WalkInSpace.ru - Ракеты семейства «Титан» (Часть 3)
Главная Новости Форум Поиск



Авиационно-космические системы США

<<<Назад Страница 93 Далее>>>

Ракеты семейства «Титан» (Часть 3)

Проявившееся в начале 1960-х годов нежелание военного ведомства использовать ракету «Титан-2» для выведения КА объясняется не столько ее технико-эксплуатационными характеристиками, сколько доминировавшей концепцией интенсивного наращивания потенциала ракетно-космических систем. Подготовленные тогда оценки перспективного (до 1975 г.) грузопотока в космос выявили необходимость создания универсальной ракеты-носителя SSLS («Standard «Space Launch» System»), которая позволила бы выводить различные объекты, в том числе и пилотируемые, в самом широком диапазоне масс от 400 кг до 11,3 т. Среди других требований, к ней предъявлявшихся, назывались: высокие показатели по надежности и оперативности запуска, использование освоенных технологий, а также низкая стоимость разработки и эксплуатации.

Проведя сравнительный анализ различных проектных схем SSLS на базе таких ракет, как «Сатурн», «Поларис» и «Титан», ВВС отдали предпочтение последнему варианту. В соответствии с замыслом новая транспортная система, положившая начало семейству ракет «Титан-3», должна была комплектоваться по блочному принципу.в зависимости от задач конкретного полета. Целью первого этапа работ по программе с военным обозначением 624А являлось создание трехступенчатой РН «Титан-3А», представлявшей собой сборку ракеты «Титан-2» с жидкостным разгонным блоком.

Доработки ракеты «Титан-2» были связаны в основном с усилением ее конструкции, что привело к увеличению «сухой» массы первой и второй ступеней на 1,34 т и 0,48 т. Кроме того, со второй ступени было демонтировано оборудование служебных систем, располагавшееся в межбаковом отсеке. Это дало возможность несколько удлинить топливные баки и увеличить запас топлива, в результате чего продолжительность работы ступени составила 205 с.

Верхняя ступень ракеты «Титан-ЗА» и последующих ее модификаций предназначалась для решения широкого круга задач: прямого выведения грузов на рабочие орбиты, включая стационарную, на траектории межпланетных перелетов, а также для орбитального маневрирования. В связи с этим требовалось обеспечить высокую надежность и универсальность нового разгонного блока, возможности повторного его запуска в космосе после продолжительного пассивного участка, низкую стоимость изготовления и т.п.

В конкурсе на разработку верхней ступени РН «Титан-3» принимали участие несколько фирм, в том числе и компания «Lockheed» с усовершенствованной ступенью «Аджена». Тем не менее выбор пал на проект «Транстейдж», подготовленный фирмами «Martin Marietta» и «Aerojet».

Ступень «Транстейдж» имела высоту 4,57 м, а ее диаметр (3,05 м) соответствовал нижним ступеням ракеты. При общей массе 12,34 т на топливо (азотный тетроксид и «аэрозин») приходилось 10,65 т.

Силовая установка блока «Транстейдж» комплектовалась двумя двигателями AJ10-138 тягой по"3,6 тис удельным импульсом 302,2 с в вакууме. Среди других характеристик этих ЖРД, каждый из которых закреплялся в карданном подвесе, известны следующие: масса — 96кг, высота— 2,05м, диаметр — 1,2 м, давление в камере сгорания — 7,4 атм, диаметр критического сечения сопла — 18,8 см, степень расширения сопла— 40:1.


Ступень «Транстейдж»

диаметр — 1,2 м, давление в камере сгорания — 7,4 атм, диаметр критического сечения сопла — 18,8 см, степень расширения сопла— 40:1.

В сравнении со ступенью «Аджена» выбранная схема силовой установки блока «Транстейдж» с двумя качаемыми и меньшими по тяге ЖРД предоставила определенные преимущества: была уменьшена длина хвостового отсека, а также исключена необходимость применения дополнительных двигателей или сопел для управления изделием по крену. На пассивном участке полета ориентацию ступени «Транстейдж» в плоскостях тангажа и рыскания обеспечивали две пары двигателей тягой по 20,4 кг (они же осуществляли осадку топлива перед включением маршевых ЖРД), а в плоскости крена — четыре двигателя тягой 11,3 кг каждый. Топливо для этих ЖРД (та же пара: азотный тетроксид и «аэрозин») хранилось в отдельных баллонах.

Бортовой запас топлива основной силовой установки ступени, рассчитанной на работу в течение 440 с, размещался в двух закрепленных на ферме титановых баках. Для упрощения конструкции двигателей использовалась вытеснительная подача компонентов.

Все основные системы управления ракетой «Титан-ЗА», включая инерциальную систему наведения, размещались в приборном отсеке ступени «Транстейдж». Этот отсек, представлявший собой отдельный технологический элемент, монтировался на силовом каркасе двигательной установки.

Ракета «Титан-ЗА» являлась опытным прототипом центрального блока более мощной транспортной системы «Титан-ЗС». Тем не менее в двух из четырех осуществленных в 1964—1965 гг. полетах, первый из которых закончился неудачей, ракета «Ти-тан-ЗА» вывела в космос штатные спутники легкого класса; грузоподъемность этой ракеты определялась 2,6 т на низкой орбите.

