.437

««-г ■» 7.64-

Рисунок 7. Технический облик ЖРДУ, оптимизированной для МТА МИ Варианта 1

На рис. 8 показано, что при любом сколь угодно большом грузопотоке на целевую орбиту, характеристическая скорость перехода на которую составляет 4600 м/с, применение МТА МИ с массой на начальной орбите менее 100 т экономически не выгодно.

ю х о.

£

6x10"

4x10"

90

180

270

630

720

810

900

360 450 540 Грузопоток, Т

-Многоразовый МТА массой 100 т

----Одноразовый МТА массой 30 т

----Многоразовый МТА массой 50 т

Рисунок 8. Зависимость удельной стоимости выведения на целевую орбиту от грузопотока на целевую орбиту

Проектные параметры ЖРДУ МТА МИ начальной массой 100 тонн - Кт=7.27, рк=8 МПа, Га/Ткр=455, Р=410 кН.

Проектные параметры ЖРДУ МТА МИ начальной массой 50 тонн - Кт=6.82, рк=8 МПа, ГУРкр=455, Р=320 кН.

Проектные параметры ЖРДУ одноразового МТА начальной массой 30 тонн - Кш=6, рк=8 МПа, Га/Гкр=455, Р=137 кН.

Анализ зависимости удельной стоимости выведения на целевую орбиту от характеристической скорости выведения (рис. 9) показал, что МТА МИ стотонного класса экономически выгоднее использовать для задач, ограничиваемых скоростью межорбитального перехода 4600 м/с, а МТА МИ пятидесятитонного класса выгодно использовать для выполнения задач, определяемых характеристической скоростью не более 3700 м/с.

Оценка целесообразности использования МТА МИ по величине массы полезного груза, показала, что для большинства задач, выполняемых на сегодняшний день и в ближайшем будущем, многоразовые МТА стотонного класса предпочтительнее одноразовых МТА (рис. 10) с начальной массой 30 тонн (максимальная грузоподъемность современных РН). МТА МИ пятидесятитонного класса уступают им по массе полезного груза, начиная с задач, определяемых характеристической скоростью 4000 м/с.

1x10

9.1x10"

¡.2x10"

7.3x10"

6.4x10"

5.5x10"

4.6x10"

3.7x10"

2.8x10"

1.9x10"

1x10"

2500 2750 3000 3250 3500 3750 4000 4250 4500 4750 5000

Характеристическая скорость межорбитального перехода, м/с

-Многоразовый МТА массой 100 т

Одноразовый МТА массой 30 т

----Многоразовый МТА массой 50 т

Рисунок 9. Зависимость удельной стоимости выведения на целевую орбиту от характеристической скорости выведения для МТА МИ начальной массой 100 тонн, одноразового МТА массой 30 тонн и МТА МИ массой 50 тонн.

Проектные параметры ЖРДУ одноразовых МТА и МТА МИ приняты аналогично рис. 8.

Оценка удельной стоимости выведения позволяет выбрать экономически оправданные оптимальные проектные параметры на ранних этапах проектирования и, тем самым, предотвратить экономический ущерб для космической отрасли страны на многие годы в случае учета только массы полезного груза МТА.

В соответствии с полученными результатами были выработаны рекомендации по проектированию ЖРДУ МТА МИ.

1. Для выполнения задач разной энергоемкости ЖРДУ МТА МИ должна обладать возможностью регулирования тяги в диапазоне от 135 до 450 кН. Это позволит использовать эту же ЖРДУ в МТА МИ и среднего, и тяжелого класса (от 60 до 150 тонн на начальной орбите) без существенной потери массовой и экономической эффективности.

2. Рабочее соотношение компонентов топлива необходимо выбирать в диапазоне 6.8-7.2, при этом, для более энергоемких задач требуется большее соотношение компонентов.

3. Степень расширения сопла для ЖРДУ МТА МИ должна быть максимально возможной и ограничивается диаметром головного обтекателя ракеты-носителя, выводящего его на орбиту базирования. Максимальная величина диаметра выходного сечения сопла ограничивается массой и прочностными характеристиками конструкции механизма выдвижения соплового насадка. Оптимальную степень расширения сопла необходимо выбирать, принимая во внимание все проектные параметры ЖРДУ МИ, и рассчитывать с помощью разработанной модели.

