Жидкий бустер обратного хода - Liquid fly-back booster

Эта статья посвящена исследованию DLR для Ariane. Для космического шаттла НАСА LFBB см. Изучены варианты и производные космических челноков..

Модель LFBB, используемая в испытаниях в аэрокосмическом центре (DLR) в аэродинамической трубе.
Модель LFBB, использованная при испытаниях в аэродинамической трубе Немецкий аэрокосмический центр (DLR)

Жидкий усилитель обратного хода (LFBB) был Немецкий аэрокосмический центр (DLR) по разработке жидкостный ракетный ускоритель способен повторное использование за Ариана 5 с целью значительного снижения дороговизны космических перевозок и увеличения экологичность.[1] LFBB заменит существующие твердотопливные ракетные ускорители, обеспечивающий главную тягу при взлете. После разделения два крылатых ускорителя будут выполнять вход в атмосферу, летите автономно обратно в Французская Гвиана, и приземлится в аэропорту горизонтально, как самолет.

Дополнительно было предложено семейство производных ракет-носителей, чтобы воспользоваться преимуществами эффект масштаба, что еще больше снижает затраты на запуск. Эти производные включают:

Немецкий аэрокосмический центр изучал ракеты-носители Liquid Fly-back в рамках будущей программы исследований ракет-носителей с 1999 по 2004 год.[4] После отмены проекта публикации в DLR продолжались до 2009 года.[нужна цитата ]

Разработка

Немецкий аэрокосмический центр (DLR) изучил потенциальные будущие ракеты-носители Евросоюз под Ausgewählte Systeme und Technologien für Raumtransport (ASTRA; Английский язык: системы и технологии для применения в космическом транспорте) с 1999 по 2005 год, дополнительные исследования продолжаются до 2009 года.[1][4] Дизайн LFBB был одним из двух проектов в рамках программы ASTRA, второй - Phoenix RLV.[5][6][7] В процессе разработки были построены масштабные модели для тестирования различных конфигураций DLR. сверхзвуковой Trisonische Messstrecke Köln (TMK; англ .: Trisonic Measuring section at Кёльн ) и в их Hyperschallwindkanal 2 Köln (H2K; английский: Гиперзвуковой ветровой канал в Кельне) аэродинамические трубы.[8][9] Предварительный механический дизайн других основных элементов был выполнен компаниями. EADS Space Transportation и ЧЕЛОВЕК.[4]:213

Преимущества многоразовых бустеров включают простоту использования только одного типа топлива, экологичность и более низкие повторяющиеся расходы. Исследования пришли к выводу, что многоразовые ускорители обратного полета будут наиболее доступным и наименее рискованным способом для европейских космических систем запуска стать многоразовыми. Эти ускорители обратного полета могли снизить затраты на запуск. Однако, когда другие проекты, такие как Космический шатл или же VentureStar, взявшись за эту задачу, они не достигли своих целей. Вспомогательные технологии, необходимые для конструкции LFBB, могут быть разработаны в течение 10 лет, а дополнительные пусковые установки могут быть разработаны на основе ретрансляционных ускорителей, чтобы минимизировать затраты и обеспечить синергию обслуживания для нескольких классов ракет-носителей.[3]

В конце концов, оборудование стало слишком большим, и проект LFBB был свернут, и один из сотрудников французского космического агентства (CNES ) отмечая:

Что меня шокировало, так это то, что вначале этот многоразовый усилитель обратного хода был просто цилиндром с двигателями и маленькими крыльями, просто турбовентилятором сзади. А три года спустя это были полноценные аэробусы с четырьмя двигателями в каждом.

— Кристоф Бонналь, CNES управление пусковой установки[10]

Описание

Линейный рисунок жидкостного усилителя обратного хода DLR, показывающий виды сверху, спереди и сбоку
Линейный рисунок LFBB DLR, показывающий виды сверху, спереди и сбоку

Общая концепция жидкостных бустеров в программе LFBB заключалась в том, чтобы сохранить ядро ​​и верхнюю часть Ariane 5. этапы, вместе с обтекатели полезной нагрузки, и заменить его твердотопливные ракетные ускорители (EAP P241, с французского Étages d’Accélération à Poudre) с многоразовым жидкостные ракетные ускорители. Эти ускорители будут обеспечивать основную тягу при взлете. После разлуки они вернутся в космодром в Французская Гвиана для посадки. Это вертикальный взлет, горизонтальная посадка (VTHL ) режим работы позволил бы жидкостным ускорителям обратного хода продолжать работать от Космический центр Гвианы, что позволяет избежать каких-либо серьезных изменений в профиле подъема Ariane 5. Рабочие характеристики ракеты-носителя Криогенный Вариант Evolution type-A (ECA) увеличится с 10 500 кг (23 100 фунтов) до 12 300 кг (27 100 фунтов).[3][4]:214

