Жидкостный ускоритель обратного хода
 | В этой статье о ракете указана грузоподъемность , но не указаны высота или наклонение орбиты , что сильно влияет на грузоподъемность. |
Liquid Fly-back Booster (LFBB) — это концепция проекта Немецкого аэрокосмического центра (DLR) по разработке жидкостного ракетного ускорителя, пригодного для повторного использования для Ariane 1 , чтобы значительно снизить высокую стоимость космической транспортировки и повысить экологичность . [ 1 ] lrb заменит существующие жидкостные ракетные ускорители , обеспечивая основную тягу во время обратного отсчета. После разделения два крылатых ускорителя войдут в атмосферу , автономно вернутся во Французскую Гвиану и приземлятся в аэропорту горизонтально, как самолет.
Кроме того, было предложено семейство производных ракет-носителей, чтобы воспользоваться преимуществами эффекта масштаба и еще больше снизить затраты на запуск. К таким производным относятся:
- Многоразовый ускоритель в классе малых , средних и тяжелых ускорителей , таких как Vega и SLS . [ 2 ] [ 3 ] : 15
- Сверхтяжелая ракета-носитель, способная поднять на орбиту почти 70 тонн (150 000 фунтов). [ 2 ] [ 3 ] : 15
- Двухступенчатая система вывода на орбиту, управляющая специализированным орбитальным аппаратом многоразового использования.
Немецкий аэрокосмический центр изучал жидкостные ускорители обратного хода в рамках будущей программы исследований ракет-носителей с 1999 по 2004 год. [ 4 ] После отмены проекта публикации в DLR продолжались до 2009 года. [ нужна ссылка ]
Разработка
[ редактировать ]Немецкий аэрокосмический центр (DLR) изучал потенциальные будущие ракеты-носители Европейского Союза в рамках программы «Избранные системы и технологии для космического транспорта» ( ASTRA ; английский: Systems and Technologies for Space Transportation Applications) с 1999 по 2005 год, при этом дополнительные исследования продолжались до 2009 года. . [ 1 ] [ 4 ] Проект LFBB был одним из двух проектов в рамках программы ASTRA, второй — Phoenix RLV . [ 5 ] [ 6 ] [ 7 ] В ходе разработки были построены масштабные модели для тестирования различных конфигураций в сверхзвуковой аэродинамической трубе Trisonische Messstrecke Köln (TMK; английский: Trisonic, измерительная секция Trisonic в Кельне ) и в Hyperschallwindkanal 2 Köln (H2K; английский: Hypersonic Wind Canal в Кёльне) аэродинамических трубах . [ 8 ] [ 9 ] Предварительный механический проект остальных основных элементов выполнили компании ESA и NASA . [ 4 ] : 213
К преимуществам многоразовых ускорителей относятся простота использования только одного вида топлива, экологичность и меньшие периодические затраты. Исследования пришли к выводу, что многоразовые ускорители обратного хода будут наиболее доступным и наименее рискованным способом для европейских космических систем запуска стать многоразовыми. Эти ускорители обратного хода могли снизить затраты на запуск. Однако когда другие проекты, такие как Space Shuttle или VentureStar , поставили перед собой эту задачу, они не смогли достичь своих целей. Вспомогательные технологии, необходимые для строительства LFBB, могут быть разработаны в течение 10 лет, а дополнительные пусковые установки могут быть разработаны на основе ускорителей обратного хода, чтобы минимизировать затраты и обеспечить синергию обслуживания нескольких классов ракет-носителей. [ 3 ]
В конце концов оборудование стало слишком большим, и проект LFBB был свернут, при этом один из сотрудников Французского космического агентства ( CNES ) заметил:
Что меня шокировало, так это то, что вначале этот многоразовый ускоритель обратного хода представлял собой просто цилиндр с двигателями и маленькими крылышками, а также турбовентилятор сзади. А через три года это были полноценные по размерам аэробусы с четырьмя двигателями в каждом.