Характеристическая скорость межорбитального перехода, м/с -— Многоразовый МТА массой 100 т Одноразовый МТА массой 30 т Многоразовый МТА массой 50 т

Рисунок 10. Зависимость величины массы полезного груза от характеристической скорости выведения.

Проектные параметры ЖРДУ одноразовых МТА и МТА МИ приняты аналогично рис. 8.

4. Из соображений обеспечения надежности и ресурса ЖРДУ многоразового МТА давление в камере сгорания должно быть на уровне 50'105 - 60'105 Па. При таком давлении и тяге 135-450 кН оптимальная скорость вращения ротора ТНА водорода находится на уровне 60000 - 80000 об/мин при КПД насосов и турбин меньше 0.7.

5. Использование композиционных материалов в конструкции МТА МИ значительно более эффективно по сравнению с одноразовыми МТА. Особенно заметно увеличение массы полезного груза и снижение удельной стоимости выведения на высокоэнергетические орбиты для МТА МИ массой 100 тонн и выше.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ

1. Разработана математическая модель выбора оптимальных проектных параметров безгенераторной кислородно-водородных ЖРДУ МТА МИ, позволяющая проводить проектно-исследовательских работ в области создания перспективных безгенераторных кислородно-водородной ЖРДУ для выполнения МТА МИ различных задач.

2. Разработанная модель позволяет выполнять различные задачи многопараметрической оптимизации ЖРДУ, в том числе и по критериям эффективности

МТА, проводить оценку стоимости разработки и производства ЖРДУ и МТА и влияния на эти стоимости основных проектных параметров.

3. Оптимизация параметров ЖРДУ МТА однократного использования наиболее выгодна для ЖРДУ с увеличенной степенью расширения сопла и МТА, выводящего полезные грузы на высокоэнергетические орбиты. ЖРДУ с оптимальными проектными параметрами позволяет увеличить массу полезного груза МТА, выводящего КА на ГСО на 4.5%, и уменьшить удельную стоимость выведения на 7.55% по сравнению с МТА с двигателем РД-0146.

4. Разработан технический облик безгенераторной кислородно-водородной ЖРДУ, позволяющей с высокой массовой и экономической эффективностью функционировать в составе МТА МИ, выводящего полезные грузы на высокоэнергетические орбиты.

5. Разработаны рекомендации по проектированию и выбору основных проектных параметров ЖРДУ многоразового МТА, позволяющие еще на ранних этапах проектирования сформировать технический облик ЖРДУ, дающей возможность многоразовому МТА функционировать с высокой массовой и экономической эффективностью.

Основное содержание диссертации отражено в следующих печатных работах:

1. Vorobiev A.G., Kozlov A. A., Bazanova I.A., Borovik I.N.. Main lines of development of thrusters for reactive control systems of upper stage and spacecrafts. // International Symposium on Space Propulsion (ISSP), Beijing, P.R.Chine, 2007, - P. 177-190.

2. Vorobiev A.G., Kozlov A.A, Borovik I.N. The project of the low-thrust engine for system of orbital manoeuvring a space vehicle on LEO and GTO, developed by criterion of the minimal specific cost. //5th International Spacecraft propulsion Conference Symposium on Space Propulsion, Heraklion, Greece, 2008, P.625-626.

3. Боровик И.Н., Козлов A.A. Математическая модель оценки массовых характеристик кислородно-водородного безгенераторного ЖРД по его основным проектным параметрам. Труды МАИ, №32, 2008.

4. Боровик И.Н. Математическая модель определения удельной стоимости выведения полезного груза на целевую орбиту с помощью разгонного блока многократного использования.// Вестник МАИ. - 2008, т. 15, №3, с. 44-50

5. Боровик И.Н., Козлов А.А. Математическая модель оценки массовых характеристик кислородно-водородного безгенераторного ЖРД по его основным проектным параметрам. Всероссийская научно-техническая конференция "Ракетно-космические двигательные установки"- М.: Изд-во МГТУ имени Н.Э. Баумана, 2008. - 80 с.

