STUDENT’S MOON ROCKET «HERMES»

Full Text

В настоящее время в нашей стране расчёт его массовых и габаритных характери- наблюдается существенное отставание в сек- стик. торе проектирования и конструирования ра- Классификация ракет- по носителей кет-носителей сверхлёгкого и лёгкого класса массе выводимой полезной нагрузки меня- по сравнению со странами Европы и Америки ется с развитием техники и достаточно [1, c. 17]. Возникает необходимость устране- условна [2, c. 17; 3, с. 30]. На сегодняшний ния данного разрыва, что может быть осу- день в мире наблюдается активное развитие ществлено только благодаря смелым идеям и лёгких ракет, способных выводить на расчёт- благоприятным условиям их реализации. ную орбиту груз массой до 5 тонн. Стоимость Студенты, обучающиеся в Самарском запуска таких ракет относительно невысокая. университете, имеют возможность реализо- К тому же лёгкие носители проще в эксплуа- вать подобного рода благодаря особому ста- тации, чем средние или тяжёлые. В роли за- тусу университета - национального исследо- казчика могут выступить малые инициатив- вательского. Проектирование и конструиро- ные группы (начинающие конструкторские вание ракеты-носителя, способной доставить бюро, школы, университеты), не имеющие полезный груз в виде космического аппарата финансовые средства на долю в запуске сред- дистанционного зондирования на лунную ор- них, тяжёлых и сверхтяжелых носителей. Та- биту будет как учебной, так и производствен- ким образом, компании, производящие лёг- ной практикой для студентов института ра- кие носители будут более востребованы для кетно-космической техники и института дви- запуска малых и относительно недорогих кос- гателей и энергетических установок. мических аппаратов. Основная идея проекта заключается в Проектируемая ракета будет условно создании силами студентов ракеты-носителя, относиться к сверхлёгкому носителю, то есть способной выводить полезную нагрузку, мас- с массой выводимой полезной нагрузки до 10 сой до 7 кг на орбиту Луны. Первостепенные кг. [4, с. 80-81]. задачи, которые необходимо решить для реа- Сейчас наблюдается повышенное вни- лизации проекта, это выбор оптимальной мание к естественному спутнику Земли - схемы движения ракетного комплекса, Луне. Американская частная аэрокосми- © Чепель Г. А., Чижов А. А., 2019. Чепель Григорий Анатольевич (gregoriy2000@gmail.com), студент I курса Института ракетно-космической техники; Чижов Артём Алексеевич (termukcccp@gmail.com), студент I курса Института двигателей и энергетических установок Самарского университета, 443086, Россия, г. Самара, Московское шоссе, 34. 24 Авиация и ракетно-космическая техника ческая компания «SpaceX» планирует отпра- потребуется около 5 лет. К моменту созда- вить свой космический корабль «Starship» с ния ракеты-носителя плавучая платформа экипажем на облёт Луны с последующим воз- «Морской старт» будет полностью оборудо- вращением. 29 ноября 2018 года американ- вана для осуществления запусков. В допол- ское аэрокосмическое агентство NASA пред- нении ко всему, сотрудничество с компа- ставило список из девяти компаний, между нией поспособствует налаживанию связей которыми в будущем будут распределяться между студентами и их возможными буду- контракты на доставку государственной кор- щими работодателями. порации по космической деятельности «Рос- Исследование осуществлялось сбором и космос» заявил, что в ближайшем будущем анализом информации из методических и планируется задействовать всех конструкто- библиографических ресурсов. ров космического ведомства для проектиро- Трёхступенчатая ракета-носитель, спо- вания и производства ракеты сверхтяжёлого собная доставить