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[历史] 【不定期转载】冷战空天科技拾遗

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发表于 2018-7-4 21:38 | 只看该作者 |只看大图 回帖奖励 |倒序浏览 |阅读模式
本帖最后由 哈里.谢顿 于 2018-7-4 21:53 编辑

本帖主要转载超超级loveovergold有坑必填小特务两位的航天历史文章,转载都经过许可,请勿用于商业用途如,感兴趣大家可去他们公号追踪

伟大的大宇航时代不应该终结,未来必定迈向遥远的星空!
AD ASTRA PER ASPERA!

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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:40 | 只看该作者
漫谈液体火箭发动机的燃料
来自超超级loveovergold  
​​自从美国火箭学家罗伯特·戈达德于1926年发射人类历史上第一枚液体火箭之后,科学家和工程师一直在寻找威力更大、更环保、更易贮存的液体火箭推进剂。
一、液氧/汽油----第一枚液体火箭发动机的推进剂
        1926年3月16日,戈达德在马萨诸塞州的奥本成功发射了历史上首枚液体燃料火箭。这枚火箭采用液氧/汽油作为推进剂,总长约3米,顶部是0.6米长的火箭发动机,它的下方连接了两个串向推进剂贮箱,用两个长约1.5米的中空细管将液氧和汽油高压挤压到燃烧室中。3月16日,戈达德和妻子以及两个助手在沃德农场进行了世界上第一枚液体火箭的发射试验,虽然仅飞行了41英尺高、185英尺远,历时2.5秒,但这是人类第一枚液体火箭
图1.第一枚液体火箭发动机
​二、液氧/酒精的V2----希特勒孤注一掷的战争武器
        V-2火箭的发动机使用液氧/酒精作为推进剂,推力可达56,000磅力。之所以用酒精,是充分利用了酒精较高的汽化吸热能力,使得液膜冷却和再生冷却的方法对推力室高效冷却。涡轮泵的燃气发生器采用由**钠溶液催化**氢(双氧水)分解生成的高温气流,驱动涡轮泵进行泵压式增压输送推进剂。     
图2.液体火箭发动机的祖师爷----V2发动机
​用汽油/酒精和氧(尤其是气态氧)取材方便,价格公道,很多航天爱好者都采用了这种方案。但是致命的缺点是比冲低。介绍一下比冲:specific impulse,比冲的定义为单位质量推进剂所产生的冲量,是用于衡量火箭或飞机发动机效率的重要物理参数,直白的说,就是推进剂组元的能耐、烈性。比冲相差10%则运载能力差30%,对于志在把更重、更大的载荷送到更高的专业方向来说,科学家和工程师是孜孜不倦。
      不过冷战背景下,还要考虑投掷武器的战备问题,因此对于导弹的推进剂除了比冲之外,还有其他的考虑维度。
​三、冷战的宠儿----全家都剧毒的肼燃料
动机采用液氢、液氧,或者氧化剂采用的液氧的组元,这类低温推进剂都有个蒸发的问题。因此贮箱不能完全封闭,否则随着温度上升,低温液体会不断蒸发成气体会导致内部压力过大而爆炸。实际上液氢和液氧都是在发射倒计时前才注入火箭内的,从那时起燃料罐就开始不断漏气泄压,一直补加燃料,补充挥发掉的部分(运载火箭发射时看到冒雾的原因)。如果军事用途的战备火箭军采用这种方式,那无论是从日常管理、安全性(防静电)、费用上都难以保证的。
战备要求更高的军用火箭的实用需求出发,初期的火箭发动机多采用常温下稳定的肼、一**(MMH)、偏二甲肼(UDMH)、混肼(50%肼50%偏二甲肼),氧化剂采用**或N₂O₄。事实上,其组元的沸点高于298K(25℃),这些已经属于高沸点推进剂,在地面使用条件下是液态,无蒸发损失。在密封贮箱的条件下,可贮存较长时间。具体来说,可以分为以下几类:
(一)天使恶魔--偏二甲肼燃料
UDMH,剧毒,对中枢神经和肝脏损害大,致癌,采用**或N₂O₄等作氧化剂,有较宽的液态温度范围和较高的能量特性,有更便捷的军事用途,但比冲一般,作为巅峰质子火箭发动机RD-253,分级燃烧循环,真空比冲也仅316秒。由于氧化剂N₂O₄为红棕色,因此发射的时候出现橙红色是其明显特征。(曾经出现不少类似的高考题目,要求方程式配平)
图3.质子火箭发射
​(二)美丽而剧毒的肼燃料
Hydrazine,又称联胺,毒,也是剧毒,对眼睛、肝脏损害大。肼的沸点为113.5℃,常温下液态,这是魔鬼诱人的一面。
图4.肼(Hydrazine)分子式
图5. Hydrazine,又称联胺,常温下液态,剧毒

肼在在催化剂帮助下分解成氨气和氮气并放热,如果控制氨解离成氮和氢的吸热反应,最高可以得到1650K的燃气温度.
单组元不需要氧化剂,分解使能即开即停,优势明显,通常作为小推力姿态控制发动机,在牛顿级推力的微型姿态调整发动机上用单推肼是最合适不过。
图6.超纯肼的物理特性
​著名的旅行者号任务舱装载了104公斤姿态调整专用的肼,贮存在71公分直径的钛燃料罐里面,通过氦气挤压内部的有弹性的膜片完成推进剂供应,驱动0.9N的姿态控制单推肼发动机,成功的完成了引力弹弓借力,飞出太阳系!这些姿态控制发动机至今仍在工作。
需要指出的是肼推进剂的冰点比较高,达到2摄氏度,因此在寒冷的深空,旅行者号不得不把宝贵的电力用来加热钛燃料罐、阀门等,防止肼结冰导致的事故。
​此外,航天飞机辅助动力单元(APU)的涡轮泵采用了肼燃料燃气发生器,每台仅88磅重,功率135马力。主要用于操控SSME引擎液压阀、执行机构、降落的时候释放起落架等。不过肼本身的热稳定性还比较差。
(三)变轨专用推进剂一**
一**,MMH, 沸点87.5℃,冰点-52℃,与氧化剂N₂O₄接触能自燃,能够多次启动。MMH有较好的耐冲击性,受到相同强度的压力冲击时,肼在369K就发生爆炸,而MMH在419K时才分解。
图7. 一**分子式
图8.一**分子,白色为氢原子,黑色为碳原子,蓝色为氮原子
MMH+ N₂O₄双组元大推力,解决了**氢,或者单推肼催化、电热分解姿态控制发动机燃料比冲小、推力小的缺陷。普遍用于卫星的远地点发动机(静止轨道卫星)、变轨、姿态调整。甚至航天飞机轨道机动系统(OMS)的AJ10-190发动机也用这个配方,他安装在垂尾两侧,合计推力达到53.4千牛。​
图9. 航天飞机轨道机动系统(OMS)的AJ10-190发动机