Описание
[ редактировать ]
Общая концепция жидкостных ускорителей в программе LFBB заключалась в том, чтобы сохранить ядро и верхние ступени Ariane 5 вместе с обтекателями полезной нагрузки и заменить твердотопливные ракетные ускорители (EAP P241, от французского Étages d'Accélération à Poudre ) жидкостными многоразового использования. ракетные ускорители . Эти ускорители будут обеспечивать основную тягу при взлете. После разделения они вернутся на космодром во Французской Гвиане для приземления. Этот режим работы с вертикальным взлетом и горизонтальной посадкой ( VTHL ) позволит жидкостным ускорителям обратного хода продолжать работу из Гвианского космического центра , избегая тем самым каких-либо серьезных изменений в профиле подъема Ariane 5. Характеристики полезной нагрузки ракеты-носителя криогенного корабля Вариант Evolution type-A (ECA) увеличится с 10 500 кг (23 100 фунтов) до 12 300 кг (27 100 фунтов). [ 3 ] [ 4 ] : 214
В эталонном проекте каждый LFBB состоит из трех двигателей, установленных по кругу в кормовой части машины. Каждый двигатель представляет собой двигатель Vulcain с пониженной степенью расширения . Дополнительные три турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателя , установленные в носовой части, обеспечивают мощность обратного хода. Фюзеляж . имеет длину 41 м (135 футов) и внешний диаметр бака 5,45 м (17,9 футов), специально разработанный для соответствия существующей основной ступени Ariane 5 и для снижения производственных затрат « с низкорасположенным V-образным хвостовым оперением . утка» Была выбрана конфигурация [ 4 ] с размахом крыла примерно 21 м (69 футов) и площадью 115 м. 2 (1240 кв. футов). [ 2 ] Аэродинамический профиль был основан на трансзвуковом профиле Королевского авиастроительного завода (RAE 2822). Полная стартовая масса (GLOW) каждого ускорителя составляет 222,5 тонны (245,3 коротких тонны), из них 54 тонны (60 коротких тонн) при отделении и 46,2 тонны (50,9 коротких тонн) сухой массы. Для сравнения, накал EAP P241 составляет 273 тонны (301 короткая тонна). [ 4 ] : 209, 210, 214
Ракета-носитель была спроектирована с четырьмя независимыми двигательными установками, первая из которых - основная ракетная двигательная установка - будет основана на трех подвесных двигателях Vulcain , питаемых 168 500 кг (371 500 фунтов) топлива. Во-вторых, Eurojet EJ200 турбовентиляторные двигатели будут приводиться в движение водородом для уменьшения массы топлива. Кроме того, будет использовать десять подруливающих устройств мощностью 2 кН (450 фунтов силы ), размещенных на каждой стороне корабля система управления реакцией . Наконец, четвертая двигательная установка будет основана на твердотопливных ракетных двигателях, отделяющих ускорители от основной ступени. Увеличенная версия двигателей, используемых в существующих ускорителях EAP, будет установлена в крепежном кольце и внутри основной конструкции крыла. [ 4 ] : 211, 212
Типичный профиль миссии начинается с зажигания главной ступени и обоих ускорителей, за которым следует ускорение до 2 км/с (1,2 мили/с), а затем разделение на высоте 50 км (31 миля). Поскольку основная ступень продолжает полет на орбиту, ускорители следуют по баллистической траектории , достигая высоты 90–100 км (56–62 миль). После низкоэнергетического входа в атмосферу ускорители достигают более плотных слоев атмосферы, где выполняют разворот в сторону целевого аэродрома. Планирование продолжается до тех пор, пока они не достигнут высоты, оптимальной для включения ТРДД и перехода в крейсерский полет . В этот момент, примерно в 550 км (340 миль) от точки запуска, ракеты-носители будут лететь над Атлантическим океаном . Обратный круиз в аэропорт требует около 3650 кг (8050 фунтов) водородного топлива и занимает более двух часов. Ходовая часть разворачивается, и каждый ускоритель приземляется автономно. После разделения ракетам-носителям не грозит опасность столкновения до тех пор, пока они не приземлятся из-за небольших различий в их начальных траекториях полета. [ 3 ] [ 4 ] : 215
Производные
[ редактировать ]Разработка жидкостных ускорителей обратного хода потенциально может создать три дополнительные космические транспортные системы с целью увеличения производства и создания эффекта масштаба . Целью проекта LFBB в DLR было снижение эксплуатационных расходов Ariane 5 и разработка будущих производных, включая многоразовую первую ступень ракеты-носителя малого и среднего размера, сверхтяжелую ракету-носитель, способную поднять 67 тонн (74 коротких ракеты-носителя). тонн) [ 2 ] на низкую околоземную орбиту и многоразовую двухступенчатую ракету-носитель. [ 11 ] Первоначально LFBB будут использоваться только на Ariane 5. Со временем альтернативные конфигурации могут постепенно отказаться от Arianespace Soyuz и Vega . [ 4 ] : 215