полезную нагрузку на ор- класса для будущего освоения Луны. Китай- биту луны проектируется по последователь- ское национальное космическое агентство ной схеме размещения ракетных блоков - планирует в 2019 году запустить на Луну кос- «Тандем». Используется метод расчёта от ко- мический аппарат, который должен будет до- нечной точки, так как этот метод позволяет ставить на Землю лунный грунт массой до 2 наиболее точно и оптимально рассчитать мас- кг. Помимо этого, на определённом этапе кос- совый и соответственно габаритные пара- мическая программа Китайской Народной метры [2, c. 79-82]. Республики предполагает отправку на Луну Сначала рассчитывается необходимое человека. приращение скорости, которое необходимо Для повышения престижа Российской сообщить космическому аппарату для того, Федерации в области исследования Луны по- чтобы перевести его с низкой опорной ор- добного рода проект имеет хорошую перспек- биты на орбиту Луны. Исходные данные тиву. Кроме этого в качестве полезного груза представлены в таблице 1. для ракеты-носителя будет выступать спут- Осуществление приращения скорости ник связи или спутник дистанционного зон- происходит по следующей схеме: дирования, что пригодиться будущим косми- 1. Первый импульс переводит космиче- ческим исследователям на Луне [5, с. 39-41]. ский аппарат на эллиптическую орбиту на Запуск ракеты с широты космодромов круговую с высотой перигея и высотой апо- Восточный или Байконур является доста- гея - 193 км и 384 467 км соответственно точно дорогим и требует больше топливных (наклонение текущей орбиты равно нулю). затрат, нежели запуск с экватора, поскольку 2. Второй импульс переводит космиче- запуск с экватора не требует дополнитель- ский аппарат с эллиптической на круговую ное топливо на корректировку орбиты. Для орбиту с высотой 384 467 км (наклонение те- того, чтобы осуществить запуск с экватора кущей орбиты равно нулю). необходима так называемая платформа 3. Третий импульс поворачивает плос- «Морской старт», которая в данный момент кость круговой орбиты на 5,14 градусов. принадлежит российской компании «S7 1. Рассчитывается скорость космиче- Space». Для создания ракеты- ского аппарата на опорной орбите. носителя Таблица 1 Исходные данные для расчёта необходимого приращения скорости Вестник молодых учёных и специалистов Самарского университета. 2019. № 1 (14) 25 6. Рассчитывается скорость � : кр2 � 6371 3 � = � ∗ √ = 7,91 ∗ √ . кр1 1 � 6371 + 193 ��1 � 6371 3 � = � ∗ √ = 7,91 ∗ √ = кр2 1 � 390 779 2. Рассчитывается большая полуось эл- � липтической орбиты: км = 1,01 . � + � � � с � = = 2 7. Рассчитывается второй импульс ско- (6371 + 193) + (6371 + 384403) рости = = 2 км = 198 669 км. ∆� = � - � = 1,01 - 0,18 = 0,83 . 2 кр2 � с 3. Рассчитывается скорость в перигее: 8. Рассчитывается третий импульс ско- рости ∆� : 3 2 1 � = � ∗ √� ∗ ( - ) = � 1 3 � � ∆� � ∆� = 2 ∗ � ∗ sin ( ) = 3 кр2 2 2 1 5,14 = 2 ∗ 1,01 ∗ sin ( ) = 0,09 км/с. = 7,91 ∗ √6371 ∗ - = 2 6564 198 669 9. Рассчитывается суммарный импульс км скорости = 10,93 . с ∆� = ∆� + ∆� + ∆� = � 1 2 3 4. Рассчитывается первый импульс ско- рости км = 3,137 + 0,83 + 0,09 = 4,057 . с ∆� = � - � = 10,93 - 7,793 = 1 � кр1 Также присутствует необходимость км торможения около Луны для того, чтобы кос- = 3,137 . с мический аппарат остался на её орбите [6]. Для осуществления торможения понадобится 5. Рассчитывается скорость в апогее ор- снижение скорости как минимум на 1 км/с, биты поэтому принимается: км 2 1 ∆� = 5,057 . � = � ∗ √� ∗ ( - ) = � с � 1 3 � � � Далее производится расчёт массы топ- лива, необходимого для создания данного 2 1 приращения скорости. В качестве двигателя = 7,91 ∗ √6371 ∗ ( - ) = 390 779 198 669 для третьей ступени с приемлемыми характе- ристиками был выбран ЖРД-100С - ракетный км двигатель российской компании «Лин = 0,18 . с Индастриал», который имеет удельный им- пульс тяги (�), равный 2200 м/с (рис. 1). 