图10.轨道机动系统(OMS)两个大罐分别为MMH和N₂O₄
X37B也采用了这种燃料用于变轨,可以看到最近刚刚回地球的X37B,欢迎它的是全副武装、穿隔离服的地勤,在抽吸没有用完的轨道机动燃料一**。
图11.工作人员全副武装,给X37B抽取用剩下的MMH
​(四)混肼50
别名航空肼(Aerozine 50),是肼和偏二甲肼的50/50重量份混合物,上世纪50年代末由美国通用航空喷气公司研制,高能,广泛用作火箭燃料,混肼对肼冰点过低的问题(1.4摄氏度)进行了改性,比肼更稳定,比单纯UDMH具有更高的密度和沸点,提高了安全性,并允许用作发动机中的循环冷却,采用**作为氧化剂。在大力神火箭LR87等美系毒发中均采用此燃料。
图12.大力神火箭3C
​最后说一下家谱,谁最毒?在三种肼类燃料中,MMH的毒性最大,肼次之,UDMH毒性最小,他们对于皮肤、眼睛有强烈刺激,还会导致肝癌等病变。因此,在环保的时代,越来越多的火箭摒弃了肼燃料,而采用了以下推进剂配方。
​四、液氧煤油----吃苦耐劳、价格亲民的环保推进剂
油突出特点是成本低,无毒环保,性能较高, 和液氧在一起成为最佳拍档,代表发动机有F1、RD170/180、SpaceX的Merlin系列发动机。​​航天火箭用煤油,国外直译常常称为RP-1(Rocket Propellant-1或Refined Petroleum-1),RP-1的军用规格在MIL-R-25576中有详细描述,其规格主要就是12个碳原子的分子,因为没有轻碳分子,RP-1 有较高的燃点,因此比汽油甚至柴油更不容易发生火灾。苏联和俄罗斯的火箭级煤油与RP-1非常相似,称为T-1或者RG-1,规格非常类似RP-1,但与0.81g / ml的RP-1相比,密度更高,为0.82至0.85g / ml,主要目的是为了提高燃料密度。
图13.火箭煤油RP-1
图14.蓝领阶层的代表--土星五号的一级液氧煤油发动机F1
​但液氧煤油有两个不足,真空比冲367秒较氢氧的463秒差距非常大,比冲相差10%则运载能力差30%,因此液氧煤油更适合做吃苦耐劳的一级;煤油燃烧会因为硫含量存在不同程度积碳影响重复使用;煤油作为冷却剂,受到结焦温度低的限制,制冷效果受限。目前通过分级富氧燃烧、提高燃烧室压力已经逼近理论极限。
联在极短的时间内掌握了火箭燃料箱中冷却煤油,实现了更高的密度,在贮箱内存放更多煤油。现如今SpaceX也这么干,Falcon9后续型号采用了预冷煤油至-7摄氏度,密度增大4%。不过SpaceX在这个方向上玩出了事情,他们把液氧预冷到接近液氧冰点(-218.4度)的-207度,密度增加了8%,但在液氦的进一步冷却下,结冰的氧和复合材料缠绕压力贮箱的碳纤维发生反应,产生静电。2016年9月1日,在燃料加注的过程中二级氦贮箱爆炸,损失惨重。
苏联还人工合成了一种煤油,叫做Syntin 煤油,他的化学分子式为C10H16,由具有张力环结构的四种同分异构体组成。与航天火箭用煤油相比,Syntin 煤油的冰点较低,从RP-1的零下40度,改进到零下70度以下,进一步适配空间低温工作要求;相同条件下的动力粘度小,流动性能更优,相同温度下的密度和饱和蒸汽压稍高;传热性能与火箭煤油相当,安全性可控;材料相容性好,存储性能稳定。液氧/Syntin 煤油的理论真空比冲比液氧/火箭煤油相应值高出8~15.3秒,典型的如RD-58S 火箭发动机的真空比冲高达361秒,发挥出液氧煤油上面级发动机的潜力。
五、火箭推进剂的皇冠----液氢液氧
        大家都喜欢管长征五号叫“冰箭”,液氢液氧主发动机无毒无污染。先驱齐奥尔科夫斯基提出液体推进剂比固体推进剂能提供更多能量,并早就提出认为液氧/液氢是用于航天飞行的最佳推进剂,但-252.7℃液氢和-183℃液氧实在太难伺候了,从工程学上实现花费了极大的努力,具体可看本博之前写的《高能金牌----美国半人马液氢液氧上面级》
        液氢液氧推进剂缺点一大堆,液氢密度小,所需贮箱体积大;液氢超低温,沸点为-252.7℃,极易蒸发和逃逸,储箱保温外壳的重量比例占到了12%。
图15.航天飞机超大液氢/液氧外部贮箱,黄色是因为喷涂了一层隔热用的聚氨酯泡沫
图16.贮箱内部巨大液氢罐!
​液氢遇见不得空气,否则结冰的氧、氮都会堵塞管道。但是液氢液氧的比冲超过460秒、无积碳、无污染,一美遮百丑,是多级火箭上面级的最佳选择。美苏两大竞争对手在大推力液氢液氧发动机的研制上都有突破,迄今为止SSME和RD-0120(《帝国的余辉—苏联能源号火箭主发动机RD-0120简介》)还是当仁不让的优秀发动机代表。冷战后,走向现实、回归理性、价格为王后,采用燃气发生器循环的RS68则是世界上目前推力最大的氢氧发动机,海平面推力达到663000磅力(2.9 MN),真空推力达到751000磅力(3.3 MN)。
六、液氧甲烷推进剂----星际旅行特款
甲烷搭配液氧很多方面表现叫中规中矩:
(一)比冲较高:比冲379秒
(二)基本无积碳:甲烷结焦温度为950K,煤油结焦温度为560K,基本可以避免烃类燃料使用过程中的积碳和结焦。
(三)导热性好,同时易于多次启动和变推力调节。
        但其密度(424公斤每立方米)不高,比冲只能说较高,高不成低不就,综合性能不如高压补燃循环的液氧煤油、比冲不如液氢液氧,虽然早就做了大量的研发和测试,但一直未被重视,长期坐冷板凳,直到星际旅行概念的兴起。
      星际旅行要求发动机能够重复长时间使用、燃料就地取材的需求,液氧甲烷推进剂的优势这个时候显现了。
    其一,甲烷沸点为-161度,液氧沸点为-183度,两种工质的理想工作温度更接近空间环境温度,理论上更易实现推进剂的空间长期贮存,属于空间可贮存推进剂。而且由于温区接近,两种推进剂贮存及保温可以采用同样的方案和工艺手段,利于简化系统,贮箱可以共底,贮箱间无需特殊的绝热,简化贮箱设计,减轻结构质量。
其二,19世纪的法国化学家保罗·萨巴蒂尔(Paul Sabatier)在1912年发现了使用二氧化碳生成甲烷的反应,在高温(300-400℃)和一定压力下,在催化剂(如:镍,钌或氧化铝)的协助下,CO2 + 4H2 -----> CH4 + 2H2O,这个反应又称萨巴蒂尔反应或甲烷化反应。
火星大气层的主要成分是二氧化碳,只要能够找到水,利用太阳能或者核能电解水产生氢(氧可以提供宇航员呼吸),与二氧化碳反映就可以生成甲烷用于下一次飞行。据称,马斯克宣称SpaceX正在研发在火星基地工作的萨巴蒂尔反应器。
目前SpaceX的液氧甲烷发动机猛禽----RAPTOR燃烧室室压25MPa,真空推力1.9MN。
图17.PPT上的猛禽发动机,推力1900Kn,比冲375秒
​目前猛禽已经缩比试车成功,42次测试总时长达到了1200秒,最长的一次超过100秒,室压超过200个大气压。
​图18.猛禽缩比试验
七、其他另类的液体火箭推进剂
没有最毒,只有更毒!毛子在提升液体火箭推进剂比冲上是认真的,是拼命的!在RD-270研发期间,一开始的推进剂是大家熟知的剧毒常温推进剂----**(N2O4)、偏二甲肼(UDMH),但格鲁什科还研究了改进版本RD-270M,使用**(pentaborane)推进剂,虽然会有更大的毒性问题,但会增加发动机的比冲42秒,达到365秒。
另外苏联还研发了RD-350,用于UR700的上面级,3台合计推力350吨,比冲达到463+1秒(不要问我为什么要加1,不然审核通不过)!这么高的比冲,原因在于使用了液氟/液氧!
液氟与很多燃料组合的推进剂有很高的比冲,密度也比液氧高、其沸点比液氧低,为-188℃,作为氧化剂指标非常棒!液氟/液氢是比冲最高的双组元推进剂,理论达到490S。
图19.看着就感觉渗得慌的UR700,用了更毒的**、氟
​美国洛克达因公司在上世纪60年代,把液氢液氧的RL-10改为OF2(二氟化氧)/CH4推进剂,研制了比冲为417s的发动机样机,但安全问题未采用。
但由于氟和氟化物有很高的毒性,有腐蚀性,贮存与运输都不安全,生产成本也高,应用过程中问题很大,美苏两个超级大国做了各种论证和试验,不过至今未被应用在飞行器上。
也有在液氢/液氧推进剂中,添加轻金属(锂、铍或者锂、铍的氢化物),轻金属和氧化剂反应,产生高温,不过毒性、费用都要考虑考虑。
最后把各类液体推进剂的比冲做一个横向对比:在推力室压力10MPa,喷管扩张比70条件下,各款液体火箭推进剂比冲结果如下。
图20. 各款液体火箭推进剂比冲
​也许你会说,那么固体火箭发动机如何呢?固体火箭发动机,性能最好的,也就280秒出头的比冲,效能不高,而且由于不能重复点火,总冲量不容易控制,一般是用在助推级。
结束语
地球是人类的摇篮,但人类不可能永远被束缚在摇篮里----齐奥尔科夫斯基。
以目前人类的智慧,液体火箭发动机是走出这个摇篮最为可行的办法。
感谢禹天福老前辈的指导。

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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:41 | 只看该作者
帝国的余辉—苏联RD-0120液氢液氧发动机专题介绍

来自超超级loveovergold  .
帝国的余辉—苏联能源号火箭主发动机RD-0120简介
上世纪70年代初,美国启动了航天飞机计划。在冷战氛围下,苏联认为这是赤裸裸的威胁,认为这种新型航天器会是未来美国搭载核武器的工具!作为回应,1976年2月17日,苏共中央、苏联部长会议颁布了第132-51号联合法令,正式启动了暴风雪—能源(Buran -Energia)项目。苏联的航天飞机取名为“暴风雪(Buran)”,自身没有主推进引擎,只有两个小型引擎供调整轨道姿态用,把暴风雪号航天飞机送上天的,是同步研发的重型运载火箭能源号(Energia)。
但能源号并非仅仅为了暴风雪号,设计师瓦连京·格鲁什科(Valentin Glushko)雄心勃勃的制定了重型和超重型火箭大家族。能源火箭基于模块化设计,通过在火箭周围捆绑4~8个天顶号助推火箭,载荷安置在侧面或顶部,最大可将200吨载荷送入低地球轨道。
左一左二的祝融星-大力神运载火箭,实在是毛味浓浓
当中的小弟是能源-M火箭,芯级单台RD-0120,LEO能力35吨,拟替代质子

而且能源号计划实现可重复使用,以降低发射费用。助推火箭上下端灰色部分就是用于回收的伞仓,在助推器分离之后用降落伞减速,然后展开“支撑面”,一种耐用材料制成的翼伞,在助推器滑翔时可以自行充气和保持稳定。是不是感觉到似曾相识?现如今SpaceX的整流罩也是翼伞回收这个思路。
当时的计算表明,天顶号助推器,包含RD-170发动机,如何能够重复使用50次,每磅的发射成本将降低到190美元。
作为能源号芯级的主发动机RD-0120,它是苏联化工自动化设计局为“能源号”重型运载火箭芯级研制的大推力液氢液氧高室压发动机,额定推力1961.6kN,分级燃烧循环,室压21.86MPa,真空比冲达到455秒,单次工作时长500秒,能重复使用10次。与美国的SSME等大推力氢氧发动机相比,性能不输,结构简单,设计有创意!东西方两个阵营,在高性能液氢液氧火箭发动机的设计上,分别攀上巅峰!
一、系出名门
当苏联化工自动化设计局(OKB-154)在1976年开始研制RD-0120发动机时,该局在空间液体火箭发动机的研制方面已经积累了丰富的经验。
化工自动化设计局事实上在1958年就开始研制“月球号”运载火箭的第三级液体火箭发动机。在1959年~1960年研制了推力56kN的东方号火箭的第三级液氧煤油发动机,东方号火箭于1961年4月将世界上第一位太空人尤里.加加林送到了太空。
1963年该局研制出液氧煤油的上面级发动机RD-0110,推力300kN,用作“联盟号”运载火箭的第三级。1965年又研制出RD-0210 N₂O₄/UDMH的新型主发动机,推力590kN,从1965年开始用作“质子号”运载火箭的的第二级、第三级。RD-0210采用富氧预燃室闭式循环系统,驱动涡轮的废气进入主燃烧室再次燃烧。
研制部门总结吸收了以上发动机的研制经验,成为后续RD-0120(11D22)低温液体火箭发动机研制成功的基础。另外,也借鉴了动力机械设计局的RD-135发动机的设计和科研成果