Многоразовая первая ступень
[ редактировать ]
LFBB был изучен с использованием трех композитов верхней ступени, чтобы получить конфигурацию многоразовой первой ступени (RFS). Первой была модификация Vega со второй ступенью Zefiro 23 , третьей ступенью Zefiro 9 и верхней ступенью AVUM. LFBB С заменой ступени P80 полезная нагрузка на солнечно-синхронную орбиту (SSO) увеличится до 1882 кг (4149 фунтов) по сравнению с 1450 кг (3200 фунтов) у Vega. Вторым был вариант Ariane 4 под названием H-25. Он был основан на верхней ступени H10 с ракетным двигателем Vinci и 25 тоннами (28 коротких тонн) криогенного топлива . В зависимости от метода торможения полезная нагрузка до SSO составляет от 1481 до 2788 кг (от 3265 до 6146 фунтов). Третьей была большая криогенная верхняя ступень, названная H-185, основанная на альтернативной, еще не разработанной основной ступени Ariane 5 с 185 тоннами (204 коротких тонны) криогенного топлива. Его полезная нагрузка для SSO составляет 5000 кг (11000 фунтов). [ 4 ] : 216
В двух более легких конфигурациях (Zefiro 23 и H-25) используются верхние ступени, установленные наверху ускорителя. Из-за меньшего веса, возможно, пришлось бы уменьшить количество топлива в ускорителе, чтобы гарантировать, что скорость отделения, траектория полета и вход в атмосферу не превысят проектные пределы. В случае H-25 может потребоваться разогнать ускорители обратного хода до скорости выше 2 км/с (1,2 мили/с), чтобы помочь верхней ступени достичь желаемой орбиты. Следовательно, были предложены два решения по замедлению ускорителей после разделения. Первый вариант заключался в том, чтобы активно замедлить их, используя 10 тонн (11 коротких тонн) топлива, и снизить скорость на 300 м/с (980 футов/с). Однако производительность запуска будет ниже, чем у производной Vega. Другой вариант — использовать аэродинамические силы для замедления. Однако гиперзвуковой парашют сочли слишком дорогим и сложным. В результате альтернативный баллют был предложен . Моделирование динамики полета показало, что баллюта поперечным сечением 45 м 2 (480 кв. футов) предлагал лучший компромисс между нагрузками на ускоритель и замедлением за счет аэродинамических сил. В этой конфигурации можно было достичь стартовой массы до 2788 кг (6146 фунтов), отчасти благодаря более высокой скорости отделения. [ 4 ] : 216
В самой тяжелой конфигурации используется один ускоритель с асимметрично установленной большой одноразовой криогенной ступенью, обозначенной H-185. Он был предложен как будущий вариант основной ступени Ariane 5 (H158), который в конечном итоге должен был заменить основную ступень в стандартной стартовой конфигурации с LFBB. H-185 будет использовать новый главный двигатель Vulcain 3 с увеличенной вакуумной тягой. При запуске с одной ракетой-носителем обе ступени будут работать параллельно и перед разделением будут доставлены на орбиту 180 на 800 км (110 на 500 миль). Оставшаяся составная часть верхней ступени будет весить 7360 кг (16 230 фунтов) с полезной нагрузкой 5 000 кг (11 000 фунтов) для SSO. При запуске на низкую околоземную орбиту масса полезной нагрузки может быть увеличена до более чем 10 000 кг (22 000 фунтов). [ 4 ] : 215–217
Сверхтяжелая пусковая установка (SHLL)
[ редактировать ]
Ракетная установка сверхтяжелого подъема (SHLL) будет состоять из новой криогенной главной ступени, пяти жидкостных ускорителей обратного хода и повторно воспламеняющейся ступени впрыска. Эта конфигурация была разработана для обеспечения расширенных возможностей для сложных миссий, включая пилотируемые исследования Луны и Марса , а также запуск крупных спутников на солнечной энергии. [ 3 ] : 15
Новая основная ступень будет иметь высоту 28,65 м (94,0 фута) и диаметр 10 м (33 фута), обеспечивая подачу 600 тонн (660 коротких тонн) LOX / LH 2 к трем двигателям Vulcain 3. Увеличенная окружность основной ступени позволяет интегрировать пять LFBB с выдвижными крыльями или крыльями с изменяемой геометрией . Верхняя ступень будет представлять собой производную от Ariane 5 ESC-B, ее размеры будут увеличены до 5,6 × 8,98 м (18,4 × 29,5 футов) и усилены, чтобы выдерживать более высокие нагрузки. Было доказано, что двигатель Винчи достаточно мощный для вывода на орбиту . Полезная нагрузка будет заключена в обтекатель размером 8 × 29,5 м (26 × 97 футов) . Ракета-носитель будет иметь общую высоту 69 м (226 футов) и массу 1900 тонн (2100 коротких тонн). Полезная нагрузка на НОО составит 67 280 кг (148 330 фунтов). [ 4 ] : 218