В эталонном проекте каждый LFBB состоит из трех двигателей, установленных по кругу на на корме автомобиля. Каждый двигатель - это Вулкаин двигатель с уменьшенным степень расширения. Еще три турбовентилятор воздушные двигатели, установленный в нос секции, обеспечьте питание для обратного полета. В фюзеляж имеет длину 41 м (135 футов) и внешний диаметр резервуара 5,45 м (17,9 футов), специально разработанный для соответствия существующей ступени активной зоны Ariane 5 и снижения производственных затрат. А низкорасположенный V-образный хвост утка конфигурация была выбрана,[4] с размах крыльев примерно 21 м (69 футов) и площадью 115 м2 (1240 квадратных футов).[2] В крыло был основан на трансзвуковой профиль из Royal Aircraft Establishment (RAE 2822). В полная взлетная масса (GLOW) каждого ускорителя составляет 222,5 тонны (245,3 коротких тонн), из которых 54 тонны (60 коротких тонн) после разделения и 46,2 тонны (50,9 коротких тонн) сухой массы. Для сравнения, GLOW для EAP P241 составляет 273 тонны (301 короткая тонна).[4]:209,210,214

Ракета-носитель была разработана с четырьмя независимыми двигательными установками, первая из которых - маршевый двигатель - будет основана на трех. подвешенный Вулкаин двигатели, работающие на 168 500 кг (371 500 фунтов) топлива. Второй, Eurojet EJ200 ТРДД с обратным ходом будут приводиться в движение водородом для уменьшения массы топлива. Далее, десять по 2 кН (450 фунтовж) подруливающие устройства, размещенные с каждой стороны транспортного средства, будут использоваться система управления реакцией. Наконец, четвертая силовая установка будет основана на твердотопливных ракетных двигателях, которые отделяют ускорители от основной ступени. Увеличенная версия двигателей, используемых в существующих ускорителях EAP, будет установлена ​​в крепежном кольце и внутри основной конструкции крыла.[4]:211,212

Типичный профиль миссии начинается с зажигания главной ступени и обоих ускорителей, за которым следует ускорение до 2 км / с (1,2 мили / с) и затем разделение на высоте 50 км (31 миль). По мере того как главная ступень продолжает свой полет на орбиту, ускорители следуют за баллистическая траектория, достигая высоты 90–100 км (56–62 миль). После низкоэнергетического вход в атмосферу, ускорители достигают более плотных слоев атмосферы, где они выполняют банковская очередь к целевому аэродрому. Планирование продолжается до тех пор, пока они не достигнут высоты, оптимальной для включения турбовентиляторных двигателей и входа в круизный рейс. В этот момент, примерно в 550 км (340 миль) от точки запуска, ускорители будут летать над Атлантический океан. Обратный круиз в аэропорт требует около 3650 кг (8050 фунтов) водородного топлива и занимает более двух часов. Разворачивается ходовая часть, и каждый ускоритель приземляется автономно. После отделения ускорители не находятся под угрозой столкновения, пока они не приземлятся из-за небольших различий в их начальных траекториях полета.[3][4]:215

Производные

Разработка жидкостных ускорителей обратного полета может дать три дополнительных космических транспортных системы с целью увеличения производства и создания эффект масштаба. Целью проекта LFBB в DLR было снижение эксплуатационных расходов Ariane 5 и разработка будущих производных, включая многоразовую первую ступень малой и средней ракеты-носителя, сверхтяжелую ракету-носитель, способную поднять 67 тонн (74 коротких тонн)[2] к Низкая околоземная орбита, и многоразовый двухступенчатый на орбиту ракета-носитель.[11] Первоначально LFBB будут использоваться только на Ariane 5. Со временем альтернативные конфигурации могут постепенно исчезнуть. Арианспейс Союз и Вега.[4]:215

Многоразовая первая ступень

Вид сверху на конфигурации RFS: производные Vega и Ariane 5 (вверху), большая криогенная верхняя ступень (внизу) с LFBB, показанной синим цветом