二、采用分级燃烧循环实现高性能
RD-0120是用于“能源号”运载火箭芯级的液氢液氧低温推进剂发动机,与苏联之前研发高性能分级燃烧循环的毒发或液氧煤油发动机相比,特征明显,指标出众!突出反映在高推力、高比冲、高可靠性和安全性要求、可多次启动重复使用。
所有这些要求都增加了研发的困难,要求新技术和新工艺,新的实验台和实验设备装置、大型补充实验研究等。
为了满足比冲要求,在各种燃烧循环方案的具体选择论证上,化工自动化设计局做了各项方案研究,最终选择了液氢液氧富燃燃烧的分级燃烧循环,与开式循环系统发动机相比,没有能源损失,是一种较完善的发动机,可以提升比冲10~15秒。这与美国航天飞机主发动机(下简称SSME)的方案一致。
液氢液氧富燃燃烧的分级燃烧循环
​在大推力氢氧发动机的研制中,为了满足给定的总体技术要求,以提高比冲为目标的高室压分级燃烧发动机的广泛应用,是一种趋势。但是它对设计,尤其是材料工艺和设备,提出了更高的要求。
三、独特的涡轮泵设计
RD-0120燃烧室压力达到了惊人21.86MPa,提高了比冲。其供应系统主要由三部分组成:氢预压涡轮泵、氧预压涡轮泵以及氢氧主涡轮泵。
(一)同轴怪物
    主涡轮泵经过设计论证,最后确定为单轴方案,可以供选择的有四个方向。
方案1----用两个预燃室分别驱动氧化剂和燃料涡轮泵
方案2----用一个预燃室同时驱动氧化剂和燃料涡轮泵
方案3----用一个预燃室依次驱动氧化剂和燃料涡轮泵
方案4----同轴式涡轮泵
液氢和液氧是两种密度、流量要求差异很大的工质,从系统整合的观点来看两个预燃泵分别驱动两台主泵的转速,进而调节发动机推力和混合比,方案1最优!比如SSME就采用了这个方案。
​但RD-0120最终选择了方案4,这是为什么?主要的原因有以下几个方面:
1、启动上的同步问题:设计专家认为前三种方案共同存在一个缺点,即如果氧化剂和燃料涡轮泵的转轴不是机械连接的,在启动和变速的时候,必须要有传感器、处理器和调节器组成的同步装置,实现氧化剂和燃料涡轮泵的转速协同,比如SSME基于大量的测试,在启动过程中,5个阀门通过对氢氧流量的开环和闭环两个阶段调整,在点火3秒之后实现稳定的燃烧。
​而这在苏联当时的计算机控制技术条件下解决是比较困难,因此化工自动化设计局牺牲了最佳功率特性,采用同轴式涡轮泵方案,使得发动机的启动、建立稳定的燃烧更容易些。
2、方案二、三本身的缺点:一个预燃室和两台涡轮泵的方案(方案2和方案3),两种方案级数不同,在性能相同的情况下,第三种方案能够减少氧化剂涡轮泵的级数(可以联想日本H2火箭的的LE-7)。可是对于两级涡轮,他们之间的工况相互影响也是比较难处理的。
3、密封的考虑
涡轮泵中比较难处理的氧化剂泵和涡轮间的密封。对于带涡轮的氧化剂泵,二者之间一般设有多道密封。如果全部密封都失效的话,涡轮中的富燃燃气和泵里的氧化剂相遇而产生的后果只有一个,那就是爆炸。
同时密封问题在氢氧发动机中更难处理,因为液氢和液氧都是极易挥发泄漏的物质。美国为提高SSME的可靠性,在氧泵和富燃涡轮之间设立了一个充斥高压惰性气体氦的隔离腔。飞行过程中如果隔离腔中氦气发生泄漏,压力下降,发动机都会自动关闭,哪怕氧泵和涡轮各自的密封正常工作也不例外。可见其小心谨慎的程度。这样的设计增加了发动机的结构重量和复杂性。
但单轴方案中,如果氧泵远离富氢燃气工作的涡轮,则无需在它们之间设置复杂的高压动密封,仅需少量的氦气(最后是实现的结果是氦气漏量为1~1.5g/s)来实现氢氧两种组元之间的可靠隔离。
4、比冲方面的考虑:用两个预燃室,涡轮后产生使用不同温度的混合气体会降低比冲。
经过上述考虑,RD-0120采用了同轴的方案。但凡事都有两面,同轴也有明显的缺点:两个泵的最佳转速的选择受到限制,整体性能和效率的优化受到影响,涡轮叶片的负荷增大,结构和工艺复杂,维修性差,发动机总体布局困难。
同轴主泵:从左至右分别为2级涡轮,3级级联氢泵和两级氧泵
RD-0120的主轴,从左至右分别为2级涡轮、3级氢泵叶轮(氧泵轴通过弹性轴与之相连)

​RD-0120单轴氢氧涡轮泵的转速主要还是根据液氢泵的优选需要来确定的
RD-0120同轴涡轮泵的特点还表现在轴向力自动平衡系统,弹性支承和阻尼器,高压静密封和浮动环密封,高DN 值的低温轴承等部件的结构设计和选材上。
(二)主泵泵压工质驱动--化繁为简的预压泵设计
《从传奇的苏联RD-270毒发谈全流量分级燃烧循环》中讲到,气蚀是泵工作的大敌!为了确保泵在工作的时候不发生气蚀,在发动机系统方案中可以通过安装预压泵,提高推进剂的入口压力防止气蚀。但是在方案优化上,苏联的预压泵设计非常有特色,采用了主泵泵压工质驱动方式,相比较SSME亮点很多。
1、独特的双转子氧预压泵的设计
氧化剂预压泵功率消耗量主涡轮泵功率的30%,用主泵增压后的液氧直接驱动氧化剂预压泵,比燃气方式驱动预压泵简单可靠。
氧预压泵采用三级液力涡轮带动二级串联的诱导轮,通过双转子技术实现二级诱导轮的不同转速:
第一级诱导轮:由第三级涡轮带动第一级诱导轮,转速为3332r/min;
第二级诱导轮:由第一、二级涡轮带动第二级诱导轮,转速为12726r/min,接近于第一级诱导轮的四倍。
驱动三级液力涡轮的工质,是由主泵第二级氧泵叶轮出口引出的高压液氧,这部分液氧再与预压泵出口的液氧混合,进入主泵(氧泵)入口。
氧预压泵从左到右为一级诱导轮,高转速的二级诱导轮,蜗壳集液器、三级液力涡轮
2、气氢直接驱动氢预压泵的设计
氢预压泵由诱导轮和一级离心轮组成的泵机组,驱动工质是高压氢泵第三级叶轮出口引出的大约20~22%的液氢,在冷却燃烧室和喷管后,作为工质(此时已为气氢),驱动涡轮后,排出的大部分气氢再进入燃烧室燃烧,转速为15155r/min。和SSME采用的燃气发生器驱动氢预压泵,显然这种方案更优。
下图中蓝色为液氧,黄色为液氢,棕色为气氢,需要花1刻钟仔细看(看完之后,你会感慨苏联人缜密而富有创意的设计)
​3、预压泵的启动
RD-0120发动机在地面起动时,氢预压涡轮泵是利用地面氦气启动。箭上没有起动氦气瓶。但也有一次未送氦气,靠氢的自重压力起动,但时间很长。氧预压泵靠箱压和液氧自重压力(约0.4MPa)启动(高25m+箱压)。
启动之后,液氢箱由发动机引出的气氢增压,增压气氢温度在正负50摄氏度,靠压调器将液氢箱的增压压力保持在171.6土9.8kPa的范围内。
液氧箱采用冷氦增压系统,氦气瓶浸泡在液氢箱的下部,气瓶充气压力达22.56MPa,气瓶使用末压为1.96MPa。
四、材料和加工工艺
氢泵和涡轮的材料,一度成为RD-0120发动机研制的关键问题,氢泵叶轮在额定工况下的圆周速度已经达到514m/s,其极限工况接近640m/s,普通不锈钢或钛合金材料都难以满足要求。
最终采用了热等静压工艺,并把氢泵叶轮由原来的不锈钢材料更换为钛合金之后才得到解决。
苏联为此建立了一套完整的从金属材料颗粒冶金到产品成型的热等静压工艺生产线,颗粒冶金的粒度可以到60微米。采用西德和瑞典两套热等静压设备,压力200MPa,加工温度分别为1700和2000摄氏度。
其中氢泵叶轮采用了BT5-1KT钛合金,颗粒冶金热等静压工艺成型并喷丸强化,提高疲劳寿命;涡轮盘采用ЗП741П材料,经热等静压成体成型。

