Space Exploration Technologies

РДТТ космических аппаратов

В первую очередь рассмотрим твердотопливные двигатели, широко применяющиеся для создания конечного разгонного импульса при выводе КА на околоземные орбиты, достижение которых требует больших энергетических затрат, и на межпланетные траектории. Например, большинство геостационарных ИСЗ, запущенных к настоящему времени, оснащалось неотделяемыми РДТТ, входящими непосредственно в конструкцию космического аппарата.

Ранее мы рассмотрели последовательность операций при запуске геостационарного спутника, ограничившись моментом прекращения работы последней ступени РН и соответственно выходом ИСЗ на переходную геостационарную орбиту. Попробуем теперь рассчитать характеристики бортового РДТТ спутника, если иэ расчета траектории полета известие, что для совершения окончательного маневра ИСЗ необходимо сообщить дополнительную скорость dV=1840 м/с. Соответствующий разгонный импульс создается в апогее переходной орбиты, и в этом случае бортовой РДТТ называют апогейным.

Зададимся дополнительно следующими исходными данными: масса ИСЗ в момент отделения от ракетной ступени 1000 кг, удельный импульс РДТТ (Iу) 2850м/с, запас твердого топлива 90% суммарной массы РДТТ; Воспользуемся известной формулой Циолковского, которую запишем для нашего случая в виде: dV = Iyln[(Mt + Mk + Mпг)/(Мк + Мпг)], где Мт - масса топлива, Мк - масса конструкции РДТТ, Мпг- масса полезного груза (т. е. спутника без учета РДТТ) Подставляя в эту формулу исходные данные; получим следующие (округленные) величины (в килограммах): Мт= 465, Мк = 50, Мпг = 485 (сумма этих чисел составляет 1000). Перемножив далее значения Мт; и Iy,получим полный импульс тяги РДТТ: 1325 кН·с.

В принципе эту величину можно реализовать как за счет кратковременного действия большой тяги, так и при длительном действии малой тяги. При выборе конкретных параметров РДТТ необходимо учесть допустимые перегрузки на конструкцию всего КА и его отдельных элементов, а также баллистические характеристики применяемого твердого топлива, влияние давления в камере сгорания на массу конструкции, на габариты и удельный импульс и т.д. В конечном счете характерное время работы для бортового РДТТ получается равным порядка 40 с, что при указанном выше значений полного импульса соответствует усредненной (за время работы) тяге ~30 кН. Эти параметры того же порядка, что и для двигателей верхней ступени РН "Дельта".

По устройству и внешнему виду РДТТ космических аппаратов также не отличаются от двигателей верхних ступеней РН. Так что те и другие РДТТ вполне можно отнести к одному классу двигателей, тем более что твердотопливные верхние ступени в большинстве своем включаются после сообщения им первой космической скорости, т. е. сами по себе могут считаться космическими аппаратами. Сюда же относятся РДТТ разгонных блоков - унифицированных ракетных ступеней, которые также включаются на околоземных орбитах и могут использоваться в составе различных РН как для запуска ИСЗ, так и для разгона автоматических межпланетных станций.

В частности, в разгонных блоках широко применялись уже известные нам двигатели типа "Стар-37". Именно они использовались при запусках межпланетных КА "Вояджер". Начальная масса разгонных блоков составляла 1,22 те учетом 1060 кг твердого топлива, после израсходования которого скорость КА увеличивалась на 2 км/с. Указанные блоки стабилизировались при помощи микродвигателей, работавших на жидком монотопливе (гидразине).

РДТТ применяются также на борту космических кораблей и в автоматических межпланетных КА, где они выполняют роль тормозных двигателей, развивающих сравнительно небольшой импульс тяги. После окончания работы эти РДТТ отделяются от КА.

РДТТ космического аппарата "Рейнджер-3":
1 - сопло раскрутки; 2 - корпус РДТТ раскрутки; 3- тормозной РДТТ

В 1961-1962 гг. тормозной РДТТ тягой около 23 кН и массой 95 кг (с пластиковым корпусом) устанавливался в КА "Рейнджер" с тем, чтобы погасить скорость падения приборного контейнера на поверхность Луны (рисунок слева). Двигатель должен был включаться на высоте 16 км и работать в течение 10 с до высоты 330 м. Далее сферический контейнер "Рейнджера" должен был совершать свободное падение, ударяясь о лунный грунт со скоростью 33 м/с, обеспечивающей сохранность научных приборов. По различным техническим причинам запуски всех КА "Рейнджер" указанного типа завершились неудачей. Зато успешным были полеты в 1966 - 1968 гг. нескольких КА "Сервейер", при посадке которых на лунную поверхность использовался бортовой РДТТ. Он обеспечивал снижение скорости КА до 120 м/с (далее включались ЖРД мягкой посадки). По своим параметрам этот твердотопливный двигатель близок к его модификации, использованной впоследствии в составе РН "Дельта".

Тормозной РДТТ космического корабля "Меркурий"

При посадке космических кораблей "Меркурий" (1962-1963 гг.) и "Джемини" (1965-1966 гг.) твердотопливные двигатели обеспечивали их сход с околоземной орбиты на траекторию спуска. Тормозная двигательная установка корабля "Меркурий" содержала три РДТТ (рисунок справа) с диаметром корпуса 300 мм, тягой каждого 4,45 кН и временем работы 10 с. Включение этих двигателей (их расположение было показано на (рисунке справа) осуществлял сам космонавт при помощи ручной системы управления.

Тормозная, установка "Джемини" состояла из четырех РДТТ со сферическими корпусами (из титанового сплава) диаметром --320 мм, с начальной массой по 3.1, кг. РДТТ снаряжались смесевым топливом, содержащим перхлорат аммония, полисульфидное горючее-связку и алюминий. При сгорании этого топлива развивалась тяга около 11 кН. В отличие от "Меркурия" на "Джемини" тормозные РДТТ включались не одновременно, а. последовательно - один за другим.

Твердотопливная тормозная установка предусматривалась и в космических кораблях "Восход" (1964- 1965 гг.) в качестве резервной: она должна была включаться в случае отказа жидкостной установки (которая, однако, продемонстрировала надежную работу).

В 70-х годах тормозные РДТТ применялись в КА для .исследования Марса и Венеры. В прошлых разделах упоминался один из таких двигателей, который обеспечил перевод спускаемых аппаратов советских КА "Марс-2" и "Марс-3" с пролетной траектории на траекторию встречи с планетой. В декабре 1978 г., бортовой РДТТ тягой 18 кН обеспечил перевод американского КА "Пионер-Венера-1" (начальной массой 550 кг) с пролетной траектории на орбиту Венеры, изменив при этом скорость КА; на 1060 м/с. В сферическом корпусе двигателя диаметром 622 мм содержалось около 200 кг твердого топлива, которое было израсходовано примерно за 30 с. Этот же РДТТ использовался ранее в качестве апогейного бортового двигателя геостационарных ИСЗ "Скайнет".