Разработка технического облика кислородно-водородной двигательной установки безгенераторной схемы для межорбитального транспортного аппарата многократного использования

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 71 000 об/мин, ротора ТНА кислорода 15 000'об/мин при ресурсе 24 000 с и 20 000 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 30 000 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;214 411, (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 80 127.

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 92 647−2099 (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;78 059 — 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-183 551. 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;211 691 (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-197 201. 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 95 813. 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 95 813, 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 20 053 945.

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, 30 332−0150.

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.