五、不输冷战对手的性能指标
1991年1月1日前,RD-0120发动机已经试车500次, 总点火时间达16.5万秒。推力达到1961.6kN,真空比冲达到455秒,这些指标完全不在SSME之下,但显著降低了复杂性和成本。
虽然其设计寿命是工作10 次,单次工作时间500秒,但在测试中RD-0120发动机可以在25%~106 %的工况下长时间稳定工作,70%和100%的工况为发动机最佳工作状态,最佳工况为100%+6%或100%-10%。在25%工况的时混合比调到4,100%工况混合比调到6。
同时RD-0120在研发中,论证了用电点火器点燃主燃烧室和预燃室推进剂的可能性,并实现了起动和稳态段连续工作的可靠性,满足重复点火的要求。
在高可靠性和安全性要求方面,每台发动机交付前都要进行工艺检测试车,生产验收的标准是在106 %额定推力和最大混合比的状态下可以进行四次点火工作,未超出要求的裕度或影响0.992%的可靠性;每五台发动机中要有一台进行寿命保证试车, 试车后进行分解。RD-0120发动机涡轮泵研制中的基础试验充分,质量控制严格,因此可以实现试车后不分解交付使用。
除能够提供轴向推力外,由于发动机在两个互相垂直的平面内可摆动+-11度,因此还可以提供侧向推力。
为了隔热,发动机各种管材上用聚氨酯泡沫喷涂了2公分厚的绝热层。
六、一生中两次完美的飞行
激动人心的时刻在1987年5月15日到来,莫斯科时间21:30,第一枚能源超级火箭,从拜科努尔的250发射台升空,携带了Polyus / Skif-DM军事载荷。虽然火箭的表现完美无缺,然而,由于控制系统问题导致军事载荷未能成功入轨,重入太平洋上空的大气层。
RD-170和RD-0120两种环保大推力分级燃烧发动机在能源号上首次联手,顺利首发
第二次发射,是在1988年11月15日,莫斯科时间早上6:00:02,能源号超级助推器携带无人驾驶暴风雪号航天飞机,从拜科努尔发射。发射后47分,暴风雪号进行42秒变轨机动,进入近地点247公里,远地点256公里的轨道。
在经历了206分钟即两圈后,暴风雪号自动降落在拜科努尔的Yubileiniy机场。
暴风雪与能源火箭对接并水平运输到发射台,通过复杂的机构起竖。
米格25喜迎无人驾驶暴风雪成功返航
​七、终成绝唱
能源—暴风雪项目是苏联空间征服历史上最雄心勃勃的计划,该国最大的科学和工业中心参与了该项目,1286家企业和86个部委的100多万人直接参与了该项目。但1988年首飞后,用于暴风雪-能源项目的资金濒临耗尽,据称整个项目的开销达到了164亿卢布,加上切尔诺贝利核电站事故、星球大战计划烧钱的项目,在某种意义上三座大山加速了苏联的瓦解。
而苏联解体后,昔日的计划更是彻底失去了经济支持。1991年,苏联军方停止了对该计划的拨款支持。1993年,暴风雪航天飞机机身的设计者,莫尔尼亚联合体被迫承认,暴风雪计划就此结束。
1976年至1987年研发的能源运载火箭虽然一扫N1雪耻,标致着苏联科学技术在航天运载火箭发展上的一大跨越,但其家族的各种改型,均因为种种原因后续无所建树。
而本篇的主角,这个高推力、高室压、高性能、高可靠性的分级燃烧循环发动机,在能源号重型运载火箭上成功地完成了两次飞行后也只能坐上冷板凳,期间Aerojet、NASA马歇尔飞行中心还一度和化学化学自动化设计局对RD-0120研究改造为三组元发动机,用于可重复使用运载火箭和单级入轨火箭动力装置的国际计划,但最终不了了之。
    如今的RD-0120,静静的站在航天博物馆,诉说着当年的辉煌……
感谢钱宗德、王桁两位老前辈。

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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:42 | 只看该作者
漫谈阿波罗登月项目的超临界氦贮存增压技术