6. Kozlov A.A, Vorobiev A.G., Borovik I.N. Development of thrusts with ceramic-composite combustion chamber. The 60th International Astronautical Congress, Daejeon, Republic of Korea, IAC-09.C4.3.4

7. Borovik I.N, Kozlov A.A. Determination method of optimum main design parameters of LOx-LH2 expander-cycle LRE for reusable OTV(orbital transfer vehicle). The 60th International Astronautical Congress, Daejeon, Republic of Korea, IAC-09.C4.1.10

6. Воробьев А.Г., Боровик И.Н., Казенное И.С., Лахин А.В., Богачев Е.А., Тимофеев А. Н. Разработка ЖРД малой тяги с камерой сгорания из углерод-керамического композиционного материала. // Вестник МАИ, т. 17, №3, 2010, Москва, МАИ, с. 135-143.

7. Формирование технического облика многоразовой двигательной установки межорбитального транспортного аппарата.// Вестник МАИ. - 2011, т. 18, №2, с. 99-108

Введение.

1. Анализ литературных источников по теме исследования.

1.1. Первые проекты межорбитальных транспортных аппаратов с ЖРДУ многократного использования.

1.2 Применение МТА для решения современных проблем освоения космоса.

1.3 Выбор критериев оптимизации.

2 Объект исследования.

2.1 Состав систем и агрегатов межорбитального транспортного аппарата.

2.2 Основные технические требования к ЖРДУ МТА.

2.3 Выбор топлива для ЖРДУ МТА.

2.4 Особенности безгенераторной схемы ЖРД.

3.Математическая модель поиска оптимальных параметров ЖРДУ

МТА МИ по критериям минимальной удельной стоимости и максимальной массы полезного груза, выводимого на целевую орбиту.

3.1 Концепция математической модели.

3.2 Структура математической модели.

3.3 Допущения, принятые в модели.

3.4 Программные модули, используемые в математической модели.

3.4.1 Модуль расчета массы ЖРД.

3.4.2 Модуль расчета массы конструкции МТА.

3.4.3 Модуль расчета массы полезного груза, выводимого МТА на целевую орбиту.

3.4.4 Модуль расчета оценки стоимости разработки ЖРД.

3.4.5 Модуль расчета оценки стоимости разработки МТА.

3.4.6 Модуль расчета оценки стоимости производства ЖРДУ и МТА.

3.4.7 Модуль расчета оценки удельной стоимости выведения полезного груза на целевую орбиту.

3.4.8 Модуль поиска оптимальных проектных параметров ЖРДУ по различным критериям.

3.4.9 Модуль формирования технического облика и расчета проектных параметров агрегатов питания ЖРДУ по найденным оптимальным проектным параметрам.

4. Анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА одноразового использования.

4.1 Верификация разработанной модели путем разработки технического облика по ОПП реальной безгенераторной кислородно-водородной ЖРДУ МТА однократного использования.

4.2 Разработка технического облика и определение оптимальных 01111 безгенераторной кислородно-водородной ЖРДУ МТА однократного использования, выводящего полезный груз на различные целевые орбиты.

4.3 Анализ возможности модернизации маршевого ЖРД РБ КВТК РД-0146.

5. Анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ.

5.1 Анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ начальной массой 16500 кг, выводящего полезный груз на окололунную орбиту.

5.2 Анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ начальной массой 20750 кг, выводящего полезный груз на окололунную орбиту.

5.3 Анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ начальной массой 31000 кг, выводящего полезный груз массой 7800 кг на траекторию перелета к Луне.

5.4 Анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ начальной массой 48000 кг, выводящего полезный груз массой 13000 кг на траекторию перелета к Луне.

5.5 Анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ начальной массой 25000 кг, выводящего полезный груз массой 7800 кг на ГПО.

5.6 Обобщенный анализ применения математической модели для формирования технического облика ЖРДУ МТА МИ различного назначения.

5.5 Рекомендации по проектированию ЖРДУ многоразового МТА.

