Анализ траекторий возвращаемого ракетного блока первой ступени и их влияния на массовые характеристики ракеты-носителя

Язык труда и переводы:
УДК:
629.764.7
Дата публикации:
27 декабря 2021, 14:46
Категория:
Секция 02. Летательные аппараты. Проектирование и конструкция
Авторы
Соболев Иван Анатольевич
МГТУ им. Н.Э. Баумана
Аннотация:
Рассмотрены основные варианты траекторий полёта возвращаемого ракетного блока первой ступени ракеты-носителя при использовании ракетодинамического способа посадки. Приведены результаты исследования схем полета с посадкой по трассе и с возвращением в точку старта. На основе полученных результатов сформулированы рекомендации по определению проектных характеристик возвращаемых блоков ракет-носителей.
Ключевые слова:
ракета-носитель, ракета космического назначения, возвращаемый ракетный блок, ракетостроение, многоразовая ракета-носитель
Основной текст труда

22 декабря 2015 г. после запуска на орбиту 11 спутников Orbcomm-G2 ракетный блок первой ступени ракеты-носителя (РН) Falcon 9 FT впервые в истории ракетостроения совершил успешную посадку на землю с использованием собственной двигательной установки. 8 апреля 2016 года в рамках миссии SpaceX CRS-8 ракетный блок первой ступени ракеты Falcon 9 FT осуществил посадку на морскую платформу "Of Course I Still Love You". 30 марта 2017 г. тот же ракетный блок после технического обслуживания был запущен повторно в рамках миссии SES-10 и успешно приземлился на морскую платформу. Всего за период 2017–2019 гг. было осуществлено 24 повторных запуска. После успехов Space X в мире усилился интерес к созданию РН с возвращаемым ракетным блоком первой ступени.

В предлагаемом докладе проводится анализ траекторий, позволяющих осуществлять ракетодинамическое торможение и возвращение ракетного блока первой ступени РН. Рассматриваются две основные группы траекторий — с посадкой по трассе полета и с возвращением в исходную точку старта. На основе анализа модельных траекторий, а также реальных траекторий, по которым осуществлялась посадка ракетных блоков РН Falcon 9, выявлены основные подходы к их формированию и предпроектному анализу. В качестве исходных данных использовались значения скорости, угла наклона траектории, высоты и удаления от старта точки конца активного участка, характерные для двух- и трехступенчатых РН [1–4].

При использовании схемы полета с посадкой по трассе более выгодными с точки зрения минимизации тормозного импульса являются траектории с выдачей импульса непосредственно перед приземлением, поскольку в этом случае максимально используется торможение при полёте в атмосфере. В то же время использование таких траекторий приводит к высоким значениям скорости ракетного блока при входе в плотные слои атмосферы и к увеличению веса теплозащиты. Помимо этого, расположение места посадки и параметры движения ракетного блока в конце активного участка (как следствие — и параметры целевой орбиты) в этом случае будут существенно влиять друг на друга.

Таким образом, в докладе показывается целесообразность использования многоимпульсной схемы торможения. При этом первый импульс выдается вблизи апогея траектории свободного полета первой ступени РН после окончания активного участка и служит для перевода ступени на эллиптическую траекторию, приводящую к месту посадки. Второй импульс выдается для снижения скорости входа в атмосферу и теплового воздействия на ступень на высотах от 100 до 70 км. Третий импульс выдается непосредственно перед приземлением и служит для окончательного гашения вертикальной скорости и обеспечения мягкой посадки.

Исследуется также схема полета ракетного блока с возвращением на место старта. В этом случае первый импульс выдаётся после отделения второй ступени РН и служит для перевода ракетного блока первой ступени на эллиптическую траекторию, приводящую его в точку старта. Второй импульс выдается при входе ракетного блока в плотные слои атмосферы. Третий импульс выдаётся непосредственно перед посадкой для гашения вертикальной скорости.

В заключение проведен анализ влияния траектории на массовые характеристики возвращаемого ракетного блока и приведены рекомендации по учету специфики его конструкции при расчёте удельных измерителей в уравнениях массового анализа и определении массово-габаритных характеристик.

Литература
  1. Мухамедов Л.П. Основы проектирования транспортных космических систем. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. 266 с.
  2. Ковалёв Б.К. Развитие ракетно-космических систем выведения. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014. 400 с.
  3. Алифанов О.М., Андреев А.Н., Гущин В.Н. и др. Баллистические ракеты и ракеты-носители / под ред. О.М. Алифанова. М.: Дрофа, 2004. 512 с.
  4. Кобелев В.Н., Милованов А.Г. Ракеты-носители. М.: Моск. гос. авиац. технол. ун-т, 1993. 185 с.
Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.