来自超超级loveovergold  ​​​在载人登月等太空探索任务中,为了使液体火箭发动机尽可能简单,轻便,可靠,很多型号并没有采用复杂燃气发生器等循环,而直接采用气体挤压贮箱气垫,进而直接将推进剂送入发动机喷注器,摈弃了沉重,复杂和易损涡轮泵。
图1.挤压式推进剂供应系统
​另外也有火箭推进剂贮箱引入气体进行增压,一方面满足泵的抽吸压头,防止气蚀,另一方面也满足类似半人马“不锈钢气球”此类薄壁贮箱的内压要求;还有一些发动机点火之前需要靠高压气体启旋涡轮泵。上述几种情况下,都需要用到气体增压技术。
图2.半人马上面级,为了不锈钢气球贮箱的增压,带了瓶瓶罐罐上天,真空可以不修边幅
​增压通常采用氦气、氮气、推进剂的蒸汽或燃气来实现。但由于运载火箭的液体推进剂一般约占火箭起飞质量的80%~90%,因此,需要的增压气体量是很大的。提供增压气体的增压系统质量,一般约占火箭结构质量的5~10%。因此,选择增压气体及增压系统方案是运载火箭设计中重要的技术问题之一。
氦气作为最轻的惰性气体,选择他作为增压气体是众望所归。在相同条件下,排挤1立方容积推进剂所需要的氦气质量仅为氮气的1/7,氧气的1/8,自生增压气体(N₂O₄蒸汽及燃气)的1/11.5~1/14(中学化学的知识,全面回忆一下)。国内某型号三级火箭第三级采用氦气替代氮气增压系统后,质量减轻了80多千克,相当于其运送卫星质量的1/9。
因此采用氦气增压,对减轻增压系统质量,提高火箭的运载能力,效果明显,特别是上面级火箭更为显著。
但把氦气带上天却并不是一件容易事!我们先从氦的性格说起。
一、最丰富也是脾气最古怪的稀有元素-氦
氦(Helium),元素名来源于希腊文,原意是“太阳”。1868年法国的杨森(Pierre Jules César Janssen)在印度观测日食时用分光镜观察阳表面,发现一条新的黄色谱线,认为是属于太阳上的某个未知元素,因此起名叫氦。
(一)储量最丰富:氦存在于整个宇宙中,按质量计占23%,仅次于氢。
(二)含量非常少:氦实在太轻了,一不小心飞出大气层,逃逸到空间!因此大气层,氦的浓度十分低,只有5.2万分之一,是最为稀有气体的一种。作为α衰变的产物,自然界中主要存在于天然气或放射性矿石中,通常而言,与铀矿石共存的天然气中氦气含量极高,可以达到百分之七。
(三)密度非常低:密度仅有0.1785千克/立方米,是除了氢气以外最轻的惰性气体。
图3.分子量仅为4,又轻又极易泄漏逃脱
​(四)性格很沉稳:氦在通常情况下为无色、无味的气体,作为惰性元素之一,是最不活泼的元素。
(五)脾气特古怪:但是氦气的脾气特别古怪,作为最难液化的气体,需要在零下268.93摄氏度,也就是4.22K,才变成液体。1908年7月10日,荷兰物理学家卡美林·奥涅斯(Heike Kamerlingh Onnes)是第一个液化了氦气。1911年4月8日,他又发现,在4.2 K时,浸入液氦中的固态汞丝电阻突然消失,即超导(superconductivity)。另外氦是唯一不能在标准大气压下固化的物质,直到1926年基索姆(Willem Hendrik Keesom,奥涅斯的学生)用降低温度和增大压力的方法首先得到了固态氦。在苏联,卡皮察(Pyotr Kapitsa)开始了一系列实验来研究液态氦,从而在1937年发现其超流性(superfluid)。
图4.超流体的液氦逆重力,爬上杯壁,滴落,直到空杯
​二、低沸点成为氦贮存的大难题
运往太空的每一磅都必须精打细算!由于氦需要在零下268.93摄氏度才液化,保证长时间这么低的温度难度很大,而空气态运送的效率又低。几种方案一一分析如下:
(一)方案一:常温(或环境温度)高压气体贮存
这是将需要的增压气体贮存在气瓶里,发动机工作时,从高压气瓶引出经气体,进入推进剂箱增压或给发动机涡轮泵启旋。这种贮气式增压系统广泛用于各种型号的运载火箭和航天器,简单、可靠。
图5.土星5火箭三级(S-IV B)尾部的环境温度高压氦气罐和极为复杂的管网
​但是,由于高压贮存,气瓶结构质量比较大,因此增压系统整体笨重、低效。如下图,300K温度下,23摄氏度,100个bar,也就是10MPa,密度也就大概15千克/立方米。
图6.不同温度和压力下氦的密度
​据美国统计,一般贮存1千克常温氦气需要约10kg的结构质量,效率最低。送到月球的每一克都需要斟酌!这种方案并非最佳。
(二)方案二:低温气体高压贮存
随着火箭的低温推进剂应用,发展了一种低温气体高压贮存技术。它利用推进剂箱的低温推进剂作为冷源,将高压冷氦气瓶贮存在低温推进剂箱里,以提高氦气的贮存密度,减少气瓶数量,减轻增压系统的结构质量。如美国的土星V5 S-IC、 S-IV B及苏联“天顶”号都将低温氦气高压气瓶贮存在液氧或液氢箱,特别适合短时长的任务。
图7.土星5火箭三级(S-IV B)把部分氦气罐放在液氢进行低温贮存,直径27寸,钛合金贮箱
​也有不用低温推进剂作为冷源,而是将低温氦气高压贮存在夹有专用低温液体(如液氮)防护套的气瓶里,气瓶的防护套用以流动的低温液氮来保持低温氦气的贮存环境,直至火箭起飞,如美国的“宇宙神”。
但高压贮存受到气体压缩性的限制,超过一定的压力后,气体的压缩性变得钝感,需要平衡增加结构质量和换取的密度增量。低温气体高压贮存,一般贮存1千克低温氦气(90K)需要约5kg的结构质量。
不过阿波罗登月舱因为任务需要,发动机需要多次点火,采用了常温的自然推进剂混肼50(航空肼,肼和偏二甲肼的50/50重量份混合物,详见《漫谈液体火箭发动机的推进剂》)和**,显然没有低温可以供低温氦气罐保温,这是一条死路。
(三)方案三:低压液氦贮存
那么,想尽一切办法,把温度保持在零下268.93摄氏度,依靠液氦不断蒸发维持液氦的低温,呈液体-蒸汽两相饱和平衡状态。但是这种方案,贮罐内存在液气两相,在低重力或失重环境下,两相分离状态,如果进行排气和进入增压工作需要液氦沉底,不符合任务要求且可靠性不佳。
怎么办?美国阿波罗登月计划中率先对这个课题进行大胆探索,世界上首次采用超临界氦贮存和增压技术。不过先要讲讲什么是超临界(SuperCritical)。
三、气非气,液非液----超临界态
物质存在的基本形式有气、液、固三种状态,但事实上还有一种状态,叫做超临界态。
组成物质的分子间都存在相互吸引和相互排斥的两种作用力。打个比方,两个气体分子,好比是一对欢喜冤家,虽然彼此内心相互吸引(分子间存在相互吸引作用,可以认为不依赖于温度),但在浮躁的气氛下,碰撞不断分子的相互撞击而引起互相排斥,这是气体压强产生的原理。而且温度越高,这种撞击引起的排斥更为强烈。必须要冷静冷静!
图8.气体分子不停的做着无规则的布朗运动,互相撞击产生了压强
只有当气体的温度降低到一定程度的时候,才有可能使分子间的吸引作用大于分子间的排斥作用,使气体变成液体。
而当分子间的吸引力和排斥力相等时,液、气两相呈平衡状态的点叫临界点,在临界点时的温度称为临界温度(Tc),在这个温度下让气体液化的最低压力,叫做临界压力(Pc)。1869年,Andrews首先发现临界现象。不同的物质其临界点所要求的压力和温度各不相同。例如氧的临界温度为154.8K,临界压力为5.03MPa,水的临界温度为374.15摄氏度,临界压力为225.65个大气压。
那么当温度超过临界温度时,无论外加多大的压力,由于气体分子之间的排斥力始终大于吸引力,因此再高的气压也不能使气体液化。
实质上,温度和压力均处于临界点以上的气体是一种特殊的流体,它既不是气体,也不是液体,称为超临界流体(supercritical fluid)。它既具有气体的性质,可以很容易地压缩或膨胀,又像液体一样,具有较大的密度,但它的黏度比液体小,有较好的流动性和热传导性能。
氦的临界温度和临界压力分别为5.2K、0.223MPa,临界温度很低,但临界压力倒是不大,工程实现难度不高。
图9.氦气的各种状态对于的温度和压强(氦气并没有明确的三相点)
​在氦气临界点附近,适当增加压力到达他的临界压力,就可使它的密度接近液体的密度,这种氦叫做超临界氦(supercritical helium)。超临界氦,密度可以通过压强调制,在高压下,甚至超过液氦的密度!
把压力增加到10MPa,维持住低温20K,-253摄氏度,密度达到147千克/立方米,甚至超过一个大气压下饱和液氦124.96kg/立方米的密度;即便在-193摄氏度,80K,密度也达到可以接受的51kg/立方米,这对于航天来说,意义重大。
图10.在10MPa压力下,超临界氦的密度
​四、超临界氦贮存增压技术---工程学上的大挑战
用低温和增压方式hold住氦的超临界状态,液化气体获得高密度,同时在任务期内通过特殊技术尽可能防止热传导,三管齐下,工程学上难度不小,阿波罗计划用了不少创新!
(一)高度隔热的超临界氦贮箱She tank
液氦贮箱是超临界氦增压系统中最核心的组件,虽然较常温氦气增压及高压冷氦增压系统而言,超临界氦贮箱的工作压力较低,但仍属于高压容器,并且在深冷温区(4 K-10 K),贮箱需要具有高强度、高度绝热性、轻结构重量,才能在加注后待发直至任务完成期间,在高温差(近300 K)下系统漏热至最低,因此超临界氦贮箱设计难度较高。
阿波罗计划攻克的超临界氦贮箱(supercritical helium (SHe) tank)技术,日蒸发率不大于1.5%,超临界氦的贮存待机时长,达到了登月舱向月球转移飞行期间131.5小时最长时间要求。
该技术采用真空双层钛合金球壳体(DEWAR,杜瓦瓶):这种超临界氦贮罐,考虑到重量轻的设计要求,采用球形贮罐结构,同样内压条件下,球形压力容器所受的应力,仅为相同直径和壁厚的圆筒压力容器应力的一半,因此,球形压力容器的壁厚可减到同一直径筒形压力容器壁厚的一半;在容积相同时,以球形压力容器表面积为最小。因此,在同一工作压力下,相同容积的压力容器中以球形压力容器的重量为最轻。材料,采用了钛合金,轻巧坚固,最大耐压达到2274psi(15.7MPa)。
图11.黄色大罐,就是“SHe”,supercritical helium (SHe) tank,超临界氦贮箱
​钛合金内球壁由5个玻璃纤维衬垫支撑在外球壳内,尽量减少传导漏热。双层钛合金环状空间被抽成了真空,消除气体对流,并采用了NRC-2这种当时最强、最轻的隔热材料填充,也就是镀铝聚酯薄膜(aluminized mylar)这是杜邦公司在上世纪50年代左右开发的材料,可以反射最多99%的光,包括远红外频谱,而且不像铝箔、锡箔等容易破裂。1960年~1964年,NASA首先将其应用在气球形态设计Echo被动通信卫星上,卫星气球壁,由4.5微米厚的铝箔涂覆在9微米厚的Mylar薄膜材料构成。
图12.发射上天,气球内部的30磅升华物资膨胀为直径30米的“回声”通信卫星
在阿波罗计划中,定制的NRC-2厚度只有0.00025英寸,6.35微米,包裹内胆150层,消除辐射引发的热漏。
作为阿波罗计划的副产品,镀铝聚酯薄膜已走入寻常百姓家,常常被用作应急情况下人体隔热保温。
图13.你看这位老爷爷,冰天雪地危难中,就靠NRC-2隔热保温
图14.由于高度绝热,涂覆铝的材料,也广泛用于消防、冶金等行业。
​这个高科技的“保温瓶”在发射后可以工作131.5小时。超出时间,由于热传递,内压升高,贮罐可能会炸!为了防止意外,氦贮罐配置了爆破隔膜(Burst Disk),它由两个串联的爆破片组成,下游爆破片出口处的推力中和器将逸出气体转向相反的方向,以防止产生单向推力(思考缜密)
当贮罐压力超过1881~1967psi,也就是12.8~13.6MPa时,弹簧屈服,爆破隔膜工作放气,排出超临界氦气降压。
图15. 氦贮罐配置了爆破隔膜(Burst Disk)
​在实际任务中,爆破隔膜还真用上了,不过也就一次,也就是阿波罗13号的惊险抢救任务。
(二)氦的热交换系统
液氦灌装时,初始压力为0.689MPa,-267.7摄氏度。随着加注到系统工作时间之间的热传导发生,使得贮箱的压力达到8.62MPa,-255摄氏度。不过让氦按照挤压推进剂的压力要求源源不断的送出,还离不开登月舱下降级发动机增压系统的两个热交换系统。不妨从启动的整个过程说起!
STEP1.推进剂箱体初始加压
登月舱下降级推进系统DPS(Descent Propulsion System)中还有一个4500psi(31MPa)压力的环境氦贮箱(ambient helium tank,下图左侧小罐),携带1.12磅(508克)氦气,仅用于启动。这部分氦气通过压力调节器,降压到大约245 psi后,给四个推进剂箱体进行初始加压。一路上经过两个四通止回阀,允许仅在一个方向上流动,防止腐蚀性的**和混肼腐蚀上游部件。
STEP2.发动机启动,加热液化氦气
利用环境氦气罐提供的压力,下降级发动机首先启动,建立推进剂的流动,使得燃料不能在换热器中结冰,为超临界氦的热交换做好准备。在下降发动机启动后1.3秒,超临界氦气罐的爆破阀膜片破裂,超临界氦气进入双通道燃料-氦气热交换器(下图右侧红框对应1),在那里22K的液化氦气流出被燃料加热至222K,并首先流入超临界氦罐中的热交换器(下图上方红框指示),将热量传递给罐体内的液化氦气,防止工作期间液氦贮箱压力迅速衰减,保持超临界状态,确保在整个操作期间连续排出氦。
图16.登月舱下降级推进系统DPS(Descent Propulsion System)的最终设计
STEP3.建立稳定的增压工作过程
完成She内换热的氦气流过燃料-氦热交换器的第二回路(上图右侧红框对应2),进行第二次燃料-氦气换热,使的输送的增压氦气换热到工作温度266K,然后送去调节压力并给推进剂箱体增压。
STEP4.放空
每个推进剂罐通过泄压阀进行保护以防止超压,安全阀为260psi。
登陆后,由于温度升高导致贮箱内压力积聚,宇航员会打开泄压阀,燃料和氧化剂分开排放(想一想,为什么要分开,可以再联想到毒发上面级的钝化操作),超临界氦气最后排出,缓解贮箱压力积聚导致的不受控排气。
小时候,家里用的液化石油气罐(丙烷罐),遇到没气做不成饭的时候,用热水瓶加热罐体并摇晃,可以挤出一点气,救个急做个饭(有危险,不推荐)。She罐内的加热器带来的好处与之类似,整个工作结束之后,余氦少,仅有3公斤,利用率高。
另外采用加热氦气的方式增压,达到相同的增压压强却可以减少氦气的密度,减少了增压所需的介质总质量。这是阿波罗计划中,非常精妙的设计。
图17.下降级发动机超临界氦增压系统工作参数
​(三)氦的地面加注系统
由于低温氦具有极低的蒸发热和沸点温度,比其他所有低温剂都更低,保持液体和传输更为困难,因此,超临界氦增压系统需配备必须的地面专用加注设备。
地面辅助设备主要有液氦贮存和传输杜瓦瓶、调节装置系统、流体分配组件及控制装置。这些设备主要用来给火箭和航天器上超临界氦贮箱进行预冷、加注和达到超临界氦贮箱所要求的充填密度及贮存压力。液氦加注是在发射准备期间现场进行,因此这些设备都需要置于发射塔架平台上,绝热和结构体积、质量控制要求很高。
此外在超临界低温氦系统的试验、加注、飞行中,都需要计量有关压力、温度、流量等参数。由于液氦温度很低,采用一般的低温计量设备并不适用。必须有专用、适应液氦温度,用于火箭和航天器的压力、温度、流量的传感器。