LFBB был исследован с тремя композитами верхней ступени, чтобы получить конфигурацию многоразовой первой ступени (RFS). Первый был Вега производная, с Зефиро 23 второй этап, Зефиро 9 третья ступень и верхняя ступень AVUM. С заменой LFBB P80 этап, полезная нагрузка солнечно-синхронная орбита (SSO) увеличится до 1882 кг (4149 фунтов) по сравнению с 1450 кг (3200 фунтов) Vega. Второй был Ариана 4 производная называется H-25. В его основе лежал разгонный блок H10 с Ракетный двигатель Винчи и 25 тонн (28 коротких тонн) криогенное топливо. В зависимости от метода замедления полезная нагрузка для SSO составляет от 1481 до 2788 кг (от 3 265 до 6 146 фунтов). Третьей была большая криогенная верхняя ступень, названная H-185, основанная на альтернативной, еще не разработанной основной ступени Ariane 5 с 185 тоннами (204 коротких тонны) криогенного топлива. Его полезная нагрузка на SSO составляет 5000 кг (11000 фунтов).[4]:216

В двух более легких конфигурациях (Zefiro 23 и H-25) используются верхние ступени, установленные на верхней части ускорителя. Из-за меньшего веса, возможно, потребовалось уменьшить количество топлива в ускорителе, чтобы гарантировать, что скорость отделения, траектория полета и вход в атмосферу не превышают проектных ограничений. В случае H-25 может потребоваться разогнать ускорители обратного полета до скорости выше 2 км / с (1,2 миль / с), чтобы помочь разгонному блоку достичь желаемой орбиты. Следовательно, было предложено два решения для замедления ускорителей после разделения. Первый вариант заключался в их активном замедлении с использованием 10 тонн (11 коротких тонн) топлива и снижении скорости на 300 м / с (980 футов / с). Однако производительность при запуске упадет ниже, чем у производной от Vega. Другой вариант - использовать аэродинамические силы для замедления. Однако гиперзвуковой парашют сочли слишком дорогим и сложным. В результате появилась альтернатива баллют было предложено. Моделирование динамики полета показало, что баллют с поперечным сечением 45 м2 (480 квадратных футов) предлагал лучший компромисс между нагрузкой на ускоритель и торможением за счет аэродинамических сил. В этой конфигурации можно было достичь пусковых характеристик до 2788 кг (6146 фунтов), отчасти благодаря более высокой скорости отделения.[4]:216

В самой тяжелой конфигурации используется один ускоритель с асимметрично установленной большой одноразовой криогенной ступенью, обозначенной H-185. Он был предложен в качестве будущего варианта основной ступени Ariane 5 (H158), и в конечном итоге предполагалось поэтапно отказаться от основной ступени в стандартной конфигурации запуска с LFBB. H-185 будет использовать новый главный двигатель Vulcain 3 с увеличенной вакуумной тягой. При запуске с одной ракетой-носителем обе ступени будут работать параллельно и будут доставлены на орбиту 180 на 800 км (110 на 500 миль) до разделения. Оставшаяся композитная верхняя ступень будет весить 7360 кг (16 230 фунтов), а полезная нагрузка - 5 000 кг (11 000 фунтов) для SSO. При запуске в Низкая околоземная орбита, масса полезной нагрузки может быть увеличена до более чем 10 000 кг (22 000 фунтов).[4]:215–217

Пусковая установка сверхтяжелого типа (SHLL)

Конфигурация SHLL, вид сверху с LFBB, показанной синим цветом

Пусковая установка сверхтяжелого подъема (SHLL) будет состоять из новой криогенной основной ступени, пяти жидкостных ускорителей обратного полета и ступени повторного воспламенения. Эта конфигурация была разработана для обеспечения расширенных возможностей для сложных миссий, включая пилотируемые исследования на Луна и чтобы Марс, а также запуск больших спутников на солнечной энергии.[3]:15

Новая колонна будет иметь высоту 28,65 м (94,0 фута) и диаметр 10 м (33 фута), подавая 600 тонн (660 коротких тонн) LOX /LH2 до трех двигателей Vulcain 3. Увеличенная окружность основной сцены позволяет интегрировать пять LFBB либо в выдвижные, либо крылья с изменяемой геометрией. Верхняя ступень будет производной от Ariane 5 ESC-B с размерами 5,6 × 8,98 м (18,4 × 29,5 футов) и усилена, чтобы выдерживать более высокие нагрузки. В Двигатель Винчи было доказано, что он достаточно мощный для орбитальная установка. Полезная нагрузка будет заключена в корпус размером 8 × 29,5 м (26 футов × 97 футов). обтекатель. Ракета-носитель будет иметь общую высоту 69 м (226 футов) и масса 1900 тонн (2100 коротких тонн). Полезная нагрузка для ЛЕО будет 67 280 кг (148 330 фунтов).[4]:218

При запуске на низкую переходную орбиту с Землей 200 км × 600 км (120 миль × 370 миль) LFBB разделяются на высоте 51 км (32 мили) со скоростью 1,55 км / с (0,96 миль / с). . Чтобы избежать одновременного разделения всех бустеров, либо перекрестной подачи на главную ступень, либо удушение может быть использован. Для обратного полета ускорителей потребуется примерно 3250 кг (7 170 фунтов) топлива, включая 30% -ный запас.[4]:218–219