Создание ракеты «Титан-ЗС» рассматривалось основной задачей программы 624А, стоимость которой была определена 1 млрд долл. (в ценах 1962 г.), или около 4,62 млрд долл. (по курсу 2000 г.). Высокие энергетические характеристики этой модели (13 т на низкой орбите и 1, 4 т на стационарной) были достигнуты за счет использования двух твердотопливных ускорителей тягой по 453 т, которые обеспечивают старт и подъем ракеты массой 630 т на высоту около 40 км.

Разработка столь мощных РДТТ стала не только ключевым элементом программы «Титан-3», но и в некоторой степени предопределила дальнейшее развитие американских ра-кетно-космических систем.

Основные технико-эксплуатационные требования, предъявлявшиеся к стартовым ускорителям ракеты «Титан-ЗС», были таковы:

—ТТУ диаметром 3,05 м должны комплектоваться четырьмя взаимозаменяемыми секциями, верхним днищем и нижней секцией с соплом (четырехсекционный ускоритель является промежуточным вариантом и должен допускать возможность установки еще одной секции);

—масса четырех- и пятисекционного ускорителя— 170 т и 204 т;

— относительная масса топлива для четырех- и пятисекционного ускорителя — 0,88 и 0,89;

— продолжительность работы — 100—110 с;

— удельный импульс — около 260 с;

— управление вектором тяги — за счет впрыска рабочего тела в сопло;

— гарантийный срок хранения при влажности 50% и температурном диапазоне — 15—31 °С один год;

— возможность транспортировки — автомобильными, железнодорожными, морскими и воздушными средствами.

Несмотря на высокую сложность проекта, весной 1962 г. заказ на создание ТТУ для ракеты «Титан-ЗС» был передан молодой корпорации «United Technology Corp.» (UTC). Благодаря подбору высокопрофессиональных специалистов, активному освоению новых технологий эта компания за четыре года существования сумела добиться значительных успехов в области РДТТ.

Уже в феврале 1963 г. компания UTC на своей технической базе «Койот» в Сан-Хосе (шт. Калифорния) успешно провела первое огневое испытание единичной секции будущего ускорителя. Блок диаметром 3,05 м и высотой 3,2 м снаряжался топливным зарядом массой 32,6 т. В комплектации с верхним днищем и сопловой частью такой РДТТ общей массой 50 т проработал в течение 120 с, поддерживая тягу около 113,3 т.

Спустя пять месяцев состоялся первый стендовый запуск полномасштабного пятисекционного ТТУ. Созданный за три года ускоритель UA-1205 имел следующие характеристики: высота— 25,9 м, диаметр — 3,05 м, общая масса — 226 т, тяга — 453 т, продолжительность работы — 110 с.

РДТТ ускорителя снаряжался смесевым топливом на основе перхлората аммония и полибутадиен-акрилонитрила с алюминиевыми добавками. Перед заливкой топлива в секции ТТУ стенки стального корпуса покрывались теплоизоляцией из каучука Buna-N с кремниевым наполнителем, а также специальным составом для улучшения сцепления заряда с корпусом.

Канал горения верхней секции имеет звездообразное сечение, а нижних — круглую со средней толщиной свода заряда 92 см. Форма каналов определялась исходя из требуемого закона изменения тяги ускорителя: при старте — пиковое значение 600 т, спустя секунду — 575 т, 453 т в момент Т+42 с, 385 т при Т+100 с и около 30 т в момент отделения ТТУ от ракеты на 120 с полета.

Небольшой заряд верхнего днища имеет более сложную форму, поскольку в нем предусмотрены каналы к заглушкам, обеспечивающим обнуление тяги ускорителя перед его отделением или при возникновении аварийной ситуации.

Нижняя секция ТТУ комплектуется фиксированным соплом длиной 3,3 м, расположенным под небольшим углом к продольной оси изделия. При диаметре выходного сечения около 2,7 м степень расширения сопла составляет 8:1.

Для управления вектором тяги ускорителя был применен впрыск азотного тетроксида в закритическую часть сопла. Этот компонент хранится в баке цилиндрического контейнера высотой 12,1 м, закрепленном на корпусе ТТУ. Подача рабочего тела к соплу осуществляется за счет наддува бака азотом из отдельной емкости, расположенной в верхней части контейнера.

Впрыск азотного тетроксида в струю истекающих газов производится через 24 форсунки, расположенных в сечении сопла со степенью расширения 3,5:1. Оснащенные электромагнитными клапанами форсунки работают по квадрантам группой из шести устройств. При выбросе компонента в поток пламени образуется ударная волна, по которой поток может отклоняться на угол до 5°, возникающая при этом поперечная сила достигает значения в 50 т. Кроме того, азотный тетрок-сид, являясь окислителем, создает небольшую дополнительную тягу примерно в 1,8 т.

Перед завершением работы ТТУ для увеличения тяги и облегчения массы изделия перед отделением оставшийся в баке компонент равномерно сбрасывается через все форсунки. Увод отделившихся от РН ускорителей обеспечивают блоки из четырех тормозных РДТТ тягой по 2 т, которые расположены в носовой и хвостовой части каждого ТТУ. Эти двигатели массой по 38,5 кг имеют длину 1,5 м и диаметр 15 см.


<<<Назад Страница 93 Далее>>>



WalkInSpace.Ru

Правила:

«Путешествие в космос» © 2017

Использование материалов допускается при условии указания авторства WalkInSpace.ru и активной ссылки на www.WalkInSpace.ru.



Яндекс.Метрика