五、漂亮的完成登月以及抢险任务
超临界氦气的贮存密度约为环境氦气的八倍,使贮存1kg氦气需要的系统结构质量仅为3kg,从而使增压系统的结构质量大为减轻。在登月舱下降级中采用超临界氦增压系统,与贮存同等可用氦气量的常温氦气贮存系统相比较,系统质量可减轻约160公斤以上,且与液氦相比不存在两相分离,安全性好。
由于She罐的出色设计,即便从到内的热量传递导致罐体压力增加(最大值约为每小时10psi),但超临界氦气依旧可以在整个任务范围内保持在安全的压力。阿波罗11、12、14~17均顺利完成任务。美国航宇学会液体火箭委员会在总结液体火箭发展概况、展望发展前景时,将超临界氦气贮存增压作为一项重大技术成就,并誉为一种技术革新。
图18.22 公斤氦被存储在超严密封的罐中(上图黄罐),用于登月舱下降级发动机的增压
​即便没有登月的阿波罗13号,超临界氦增压系统的设计也可圈可点。阿波罗13号于美国中部时间1970年4月11日13:13发射,但登月服务舱的氧气罐由于电线短路爆炸了!
图19.“休斯顿,我们遇到问题了”Jim Lovell(图为阿波罗13号电影剧照)
​这里要说的是,由于服务舱的燃料电池因液氧泄漏无法供电,主发动机无法发动,作为唯一能够提供变轨动力的登月舱下降级发动机(LMDE,详见《举火寻道六十年----地外着陆反推火箭发动机技术发展揭秘》)临危受命,负责进行弹道修正!发射后61小时29分43秒,登月舱下降级启动,进入了绕月返回地球的轨道,并通过后续两次中途修正,让三名宇航员平安返回。这可都是SHe罐体一次次挤出来的生还希望......
图20.在液氧罐爆炸之后,超临界氦贮存增压技术3次助力登月舱下降级发动机点火
​阿波罗11号12号都在登月的时候用氦气挤压推进剂实现了月球上的平稳着陆,因此爆破隔膜(Burst Disk)也就坐了冷板凳。不过在阿波罗13号的发射过程中,居然用上了!LMDE在两次二次点火后,由于两次换热,超临界氦罐压力超标,在发射后108:54小时泄压,但并未发生意外,并在137小时进行了第三次启动进行中途修正。
那么大家也许会问,超临界氦技术性能出众,在阿波罗登月项目中是不是也用在其他地方?但回答是“NO”。对于工作时间更长的阿波罗服务舱、登月舱上升级,还是采用了高压环境温度氦气罐,原因是相比登月下降级发动机,其他两个发动机增压系统的待机时间要求更长,而对减重的需求并不是那么迫切。

六、马斯克在调教氦气上付出的惨痛教训
对于LEO~GEO的发射行业,普遍的做法,是采用“方案二:低温气体高压贮存”,用厚重的钛合金罐体低温贮存,于满足几十分钟~数小时的任务需求。
不过在科技高度发达的今天,SpaceX剑走偏锋! FALCON 9二级发动机的增压系统,采用了3个铝内衬的复合材料罐(Composite Overwrap Pressure Vessel ,COPV)贮存高压氦气,比钛合金贮罐轻巧而且便宜,贮存在预冷液氧(-207度)的低温环境,压力为惊人的5500psi(37.9MPa),380个大气压,达到60千克/立方米的密度,数据见图10。因此COPV直径仅为60厘米,高1.5米,数量也减少为3个,大幅减重。
发射后,高压氦气加热后输送到航天煤油和液氧贮罐中,以确保两个储罐的内部压力保持在恒定的50psi。
图21.铝内衬的复合材料罐(COPV)示意图,来源NASA
​但这条路上布满荆棘,马斯克两度马失前蹄!
先是在2015年CRS-7发射过程中,在二级火箭的液氧箱内,固定氦气罐的支架由于强度不够折断,氦气罐在巨大的浮力下脱离原位并碰撞破损,泄露出的高压氦气进入液氧箱使其压力增大并最终导致火箭解体。
第二次是在2016年9月1日FALCON 9进行二级加注测试,按照测试计划,在模拟发射前19.5分钟加注液氧,在发射前13分钟内加注氦气。他们把液氧预冷到接近液氧冰点(-218.4度)的-207度,密度增加了8%,但紧接着,当氦气挤压入COPV罐体时候,其中一个罐体发生了爆炸,2亿美元的AMOS 6卫星付之一炬,损失惨重。
SpaceX在一份声明中表示:“…the accumulation of oxygen between the COPV liner and overwrap in a void or a buckle in the liner, leading to ignition and the subsequent failure of the COPV…”氧气积聚在COPV衬里和外包覆物之间空隙中,导致点燃和随后COPV的失效。
细致的原因,官方一直没有给出。笔者分析,COPV碳纤维与铝内衬热膨胀率不一致,超冷的液氧导致两者分层产生空隙,液氧积聚在空隙中;高压温热的氦气挤压注入COPV之后,铝内衬膨胀挤压,缠绕压力贮箱的碳纤维被绷紧摩擦产生静电,与液氧反应引发爆炸。
后续SpaceX对发射倒计时序列进行了修改,目前连续发射成功。但NASA不久之前仍然表示,SpaceX如果进行载人发射,必须使用钛合金氦罐体。

七、征服低温氦,征途路漫漫
     超临界氦贮存增压技术被大胆创新的科学家和工程师征服,但在登月项目结束之后,很长一段时间脱离了媒体的视线。好似屠龙剑法,没有用武之地,被束之高阁。但事实上对于低温氦的征程仍然路漫漫!
在太空天文观测探索中,冷却太空望远镜中的长波长红外传感器,都涉及使用超流体氦来实现低于2K的温度。其中第一个是红外天文卫星(IRAS,The Infrared Astronomy Satellite),1983年1月25日发射,是美国,英国和荷兰的联合项目,该任务的主要目的是在8至120微米的红外范围内进行全天空测量。
图22. 红外天文卫星(IRAS,The Infrared Astronomy Satellite)
​与大多数红外卫星一样,IRAS的寿命受到冷却系统的限制。为了有效地在红外区域工作,必须将望远镜冷却到低温。73公斤(161磅)的超流氦被装在540升杜瓦瓶中,通过不断的蒸发冷却,使望远镜的红外探测器温度保持在2 K(-271 °C )。不过10个月后,氦供应消耗殆尽,望远镜温度升高,妨碍了进一步的观测,花费巨大的任务在1983年11月21日结束了。
然后是是1989年的COBE(宇宙背景探测器,Cosmic Background Explorer),装载650升1.6 K液氦,耗尽后,FIRAS和DIRBE仪器无法正常工作;2003年的斯皮策太空望远镜(Spitzer),2004年重力探测器B(GP-B)和2005年的X射线光谱仪(XRS),2009年宽视场红外测量探测器发射升空(WISE,Wide-field Infrared Survey Explorer)均因为液氦耗尽退服。XRS最惨,发射后19天液氦冷却剂蒸发,导致项目基本失败。目前低温液氦的技术还是没有特别大的进展。

结束语
都说航天离我们很遥远,阿波罗计划是FAKE的怀疑者还大有人在。 而事实上,很多航天暗黑科技的发明已经实实在在的用在了造福人类上,比如特氟龙,比如上述敷铝薄膜等等。     
而本期主题说的低温氦系统创新等,其实很多也离我们生活很近,液氦在磁共振成像(MRI)系统用于冷却超导电子器件和磁性元件。液氦变为气态时会膨胀760倍,下图为美国新泽西州动物医院退役MRI机器因操作不慎发生大“爆炸”,现场一片狼藉,但不知道您有没有注意到液氦隔热罐上闪亮的敷铝薄膜,拜阿波罗计划所赐的创新。
图23.液氦变为气态时会膨胀760倍,因操作不慎,美国一台退役MRI机器发生大“爆炸”
希望航天科技能够迎来下一个春天,作为老百姓能够获得更多的实惠,比如把核磁共振的检查费用降下来……

参考:
1、R. BOYLAND, GRUMMAN AIRCRAFT ENGINEERING CORP., PROPULSION AND RCS ANALYSIS GROUP, BETHPAGE, N.Y《Testing and analysis of the lunar module supercritical helium pressurization system》
2、廖少英著《运载火箭和航天器的超临界氦增压系统》

我,一个孤独的行者( 新浪微博ID:超超级Loveovergold),原创不易!
如果您觉得写的不错,不妨打赏支持,谢谢!
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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:47 | 只看该作者
本帖最后由 哈里.谢顿 于 2018-7-4 21:50 编辑

来自超超级loveovergold  ​​​


火箭发动机推进剂供应系统主要分挤压式和泵压式。挤压式利用高压气体,将推进剂组元从贮箱挤压到推力室,多用于姿态控制小推力发动机。泵压式可分为开式和闭式循环,开式有燃气发生器循环(普遍采用)和推力室抽气循环(J2S),闭式循环主要有膨胀循环(RL-10)和分级燃烧循环,特点是效率高比冲大。附图分别为挤压循环、开式循环、闭式膨胀循环、分级燃烧循环、全流量分级燃烧循环
液体燃料火箭发动机的闭式循环分为膨胀循环和分级燃烧循环。膨胀循环是把流经推力室冷却套中汽化并加热的推进剂引出,驱动涡轮,再注入推力室与主推进剂一起燃烧;被驱动的涡轮再将推进剂挤压入冷却套管,周而复始。膨胀循环适用液氢液氧发动机,结构简单但推力不大,主要用于上面级,如常青树上面级发动机RL10。1995年美国研制德尔他3的低温上面级改进版RL10B-2,室压4.41MPa,真空比冲465.5秒,直逼液氢液氧推进剂的理论工作极限!它采用大扩张比、92Kg重的碳-碳材料可伸展的喷管延伸段(长2.5米,法国SEP研制),重量仅为277公斤。在太空工作时通过移动机构将喷管延伸段从收敛位置移动到展开位置,喷管延伸段徐徐下滑,喷口扩张比达到惊人的280,世界第一!专治欠膨胀,燃气不测漏,内能最大限度膨胀为动能喷出!推力110kN。