Выводы по главе.

1. Произведен расчет оптимальных ОПП ЖРДУ многоразового МТА для пяти различных задач выведения. Данные задачи определялись значением характеристической скорости межорбитального перехода и величиной массы полезного груза, выводимого на целевую орбиту. Показано, что оптимизация параметров ЖРДУ МТА под конкретную задачу выведения позволяет увеличить массу полезного груза и снизить удельную стоимость по сравнению с МТА. с ЖРДУ на основе уже разработанного РД-0146. Общая тенденция

145 такова, что чем более энергоемкая:задача решается МТА,,тем предпочтительнее использование оптимизированной ЖРДУ.

2. Показано преимущество использования оптимизированных вариантов ЖРДУ для многоразовых МТА, обладающих массой на начальной орбите более 100 тонн и выводящих полезный груз на высокоэнергетические орбиты, перед ЖРДУ, основанной на двигателях РД-0146. Для данных вариантов МТА удельная стоимость выведения оптимизированных ЖРДУ многоразовых МТА на 23% меньше, чем ЖРДУ на основе РД-1046 даже с учетом стоимости разработки ЖРДУ и, МТА.

3. Применение оптимизированных ЖРДУ для МТА относительно небольшой начальной массы, выводящих полезный груз на орбиты средней и низкой энергоемкости, экономически не оправдано, т.к. применение оптимизированной ЖРДУ не приводит к уменьшению удельной стоимости выведения и увеличению массы полезного груза по сравнению с ЖРДУ на основе РД-0146.

4. Разработан технический облик ЖРДУ многоразового МТА по оптимальным проектным параметрам* и рассчитаны проектные параметры агрегатов ПГС, обеспечивающие повышенную надежность, ресурс, простоту и экономичность конструкции. Для вариантов тяжелых МТА частоты вращения ротора ТНА водорода не превысили 71000 об/мин, ротора ТНА кислорода 15000'об/мин при ресурсе 24000 с и 20000 с соответственно. Показано, что технический облик ЖРДУ с менее тепло и вибронапряженными параметрами позволит вывести на целевые орбиты на 5% и 2% меньше массы полезного груза (для орбит определяемых характеристической скоростью межорбитального перехода 4600 м/с и 4200 м/с соответственно).

5. На основании разработанной модели проанализированы пути повышения эффективности применения двигателя РД-0146 для МТА МИ. Показано, что при модернизации РД-0146 для снижения тепло и вибронапряженности и применения его на многоразовом МТА начальной массой около 30000 кг, массовая и экономическая эффективность МТА будет практически равной эффективности МТА с ЖРДУ с оптимизированными параметрами.

6. Разработаны рекомендации по проектированию и выбору основных проектных параметров ЖРДУ многоразового МТА на ранних этапах проектирования и формирования технического задания.

Заключение

1. Разработана математическая модель выбора оптимальных проектных параметров безгенераторной кислородно-водородных ЖРДУ МТА МИ, позволяющая проводить широкий комплекс проектно-исследовательских работ в области создания перспективных безгенераторных кислородно-водородной ЖРДУ для выполнения МТА МИ различных задач.

2. Разработанная модель позволяет выполнять различные задачи многопараметрической оптимизации ЖРДУ, в том числе и по критериям эффективности МТА, проводить оценку стоимости разработки и производства ЖРДУ и МТА и влияния на эти стоимости основных проектных параметров.

3. Оптимизация параметров ЖРДУ МТА однократного использования наиболее выгодна для ЖРДУ с увеличенной степенью расширения сопла и МТА, выводящего полезные грузы на высокоэнергетические орбиты. Увеличение массы полезного груза МТА, выводящего КА на ГСО составит 4.5%, а уменьшение удельной стоимости выведения на 7.55% по сравнению с МТА с двигателем РД-0146.

4. Разработан технический облик безгенераторной кислородно-водородной ЖРДУ, позволяющей с высокой массовой и экономической эффективностью функционировать в составе МТА МИ, выводящего полезные грузы на высокоэнергетические орбиты.