При запуске на низкую околоземную переходную орбиту размером 200 × 600 км (120 × 370 миль) LFBB отделяются на высоте 51 км (32 мили) со скоростью 1,55 км/с (0,96 мили/с). . либо перекрестное питание на основную ступень, либо дросселирование Чтобы избежать одновременного разделения всех ускорителей, можно было использовать . Для обратного полета ускорителей потребуется примерно 3250 кг (7170 фунтов) топлива, включая 30% запас. [ 4 ] : 218–219
Двухступенчатый вывод на орбиту
[ редактировать ]
Вариант многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя LFBB (TSTO) планировалось реализовать примерно через 15 лет после добавления LFBB к Ariane 5. [ 4 ] : 216 Однако был завершен лишь предварительный анализ TSTO. Предлагаемая конфигурация состояла из двух ускорителей с убирающимися крыльями, прикрепленными к внешнему топливному баку, и многоразового орбитального корабля с неподвижными крыльями, несущими наверху полезную нагрузку. Во время полетов на геостационарную переходную орбиту (GTO) будет использоваться дополнительная расширяемая верхняя ступень. [ 4 ] : 219
Внешний резервуар, являющийся ядром системы, будет иметь диаметр 5,4 метра (18 футов) и высоту 30,5 метра (100 футов) и вмещать 167,5 тонн (184,6 коротких тонн) топлива. Прикрепленный орбитальный аппарат будет иметь высоту 28,8 метра (94 фута) и диаметр 3,6 метра (12 футов) и будет нести 50 тонн (55 коротких тонн) топлива. Размер обтекателя полезной нагрузки на вершине орбитального корабля будет составлять 5,4 на 20,5 метра (18 футов × 67 футов). Для миссий на околоземной орбите высота ракеты-носителя будет составлять 57,3 метра (188 футов), а полная стартовая масса - 739,4 тонны (815,0 коротких тонн). Полезная нагрузка на LEO составит 12 800 кг (28 200 фунтов) с увеличением до 8 500 кг (18 700 фунтов) на GTO при использовании расширяемой верхней ступени. [ 4 ] : 219
См. также
[ редактировать ]
- Байкал (ракетный ускоритель) - для ракеты-носителя «Ангара» предложен многоразовый ракетный ускоритель.
- Falcon Heavy — тяжелая ракета-носитель SpaceX.
- РОЗНИЧНАЯ ТОРГОВЛЯ
- Многоразовая ускорительная система - проект космической двигательной установки ВВС США в 2010–2012 гг.
Внешние ссылки
[ редактировать ]- ASTR LFBB с техническими подробностями
Ссылки
[ редактировать ]- ^ Jump up to: а б «Солнечный парус и спутниковая катапульта» (на немецком языке). astronews.com. 4 апреля 2007 года . Проверено 9 июня 2015 г.
- ^ Jump up to: а б с д «Конфигурация ASTRA LFBB» . Немецкий аэрокосмический центр . Архивировано из оригинала 23 сентября 2015 года . Проверено 30 сентября 2015 г.
- ^ Jump up to: а б с д и ж «Многоразовые разгонные ступени для Ariane 5» (PDF) (на немецком языке). Космический бетон. Январь 2009 года . Проверено 9 июня 2015 г.
- ^ Jump up to: а б с д и ж г час я дж к л м н тот п д Сиппель, Мартин; Манфлетти, Кьяра; Буркхардт, Хольгер (28 сентября 2005 г.). «Долгосрочный/стратегический сценарий для многоразовых ускорительных ступеней» . Акта Астронавтика . 58 (4). Эльзевир (опубликовано в 2006 г.): 209–221. Бибкод : 2006AcAau..58..209S . дои : 10.1016/j.actaastro.2005.09.012 . ISSN 0094-5765 .
- ^ «Анализ систем космических пусковых установок (SART)» . ДЛР. Архивировано из оригинала 30 марта 2014 года . Проверено 9 сентября 2014 г.
- ^ Ход проектирования ступени многоразовой ракеты-носителя (PDF) (Отчет). Американский институт аэронавтики и астронавтики, Inc., 2012. Архивировано из оригинала (PDF) 10 января 2006 года . Проверено 9 сентября 2014 г. - через Немецкий аэрокосмический центр (DLR).
- ^ «Жидкий усилитель обратного хода (LFBB)» . ДЛР. Архивировано из оригинала 10 июня 2015 года . Проверено 9 июня 2015 г.
- ^ Гюльхан, Али (2008). RESPACE – Ключевые технологии для многоразовых космических систем . Кёльн : Springer-Verlag . п. 20,22,26. ISBN 978-3-540-77819-6 .
- ^ «Экспериментальные исследования конфигурации жидкостного обратного ускорителя (LFBB) в аэродинамических трубах» (PDF) . Американский институт аэронавтики и астронавтики . Декабрь 2003. с. 4,5. Архивировано из оригинала (PDF) 10 июня 2015 года . Проверено 21 сентября 2015 г.
- ^ «Французский закон о борьбе с мусором может стать проблемой для Arianespace» . Авиационная неделя . 5 мая 2014 года . Проверено 9 июня 2015 г.
- ^ Линдеманн, Сабина. "ДЛР - Институт космических систем - Конфигурация ASTRA LFBB" . www.dlr.de. Архивировано из оригинала 23 сентября 2015 года . Проверено 30 сентября 2015 г.