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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:55 | 只看该作者
奇才的最终幻想:米亚西舍夫的МГ-19核动力空天飞机
原创编译:有坑必填小特务(KGB1986)
МГ-19核动力空天飞机的外形及结构。
​1976年2月17日,苏共中央委员会及苏联部长会议通过了第132-51号决议,决定建立多次使用航天系统,它包含有助推级(火箭)、轨道飞机、轨道间飞船、控制系统成套设备、发射—降落设备,拥有维修—恢复综合体及其它地面设施作为配套,能够将质量达到30吨的有效载荷送入高度200公里的东北轨道并携带质量达到20吨的有效载荷返回地面.....简而言之,这就是苏联航天飞机项目以文件形式确定下来的最早的源头......
而如今40年已经过去,(俄罗斯)不少人仍在为“暴风雪”号航天飞机的利弊进行着激烈争论,他们中的大多数都倾向或者认为,那个在1988年已成为现实的方案即是最完美的方案,除此之外再无其它。然而他们却不曾知晓,在遥远的当年其实还存在着另一个更加大胆、更具颠覆性的前瞻方案,它甚至曾有那么点可能大大改变世界航天技术的发展和地球历史的走向——这就是米亚西舍夫这位奇才的最终幻想——МГ-19核动力空天飞机。

晚年的米亚西舍夫与桌面上展示的МГ-19核动力空天飞机模型。
​1966年,历经曲折的米亚西舍夫重建了自己的独立设计局(当然规模比之先前要小不少),他的主要工作也是研究附面层控制系统之类的事。不过,这位设计师很快就恢复了“迅猛”的姿态,提出了一系列短距起飞飞机、垂直起飞飞机、针对高空气球的飞机—截击机等方案,到后来还参加了新型战略轰炸机的竞标。
1974年,米亚西舍夫在“冷”-2综合项目(Холод-2项目,旨在研究“冷”氢化燃料和空天飞机)的范围内开始着手空天飞机的方案研究(方案代号19),但他很清楚,这将是一项长期的工作,特别是当时的空天飞机还存在着先天性不足——总效率低于运载火箭,而这一问题必须要通过材料学上的革命性突破才能得到解决。当然,米亚西舍夫之后在О.В.古尔科【О.В. Гурко,领导着第50中央科学研究所(即航天军主要研究所)的研究组】那里找到了通向未来的出口——即使用核反应堆发动机作为空天飞机的推进装置,空天飞机也因此被命名为МГ-19,М代表米亚西舍夫,Г代表古尔科。
​МГ-19核动力空天飞机总体结构详解,按照序号依次为:1.机组舱;2.定向系统发动机;3.机械臂;4.载荷隔舱舱门;5.有效载荷;6.(液)氢罐;7.放热板;8.定向发动机燃料储备(罐);9.起落架;10.轨道机动系统燃料罐;11.核火箭发动机喷口;12.轨道机动发动机;13.带有防护的核反应堆;14.核—涡喷发动机;15.结构部件;16.居住舱。
米亚西舍夫对于МГ-19的总体设计和构想是:
在起飞段和初始加速段,500吨级的空天飞机作为一架带有闭路循环发动机的核动力飞机运作,并以(液)氢作为反应堆的载热剂向10台涡喷发动机(每台推力25吨)进行传热。之后随着速度和高度的增加,(液)氢开始被输送至涡喷发动机的加力燃烧室,再之后被输送至冲压发动机。到最后,在50公里的高度上,在达到16马赫以上的飞行速度时,启动推力320吨的核火箭发动机,携带着40吨的有效载荷前往高度185公里的环形工作轨道(也就是说,МГ-19是核动力飞机和核动力火箭的结合体。);
空天飞机由轨道降下时,可再次切换为核动力飞机模式,以便直接返回基地或是根据任务需要进行大气层内机动,而在有必要时,它也能够采取“反复”模式——在大气层内进行机动,而后再度借助核火箭发动机飞入太空轨道(换言之,气动性能优越,具备极大的军事价值);
在减少有效载荷的条件下,空天飞机能够到达近地轨道的任意一处,或是到达近月轨道;
空天飞机使用液氢作为反应堆载热剂和核火箭发动机工质也兼顾解决了另一个问题——安全性:由于液氢在反应堆中不会被放射性化,因此放射性污染便不会发生;
为了避免空天飞机事故坠落污染地面,带有环绕保护装置的反应堆壳体能够经受各种挤压碰撞,并在300米/每秒速度条件下与地面撞击不丧失密封性(这已大大超出了任何事故条件下任意高度下坠而来碎块的速度)。
核火箭发动机及10台核—涡喷发动机布局示意图
МГ-19核动力空天飞机的反应堆示意图
​МГ-19核动力空天飞机反应堆、核火箭发动机及核—涡喷发动机布局详解:1.涡喷发动机;2.氢涡轮机;3.氢压缩机;4.核反应堆;5.从罐体而来的(液)氢;6.超高音速喷口;7.加力燃烧室;8.超高音速冲压发动机;9.涡轮;10.换热器;11.压缩机;12.进气道。
假如一切顺利的话,按照米亚西舍夫的规划和进度,这项70年代中期已开始的研究,在80年代初级就应能够初见端倪——具备制造核动力发动机飞行试验平台和试验性超音速运载器的可能。而在80年代末,空天飞机的量产样机就应已经升空【在1974年对于米亚西舍夫空天飞机研究方案的讨论中,院士А.П.亚历山大罗夫(А.П.Александров,苏联著名物理学家,从50年代起就开始探索和主持核能发动机及其飞行器的研究,1976-1986年任苏联科学院院长)就曾说过,符合空天飞机项目要求的核动力发动机量产样机能够在10年内制造出来】。而再之后批量生产出的10架空天飞机就已经能够满足苏联数十年的地面—轨道货物运输需要,直至21世纪中期为止。
​米亚西舍夫对于500吨级МГ-19(19-3)的研制进度规划:最上方的深色横线标明1980年制造出技术模型,1982年制订出技术文件;中间浅色横线标明1981年至1988年进行数据统计处理,并从1986年起陆续制造1-3号飞机样机;下方深色横线标明1982年至1986年进行试验台工作,并从1986年起陆续进行1-3号飞机样机的飞行试验。
然而当时苏联的高层却另有想法和打算,尽管米亚西舍夫的革命性方案具有技术可行性,甚至有不小的吸引力,但它却同时要求完成四个方面的技术任务,还需要将它们整合在一起。为了制造МГ-19空天飞机,必须要研制出核动力超音速飞机、研制出低温推进剂基础上的超高音速飞机、航空—航天运载器以及核火箭发动机,除此之外还需要有统一的复合结构。而“暴风雪”号方案(就是我们今天看到的那个)只需要解决其中一个任务即可取得成果。“一切从实用性出发”,这或许从一开始就已经决定了МГ-19空天飞机方案的结局......
​ МГ-19核动力空天飞机的数据一览:
1.基本描述——设计:米亚西舍夫设计局;名称:М-19;状况:1974-1980年项目;类型:航空—航天飞机;机组人数:3-7人。
2.几何及质量特征——长(除去尾部整流罩):69米;翼展:50米;高:15.2米;支承系统面积:1000平方米l;货舱(注,货舱长度数据及其单位似有错误,按容积反推回来后应为20米,但这里暂且保留俄语原文数据):长度15.2米、宽4米、高4米、容积320立方米;纵向轴距:41.2米;起落架轮距:20米;起飞重量:500吨;可输出载荷重量:最大40吨;结构重量:125吨;燃料(液氢)重量:220吨。
3.动力装置——发动机数量:10;发动机类型:组合式喷气发动机装置(加力燃烧室式内外涵涡轮喷气发动机+高超声速冲压式空气喷气发动机)外加液体火箭发动机(核火箭发动机);喷气发动机装置推力:10X25000千克力;核火箭发动机推力:1X320000千克力。
4.飞行技术特征——基准轨道高度:185公里;由轨道降下时的横向(机动)距离:4500公里;起飞滑跑距离:2000米;着陆滑跑距离:3750米;要求的起飞着陆跑道距离:4000米。
1978年,米亚西舍夫病逝于莫斯科,МГ-19空天飞机项目失去了“主心骨”,并在缓慢继续了两年之后于1980年终止。而苏联的核火箭发动机研究,也在90年代解体后的经济混乱和对于原子能利用的诋毁中最终夭折(即使研制出了РД-0410这样的核火箭发动机也无力回天)。奇才的最终幻想尚未来得及进入人们的视野,便已成为历史中久远的过去。
МГ-19核动力空天飞机的结构模拟图。
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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:56 | 只看该作者
“暴风雪”航天飞机的应用——“红星战”计划


