Выбор основных проектных параметров двухступенчатого ЛА с воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени

• Автор: Власенко, Владимир Григорьевич
• Шифр специальности: 05.07.02
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2004
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 146 с. : ил.

Список сокращений

АДХ - аэродинамические характеристики

ВПП - взлётно-посадочная полоса

ВРД - воздушно - реактивный двигатель

ВРДУ - воздушно - реактивная двигательная установка

ДУ - двигательная установка

ЖРД - жидкостный ракетный двигатель

КА - космический аппарат

ЛА - летательный аппарат

ОПП - основные проектные параметры

ПВРД - прямоточный воздушно - реактивный двигатель

ПГ - полезный груз
СрВ — средства выведения
ТКС - транспортная космическая система
ТРД - турбореактивный двигатель
1. Обзор работ в области многоразовых средств выведения
1.1. Обзор состояния работ в области многоразовых средств 7 выведения в России
1.2. Государственные программы США в области многоразовых средств 14 выведения
1.3. Обзор состояния работ в области многоразовых средств выведения в 24 Европе и Японии
1.4. Качественный анализ многоразовых ускорителей 1-й ступени
1.5. Качественный анализ методической базы
2. Постановка задачи. Алгоритм решения задачи, основные методы и 41 математические модели
2.1. Общая постановка задачи
2.2. Математические модели задачи
2.3. Математическая постановка задачи
2.4. Алгоритм решения задачи
3. Выбор основных проектных параметров двухступенчатого ЛА с 89 воздушно-реактивным ускорителем 1-й ступени
3.1. Первый этап: оценка зависимости принятого критерия эффективности
от основных аэродинамических характеристик ЛА (Анализ влияния шумов)
3.2. Второй этап : оценка нагрузки на крыло
3.3. Третий этап: оценка потребных запасов топлива ускорителя 1-й 103 ступени
3.4. Четвёртый этап: определение основных проектных параметров 108 ускорителя 2-й ступени
3.5. Методика расчёта критериальной функции. Оценка сходимости и > 119 точности разработанной методики
4. Оценка влияния ключевых неопределенностей и предварительный 125 технико-экономический анализ ЛА лёгкого класса
4.1. Градиент критерия эффективности
4.2. Предварительный технико-экономический анализ Л А лёгкого класса. 134 Сравнение весовой эффективности анализируемых вариантов ЛА
Заключение
Литература

Актуальность работы.
Одной из основных целей современного этапа разработки средств выведения является снижение стоимости выведения одного килограмма полезных грузов (ПГ). Подтверждением тому служит программа NASA, которая предполагает три этапа развития средств выведения. На первом этапе до 2010г. предполагается разработка средств выведения с удельной стоимостью выведения до 2000 $/кг, к 2025 выведение ПГ должно обходится заказчику до 200$/кг и к 2040г. - 20$/кг.
В настоящее время, существует более десятка программ, направленных на создания многоразовых средств выведения, включая, несколько российских и европейских проектов, находящихся на стадии концептуального и эскизного проектирования.
Программа NASA по созданию демонстратора одноступенчатого многоразового носителя Х-33 фирмы Lockheed Martin, которая планировалась на четыре года, столкнулась с технологическими проблемами, в результате чего представители NASA сообщили о закрытии программы Х-33. По мнению специалистов, затраты на разработку аппарата превысили размер той выгоды, которую этот проект мог бы принести в случае успешного завершения.
NASA приступило к разработке новой программы, получившей название "Инициативные средства выведения", или "Программа создания многоразового носителя второго поколения". Такое развитие событий свидетельствует об отказе NASA от создания одноступенчатого многоразового средства выведения и возобновления интереса к концепции двухступенчатой многоразовой космической транспортной системы - программа TSTO.
В соответствие с ней, американские компании' разрабатывают проекты замены твердотопливных ускорителей “Space Shuttle” на многоразовые жидкостные ускорители.
В России по заказу Российского аэро - космического агентства с 1993г. осуществлялась программа научно-исследовательских работ "Орел", а позже «Гриф».
Задача программы "Орел" состояла в исследовании различных концепций ТКС с использованием единых методов технических и экономических оценок. По итогам этой программы были выбраны наиболее эффективные варианты многоразовых средств выведения.
В НИР "Орел" принимали участие практически все ведущие российские научно-исследовательские и проектные организации. Руководство работами осуществляли: Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИМаш) и Центральный аэрогидродиначический институт (ЦАГИ) в части системных исследований по

В исследуемом типе летательных аппаратов применяются двигатели, использующие силу прямой реакции газовой струи. Такие двигатели называются реактивными. В данной работе рассматриваются три типа реактивных двигателей:
1. Турбореактивные двигатели (ТРД);
2. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД);
3. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).
Турбореактивные двигатели используют для создания тягового усилия (тяги) атмосферный воздух. С этой целью воздух сжимается с помощью компрессора и поступает в камеру сгорания, где осуществляется химическая реакция соединения с горючим.
К настоящему времени создано четыре поколения турбореактивных двигателей различных модификаций. Каждое новое поколение отличается от предшествующего существенным улучшением характеристик таких, как экономичность и удельная масса.
В табл. 2.1 приведены основные отличительные особенности двигателей каждого поколения и даны некоторые прогностические данные по двигателям следующих поколений над которыми работают у нас в стране и за рубежом.
Таблица 2
Характеристики Поколение двигателей
I И III IV Прогноз
Удельная масса* 0.6...0.8 0,22...0,26 0,14...0,18 0,12...0,13 <0
Удельный расход топлива, кг/кгс*час 1,2... 1,4 1,1..0,8 0,7..0,64 0,62...0,58 0,56...0,50
Максимальная температура перед турбиной, К 900... 1000 1150...1250 1400...1500 1500...1650 1800
Степень сжатия в компрессоре 3,5...5,0 10...13 14...18 21...27
*) Отношение массы двигателя к его тяге [кг/кгс].
Для скоростей полёта, значительно превышающих скорость звука, разрабатываются прямоточные воздушно-реактивные двигатели - это бескомпрессорные двигатели, в которых сжатие воздуха осуществляется в воздухозаборнике за счёт торможения сверхзвукового набегающего потока. Поэтому ПВРД могут работать только на скоростях значительно превышающих скорость звука.
Жидкостные ракетные двигатели не используют атмосферный воздух.
Компоненты топлива дтя ЖРД хранятся на борту летательного аппарата. Поэтому такие двигатели могут работать в безвоздушном пространстве.
Характеристики ТРД зависят главным образом от степени повышения давления в компрессоре и температуры газа перед турбиной.