26 Авиация и ракетно-космическая техника Рис. 1. Модель и параметры двигателя ЖРД-100С компании «Лин Индастриал» [7] Таблица 2 Параметры некоторых двигателей «Конструкторского бюро химического машиностроения имени A.M. Исаева» [8] Вестник молодых учёных и специалистов Самарского университета. 2019. № 1 (14) 27 Масса космического аппарата равна 7910 м/с). Характеристическая скорость явля- mка = 7 кг. Масса двигателя ЖРД-100С mдвиг = ется суммой скоростей, которые необходимо 14,3 кг. Суммируя массу космического аппа- набрать первой и второй ступени. Следова- рата с массой полезной нагрузки, получим тельно, характеристическая скорость первой суммарную массу полезной нагрузки mпн = ступени равна характеристической скорости 21,3 кг. Для создания ракеты будут использо- второй ступени: ваться инновационные лёгкие материалы, по- этому принимаем конструктивную характе- � м � 1ст 2ст � = � = = 3955 . ристику за s=18. Удельный импульс тяги Ид.Х. Ид.Х. 2 с ЖРД-100С �=2200 м/с. 1. Определяется масса топлива третьей Перед началом расчётов массовых харак- ступени � : теристик, необходимо убедиться в возможно- �3 сти создания двухступенчатой ракеты с указан- ∆� ными характеристиками удельного импульса � (� � -1)(�-1) тяги и конструктивной характеристики. � = ∆� ∗ � = 403,6 кг. �3 � ПН �-� � Первоначально принимается, что ракета одноступенчатая (N = 1) и записывается урав- 2. Определяется масса ракетного блока нение идеальной характеристической скоро- третьей ступени � : сти ракеты: РБ3 �∗� �3 � = = 427,3 кг. РБ3 �-1 . 3. Тогда масса третьей ступени: Стартовую массу ракеты можно пред- ставить в виде: � = � + � = 427,3 + 21,3 = 3 РБ3 ПН = 448,6 кг. . Далее необходимо рассчитать двухсту- А конструктивная характеристика ра- пенчатую ракету, способную доставить по- кетного блока определяется из выражения: лезную нагрузку в виде третьей ступени на низкую опорную орбиту. В качестве двигателя для первой и вто- . рой ступени с приемлемыми характеристи- Выражается масса конструкции: ками был выбран ДМТ-2200 - ракетный дви- гатель «Конструкторского бюро химического машиностроения имени A. M. Исаева», кото- . рый имеет удельный импульс тяги Подставляя в уравнение идеальной ха- �=2992 м/с (табл. 2). рактеристической скорости ракеты получа- Масса двигателя принимается за 7 кг, ется выражение: чтобы учесть дополнительные системы дви- гателя. Для создания необходимой силы тяги на вторую ступень устанавливается три двига- . теля. Проводятся преобразования: Таким образом, масса полезной нагруз- ки равна сумме масс третьей ступени и трёх двигателей ДМТ-2200 mпн = 469,6 кг. Кон- структивная характеристика принята за s=18 из тех же соображений, что и на третьей сту- пени. Характеристическая скорость, которую необходимо создать ракете-носителю, равня- Проанализировав последнее выражение ется первой космической скоростью (VI = делается вывод, что физический смысл будут 28 Авиация и ракетно-космическая техника иметь только положительные решения, так 3. Рассчитывается масса второй сту- как не может быть масса топлива или масса пени полезной нагрузки отрицательной. Поэтому � = � + � = 2101,3 кг. 2 ПН РБ2 условием существования решения является неравенство: Для первой ступени аналогично исполь- зуются двигатели ДМТ-2200 в количестве - . пять для того, чтобы создать необходимую силу тяги. В случае, если данное неравенство не Таким образом, масса полезной выполняется, то минимальное количество нагрузки равна сумме масс второй ступени и ступеней увеличивается на единицу (N = пяти двигателей ДМТ-2200 mпн = 2136,3 кг. N + 1) и проверяется условие существования Конструктивная характеристика принята за решения. В данном случае: s=18 из тех же соображений, что и на второй 1ст 2ст ступени. � � Ид.