5. Разработаны рекомендации по проектированию и выбору основных проектных параметров ЖРДУ многоразового МТА, позволяющие еще на ранних этапах проектирования сформировать технический облик ЖРДУ, дающей возможность многоразовому МТА функционировать с высокой массовой и экономической эффективностью.

1. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. — М.: Машиностроение, 1989. - 464 с.

2. Баллистические ракеты и ракеты-носители: Пособие для студентов вузов / О.М. Алифанов, А.Н. Андреев, В.Н. Гущин и др.; Под ред. О.М. Алифанова. - М.: Дрофа, 2004. - 512 е.: ил.

3. Боровик И.Н. Математическая модель определения удельной стоимости выведения полезного груза на целевую орбиту с помощью разгонного блока многократного использования.// Вестник МАИ. — 2008, т. 15, №3, с. 44-50

4. Боровик И.Н., Козлов A.A. Математическая модель оценки массовых характеристик кислородно-водородного безгенераторного ЖРД по его основным проектным параметрам. Труды МАИ, №32, 2008.

5. Боровик И.Н., Козлов A.A. Математическая модель оценки массовых характеристик кислородно-водородного безгенераторного ЖРД по его основным проектным параметрам. Всероссийская научно-техническая конференция "Ракетно-космические двигательные установки"- М.: Изд-во МГТУ имени Н.Э. Баумана , 2008. - 80 с.

6. Горохов В.Д., Жовтый А.И., Мартыненко Ю.А. Исследование возможности запуска и останова кислородно-водородного двигателя с газогенератора по безгенераторной схеме.//КБ Химавтоматики. Научно технический юбилейный сборник 1941-2001 гг, ИПФ Воронеж 2001. с. 119-126.

7. Горохов В.Д., Лобов С.Д., Пронякин М.И. Кислородно-водородные двигатели с кольцевой камерой и тарельчатым соплом. //КБ Химавтоматики. Научно-технический юбилейный сборник 1941-2001 гг, ИПФ Воронеж 2001. с. 106-111

8. С.Д. Гришин, В.В. Кокорин. Н.П. Харламов. Теоретические основы создания двигательных установок для управления космическими летательными аппаратами - М-.: Машиностроение, 1985. 192 е., ил.

43. Borovik I.N, Kozlov A.A. Determination method of optimum main design parameters of LOx-LH2 expander-cycle LRE for reusable OTV(orbital transfer vehicle). The 60th International Astronautical Congress, Daejeon, Republic of Korea, IAC-09.C4.1.10

44. Huffaker F., Kelly D. L. Next Generation In-Space Transportation Systems. Briefing for NASA/Pennsylvania State University Transportation Propulsion Symposium, Huntsville, Alabama, June 25-28, 1990

45. B. F. Kutter, F. Zegler, S. Sakla, J. Wall, G. Saks, J. Duffey, J. Hopkins, D. J. Chato, «Settled Cryogenic Propellant Transfer», Lockheed Martin Space Systems Company, Glenn Research Center, NASA7TM—2006-214411, (November 2006).

46. Bernard F. Kutter, Frank Zegler, Jon Barr, Man Gravlee, Jake Szatkowski, Jeff Patton, Scott Ward. Ongoing Launch Vehicle Innovation at United Launch Alliance. IEEE 2010-1020. United Launch Alliance, 9100 E. Mineral Circle Denver, Co 80127

47. Cooper L.P., Scheer D.D. Status of advanced for space-based orbital transfer vehicle. "Acta astronaut.", 1988, №5, 515-529 p.

48. Delta IV Payload Planners Guide. OCTOBER 2000. The Boeing Company 5301 Bolsa Avenue, Huntington Beach, CA 92647-2099 (714) 896-3311

49.C. Davis, M. Langston, R. Friend, J. Garcia, C. Lin, A. Jordan, W. Shaw, M. Sarigul-Klijn, Universal Long Duration Tug Concept, AIAA SPACE 2008 Conference & Exposition AIAA 2008-78059 - 11 September 2008, San Diego, California

50. Dunn Bruce P. High-Energy Orbit Refueling for Orbital Transfer Vehicles, AIAA Journal Spacecraft and Rockets, 1987, VOL. 24, NO. 6, p. 518-522

51. Final report. Orbit Transfer Vehicle Engine Technology Program Task B-6 High Speed Turbopump Bearings. Rocketdyne Engineering. Rocketdyne Division. Rockwell International. January 1992.