Двухступенчатый на орбиту

Вид сверху конфигурации TSTO с LFBB, показанным синим цветом

Многоразовый двухступенчатый на орбиту (TSTO) вариант ракеты-носителя LFBB планировалось реализовать примерно через 15 лет после добавления LFBB в Ariane 5.[4]:216 Однако был проведен только предварительный анализ TSTO. Предлагаемая конфигурация состояла из двух ускорителей с убирающимися крыльями, прикрепленными к внешнему топливному баку, и многоразового орбитального аппарата с неподвижными крыльями, несущего на себе полезную нагрузку. В течение геостационарная переходная орбита (GTO) будет использоваться дополнительная расширяемая верхняя ступень.[4]:219

Внешний бак, являющийся ядром системы, будет иметь диаметр 5,4 метра (18 футов) и высоту 30,5 метра (100 футов), вмещающий 167,5 тонн (184,6 коротких тонн) топлива. Прикрепленный орбитальный аппарат будет иметь высоту 28,8 метра (94 фута) и диаметр 3,6 метра (12 футов), несущий 50 тонн (55 коротких тонн) топлива. Обтекатель полезной нагрузки на орбитальном аппарате будет иметь размеры 5,4 на 20,5 метра (18 футов на 67 футов). Для миссий НОО ракета-носитель будет иметь высоту 57,3 метра (188 футов) и полную взлетную массу 739,4 тонны (815,0 коротких тонн). Полезная нагрузка на НОО составит 12 800 кг (28 200 фунтов) с увеличением до 8 500 кг (18 700 фунтов) до GTO при использовании расширяемой верхней ступени.[4]:219

Смотрите также

внешняя ссылка

Рекомендации

  1. ^ а б "Sonnensegel und Satellitenkatapult" (на немецком). Astronews.com. 4 апреля 2007 г.. Получено 9 июн 2015.
  2. ^ а б c d «Конфигурация ASTRA LFBB». Немецкий аэрокосмический центр. Архивировано из оригинал 23 сентября 2015 г.. Получено 30 сентября 2015.
  3. ^ а б c d е ж "Wiederverwendbare Boosterstufen für Ariane 5" [Многоразовые бустерные ступени для Ariane 5] (PDF) (на немецком). Raumfahrt Concret. Январь 2009. Получено 9 июн 2015.
  4. ^ а б c d е ж грамм час я j k л м п о п q Сиппель, Мартин; Манфлетти, Кьяра; Буркхардт, Хольгер (28 сентября 2005 г.). «Долгосрочный / стратегический сценарий для многоразовых бустерных ступеней». Acta Astronautica. Эльзевир (опубликовано в 2006 г.) (58): 209–221. Bibcode:2006AcAau..58..209S. Дои:10.1016 / j.actaastro.2005.09.012. ISSN  0094-5765.
  5. ^ "Анализ систем космических пусковых установок (SART)". DLR. Архивировано из оригинал 30 марта 2014 г.. Получено 9 сентября 2014.
  6. ^ «Прогресс в разработке ступени многоразовой ракеты-носителя» (PDF). Американский институт аэронавтики и астронавтики, Inc., 2012 г. Архивировано из оригинал (PDF) 10 января 2006 г.. Получено 9 сентября 2014 - через Немецкий аэрокосмический центр (DLR). Цитировать журнал требует | журнал = (помощь)
  7. ^ «Жидкий бустер обратного хода (LFBB)». DLR. Архивировано из оригинал 10 июня 2015 г.. Получено 9 июн 2015.
  8. ^ Гюльхан, Али (2008). RESPACE - Ключевые технологии для многоразовых космических систем. Кёльн: Springer-Verlag. п. 20,22,26. ISBN  978-3-540-77819-6.
  9. ^ «Экспериментальные исследования конфигурации жидкостного реактивного ускорителя (LFBB) в аэродинамических трубах» (PDF). Американский институт аэронавтики и астронавтики. Декабрь 2003. с. 4,5. Архивировано из оригинал (PDF) 10 июня 2015 г.. Получено 21 сентября 2015.
  10. ^ «Французский закон о засорении может стать проблемой для Arianespace». Авиационная неделя. 5 мая 2014. Получено 9 июн 2015.
  11. ^ Линдеманн, Сабина. «DLR - Institut für Raumfahrtsysteme - конфигурация ASTRA LFBB». www.dlr.de. Архивировано из оригинал 23 сентября 2015 г.. Получено 30 сентября 2015.