Х. Ид.Х. � - � � = � - � � ≈ 18 - 2,36 = 1. Рассчитывается потребная масса топ- 1 2 1 2 = 15,64 > 0. лива ракетного блока первой ступени Таким образом, доказана возможность 1ст � Ид.Х. создания двухступенчатой ракеты. Далее осу- (� � - 1) (� - 1) 1 1 ществляется расчет массовых характеристик. � = 1ст ∗ � = �1 ПН 1. Рассчитывается потребная масса топ- � Ид.Х. � лива ракетного блока второй ступени s - � 1 1 2ст = 7009,58 кг. � Ид.Х. � (� 2 - 1) (� - 1) 2 2. Рассчитывается масса ракетного � = 2ст ∗ � = �2 ПН � блока первой ступени Ид.Х. � s - � 2 2 s ∗ � = 1541 кг. 1 �1 � = = 7421,91 кг. РБ1 s - 1 1 2. Рассчитывается масса ракетного блока второй ступени 3. Рассчитывается масса первой сту- пени (стартовая масса ракеты) s ∗ � 2 �2 � = � + � = 9558,16 кг. � = = 1631,6 кг. 1 ПН РБ1 РБ2 s - 1 2 Рис. 2. Принципиальная схема ракеты-носителя и её схематичная модель, созданные в приложении «OpenRockets» Вестник молодых учёных и специалистов Самарского университета. 2019. № 1 (14) 29 Сравнивая получившиеся массовые ха- 2. Куренков В. И. Конструкция и проек- рактеристики с существующими ракетами-но- тирование изделий ракетно-космической тех- сителями лёгкого класса, к примеру с новозе- ники. Часть 2. Основы проектирования ракет- ландской ракетой «Электрон», стартовая масса носителей [Электронный ресурс] : электрон, которой равна 12 550 кг, стоит отметить, что учеб. пособие. Самара, 2012. - 1 эл. опт. диск полученная масса ракеты не является слишком (CD-ROM). большой для ракеты сверхлёгкого класса из-за 3. Техника. Современная иллюстриро- дополнительных топливных затрат на тормо- ванная энциклопедия / под ред. А. П. Гор- жение около лунной орбиты. Если бы не было кина. М.: Росмэн, 2006. 1700 с. необходимости тормозить около орбиты Луны, 4. Сенькин В. С. Оптимизация проект- расчётная стартовая масса ракеты была бы при- ных параметров ракеты-носителя сверхлег- близительно вдвое меньше. кого класса // Техническая механика. 2009. 1. -88. Учитывая габаритные характеристики № С. 80 топливных баков и ракетных двигателей, созда- 5. Сутырина Е. Н. Дистанционное зон- ётся приблизительная модель и схема ракеты- дирование земли. Иркутск: Изд-во ИГУ, 2013. носителя в программе «OpenRockets» (рис. 2). 167 c. 6. Белоконов В. М., Белоконов И. В. Си- Заключение стемный анализ космических миссий. [Элек- В результате расчётов была подтвер- тронный ресурс] : Электронный конспект ждена возможность создания трехступенча- лекций. Самара, 2010. - 1 эл. опт. диск (CD- той ракеты-носителя сверхлёгкого класса для ROM). доставки полезного груза на орбиту Луны. 7. ЖРД на 100 кгс тяги собран и готов к : :// . / испытаниям. URL https spacelin ru Литература novosti/zhrd-na-100-kgs-tyagi-sobran-i-gotov- 1. Евтифьев М. Д., Раскин А. А. Иссле- k-ispytaniyam/ (дата обращения: 11.10. дование тактико-технических характеристик 2018). : современных ракет- легкого 8. ЖРДМТ от 0,5 Кгс до 250 Кгс. URL носителей класса // Решетневские чтения. Красноярск: http://kbhmisaeva.ru/main.php?id=33&hl=% Изд-во СибГУ им. М. Ф. Решетнева, 2012. E4%EC%F2-6 (дата обращения: 11.10. № 16. С. 14-15. 2018).

About the authors

Grigoriy Anatolyevich Chepel

Samara University

Email: gregoriy2000@gmail.com
Russia, Samara

Artyom Alekseevich Chizhov

Samara University

Email: termukcccp@gmail.com
Russia, Samara

References

Supplementary files