52. Future Spacecraft Propulsion Systems: Enabling Technologies for Space Exploration / by Paul A. Czysz and Claudio Bruno. 2006

53. Galabova K. "Architecting a Family of Space Tugs Based on Orbital Transfer Mission Scenarios," MS Thesis, Dept. of Aeronautics and Astronautics, MIT, Cambridge, MA, 2004

54. Innovative Upper Stage Propulsion Concepts For Future Launchers M. Calabro, J.B. Perie, M.T. Prodhomme 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE JPC Conference & Exhibit 8-11 July 2001- Salt Lake City, Utah/

55. J.R. Bullock, M. Popp, J.R. Santiago. Program Status of the Pratt & Whitney RL60 Engine.

56. Koelle Dietrich E. Handbook of cost engineering for space transportation systems. (Revision 2) With TransCost 7.2 Statistical-analytical model for cost estimation and economical optimization of launch vehicles. Author. Report № TCS-TR-184.

57. M.Lacoste, A.Lacombe, P.Joyez, F.M.Ellis, J.C.Lee, F.M.Payne. Carboncarbon extendible nozzles. Paper IAF. 97. Presented at the 48th International Astronautical Congress, October 6-10, 1997, Turin, Italy.

58. N. B. Gustafson, T. J. Harmon. Final report. Orbit transfer rocket engine technology program. Rocketdyne Division. Rockwell International Corporation. October 1993.

59. Orbital Express Rendezvous and renewal. Aerospace America/ March

2008.

60. Orbital Express. http://en.wikipedia.org/wiki/OrbitalExpress

61. Orbital Transfer Vehicle: Concept Definition and System Analysis Study. Midterm Review (Martin Marietta Corp.) NASA-CR-183551. 112 p. 22 July 1987

62. D. Plachta, P. Kittel, «An Updated Zero Boil-Off Cryogenic Propellant Storage Analysis Applied to Upper Stages or Depots in an LEO Environment,» NASA/TM—2003-211691 (2002)

63. Prisma satellites, http://www.prismasatellites.se/-a-challenge-for-ssc.aspx

64. Project Freebird. An Orbital Transfer Vehicle. MIT. Spring 1994. NASA-CR-197201. 338 p.

65. Proton Launch System Mission Planner's Guide, LKEB-9812-1990 Revision 6, December 2004. http://www.ilslaunch.com/

78. Warren R. Hayden . Orbital Transfer Rocket Engine Technology. Advanced Engine Study. Task D.6. Final Report. Aerojet TechSystems. Sacramento, CA 95813. June 1992.

79. Warren R. Hayden, Ralph Sabiers, Judy Schneider. Final report. 7.5K lbf thrust engine preliminary design for orbit transfer vehicle. Task D.5. Aerojet Propulsion Division, Sacramento, CA 95813, December 1992.

80. http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=l l&prod=55 Интернет сайт ОАО "Конструкторское бюро химавтоматики"

81. www.pratt-whitney.com

82. F. С. WONG. Launch Industry Competitive Market Assessment. August 2001. AEROSPACE REPORT NO. ATR-2002(9385)-l

83. Y. Demyanenko, A. Dmitrenko, A. Ivanov, V. Pershin, A.Shostak, G. Zelkind, A.Minick, R.Bracken, Ground Test Demonstrator Engine Boost Turbopumps Design and Development. 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit 10-13 July 2005, Tucson, Arizona. AIAA 20053945.

84. James J. Young, Robert W. Thompson, and Alan W. Wilhite, Architecture Options for Propellant Resupply of Lunar Exploration Elements. Space Systems Design Lab, School of Aerospace Engineering, Georgia Institute of Technology, Atlanta, GA, 30332-0150

85. Frank Zegler, Bernard Kutter. Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture. AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition 30 August - 2 September 2010, Anaheim, California