​​​编译:有坑必填小特务(KGB1986),以前在北朝论坛发过。
文字摘选编译自:http://www.buran.ru。技术描述上有错误请包含,我不是专业的,有些含义拿捏不准。
“暴风雪”航天飞机完成无人驾驶飞行,从大气层外返回后正在降落。
“暴风雪”航天飞机的应用
在由苏联国防部航天器总局下达,乌斯季诺夫在1976年11月7日(一说8日)节日气氛中批准的多次往返航天系统的战术——技术研制任务书中,从一开始就明确指出了制造“暴风雪”航天飞机的目的,其未来的作用是:
在加大太空空间军事目的运用的基础上,综合对抗潜在对手的各种措施。
完成有利于国防、国民经济和科学(研究)的专门任务
为保障大型空间系统的制造以及在其之上运用某类或新的物理概念武器,进行军事应用方面的研究和实验
将各类太空设备和物资带入轨道、对各类太空设备进行维护,以及将各类太空设备和物资回收到地面。往返运送航天员。
最初的计划中打算建造5架“暴风雪”航天飞机以满足每年进行30次飞行的要求。
1.空间战斗系统
60年代末-70年代初,美国率先开始进行太空空间军事运用(在太空空间中实施作战、或从太空中对地面实施作战)的可行性研究工作。作为应对,苏联方面通过了一系列专门的决议(苏联中央委员会和苏联部长会议关于太空空间军事运用可行性研究工作的首个决议出现在1976年),并将相关工作委托给了以“能源”科研生产联合体(译者注,НПО "Энергия")为主的项目合作组织。70年代-80年代,苏联方面进行了综合研究,以确定制造军用航天器的有效方法(要求这些军用航天器具备击毁(敌国的)军事用途太空设备、飞行中的战略弹道导弹、以及特别重要的海、空、地面目标的能力)。在这一时期,以同一结构为基础,研制出了两套空间战斗系统——"Скиф"激光战斗系统和"Каскад"火箭战斗系统(译者注,它们的主要区别就在于采用不同类型的武器,一个主要反卫星,一个主要反导,下文有叙述)。两者具有通用的辅助组件,均由17К ДОС轨道站的结构、辅助系统和(译者注,动力或电力)设备发展而来,但与原版不同的是,两者都使用了大容积的燃料罐以符合变轨的需要。
​"Скиф"激光战斗系统:1--仪器——燃料隔舱;2--(译者注,动力或电力)设备隔舱;3--系统所载的专用武器
​"Каскад"火箭战斗系统:1--基本隔舱,包括(译者注,动力或电力)设备隔舱和仪器——燃料隔舱;2--系统所载武器;3--自导火箭(见下图)
​自导火箭——拦截器
"Скиф"激光战斗系统和"Каскад"火箭战斗系统可由“暴风雪”航天飞机运入轨道(计划通过“质子”火箭发射,当时“质子”火箭还处于实验阶段),并借助“暴风雪”航天飞机上的加装设备完成燃料填充。进入长时间的在轨战斗值班后,战备维护则改由载人宇宙飞船来进行(2个宇航员,最多(到)7天),包括使用“联盟”宇宙飞船(联盟号本身也有一系列战斗型号,并且苏联宇航员配备有能使人麻痹的“бластер”(译者注,意为冲击波)激光**,早已不是秘密)。【2018年1月15日译者标注,后来查明这种激光枪主要是用来近距烧坏对方卫星、飞船上光电设备部件用的,就是大功率激光电筒的增强版】
较之于"Скиф"激光战斗系统,"Каскад"火箭战斗系统的质量更小,因此它可以装载更多的燃料。基于这种特点,形成了两种系统(组成一个作战体系)的“高低部署”计划:"Каскад"火箭战斗系统运行在低轨道上,"Скиф"激光战斗系统运行在中高轨道和地球同步轨道上。
为了摧毁处于被动段(译者注,弹道导弹的弹道分为主动段和被动段)的弹道导弹及其弹头部分,“能源”科研生产联合体为"Каскад"火箭战斗系统研制了天基火箭——拦截器(译者注,就是上面图中的那个)。以“能源”科研生产联合体的实践结果来看,它是体积最小,却拥有最强劲机动力的火箭。可以这样说,在数十公斤的发射重量下,这种火箭——拦截器的典型速度与当今搭载有效载荷(地球人造卫星)入轨的火箭的速度相当。它的高性能得益于一系列技术手段的采用,特别是当时苏联在仪表制造微型化方面所取得的最新科学技术成果。“能源”科研生产联合体的自主研究造就了独一无二的动力装置,运用了创新的非低温燃料和极其坚固的复合材料。
另一份资料说,"Каскад"火箭战斗系统的火箭——拦截器是由诺德尔曼设计局(译者注,Конструкторское Бюро Точного Машиностроения им.А.Э. Нудельмана,苏联著名的航炮和航天器射击武器设计局)根据“能源”科研生产联合体的订货研制的。为了在轨道上进行火箭——拦截器的实验,曾决定装备一批到“进步”货运飞船上。在1986-1988年的第一阶段,作为"Каскад"系统研制项目的一部分,曾计划5次发射配备有该型火箭——拦截器的“进步”货运飞船(能源”科研生产联合体的实验机械制造厂曾按照编号129、130、131、132、133制造出了这种改进型“进步”货运飞船),但后来火箭——拦截器的在轨实验却没有进行,这些飞船又被改回原样,用于执行单纯的货运任务,90年代初随着"Каскад"系统研制项目的取消而放弃。
"Скиф"战斗系统的激光设备主要由“天体物理”科研生产联合体(译者注,НПО "Астрофизика")——苏联在激光领域的领头机构研制。在“能源”科研生产联合体将"Скиф"系统研制项目的技术成果移交给“礼炮”设计局(译者注,КБ "Салют")后,新的集体在80年代初研制出了同名的(译者注,也叫"Скиф")天基重型战斗激光轨道站。1983年,安德烈波夫曾宣布:“苏联正在单方面停止天基防御系统的实验”,但随着美国公开“星球大战”计划,苏联方面又继续了"Скиф"系统的项目工作。1987年5月15日,“能源”火箭进行首次实验性升空,并将80吨重的"Скиф-ДМ" 激光站动力学样机送入太空....(译者注,就是你们熟知的“极地”号反卫星激光站。这次发射即是“极地”号激光站的第一次实验飞行,也是“能源”火箭的第一次发射,结果你们是知道的:尽管照评估,整个实验成功了80%,但最后功亏一篑,“极地”号因误差未能以正确姿态入轨,粉碎后坠入太平洋。整个过程在当时是保密的,苏联似乎只是宣布“能源”火箭发射成功了一个模拟载荷)
​赫鲁尼切夫工厂车间内的"Скиф-ДМ" 激光站技术样机,1988年
"Скиф-ДМ" 激光站的本体长37米,直径4.1米,重量达到80吨,大体上由两个基本舱室组成:较小的功能辅助舱和较大的专用模块。功能辅助舱是以“礼炮”设计局研制的20吨宇宙飞船稍作改进而来,几乎和“宇宙-929”、“宇宙-1267”、“宇宙-1443”、“宇宙-1668”飞船、“和平号”空间站的模块没有差别。功能辅助舱有运动控制系统、随航设备控制系统、温度监控系统、无线通信操纵系统、热力状态保障系统、动力(供电)系统、整流罩分离系统、天线装置和科学实验控制系统(译者注,如果发射成功,将在不同飞行阶段进行4次航天器应用实验和6次地球物理科学实验)。设置有密封的仪器装载隔舱,用于安放那些在真空状态下无法(持久)工作的仪器和系统。运动装置隔舱内安装有4台主发动机、20台姿态控制——稳定发动机、16台精确稳定发动机(姿态微调发动机)、还安装有(用于维护发动机的)气动液压系统的缸件、管道和阀门。在运动装置隔舱的外侧表面安装着呈折叠状态太阳能电池板,在入轨后才会展开。为了保护功能辅助舱免受气流冲击、投入了大量精力用于研制新型的大型端部整流罩,第一个端部整流罩(译者注,其实也是最后一个)是采用非金属材料——即碳纤维复合材料来制造的。
​可参照“极地”号的结构示意图(左下部分)来看这幅图,这不是所谓的近防机炮,而带有弹射靶的标靶系统。
​专用模块则是全新的设计和产品,不过依旧最大限度地利用了成熟的组件和技术。例如,所有隔舱的直径和结构均能通过赫鲁尼切夫工厂的现成技术设备实现,与火箭对接的组件、同火箭进行分离的系统使用的是“暴风雪”航天飞机上的技术成果(与“暴风雪”航天飞机通用)。

​为了摧毁地面目标,基于17К ДОС轨道站还研制出了专门的太空站,用于部署携带有弹道型或滑翔型战斗单元的全自动模块。其典型的作战模式为:在收到专门指令后,自动模块开始从太空站分离。随着最后一个模块依照指令进行脱离,(其余)所有的模块应当已在太空空间中占据必要位置。自动战斗模块的结构和主要系统采用了“暴风雪”航天飞机的技术成果——即以“暴风雪”航天飞机的第4型实验样机为蓝本(译者注,就是БОР-4,第4型无人驾驶火箭助推轨道飞行器。概略的说,“暴风雪”航天飞机总共有6型实验样机,航天飞机是以第5型样机发展而来,自动战斗模块以第4型发展而来。)
БОР-4的结构图——1980125日第一架进行亚轨道路径实验,以检测整体适用性。之后的数架主要用来进行的大气层往返实验,检验“暴风雪”航天飞机上所用的隔热瓦(也就是后才加装的隔热瓦)
​大气层往返实验前、回收中、回收后

​БОРа-5实验样机 (第505号)

2.“和平——暴风雪”战斗空间站
​ “和平2”号空间站示意图:80年代中期曾开始制造核心舱,原计划1996-2000年进行发射,逐渐取代老一代的“和平”号,拥有90吨重的太空船坞。
​ “和平”号空间站,1990年
1--核心舱;2--战斗单元控制中心;3--可多次使用的“黎明”(或“曙光”)宇宙飞船;4--带有对接系统的战斗空间站模块;5—战斗模块(以“暴风雪”航天飞机机身为蓝本)
​ 战斗模块正在脱离空间站驶向目标
​1--对接组件;2--机身前端;3--穿行隔舱;4--驾驶舱密封模块;5--(姿态)控制发动机的前端组件;6--机身中部;7--机身尾部;带有辐射换热器的有效载荷隔舱舱门
​“黎明”(或“曙光”)宇宙飞船
装载核弹、机翼折叠的战斗单元将紧凑布置在战斗突击模块的有效载荷隔舱内,依次安放在3到4个旋转弹射装置上。“暴风雪”航天飞机的有效载荷隔舱尺寸允许在每个旋转弹射装置上放置5个战斗单元,也就说一个战斗突击模块总共可携带15-20个战斗组件。每个战斗单元在下降至大气层中时,其可能进行的侧向机动(距离)至少为+/-1100…1500公里(译者注,大概是指测向机动距离在1100-1500公里范围),因此一个战斗突击模块可在极短的时间内使用自身搭载的20个机动战斗单元攻击3000公里范围内的一切地面有生目标。
С.亚力山大罗夫在自己的文章中是这样来描述战斗空间站的使用方式(出自《已变成盾牌的剑》(《Меч, ставший щитом》,"Техника-молодежи", N4'98)):
核心舱与“和平”号上的一样,旁边的那些模块也是如此(这已不是什么秘密,在(“和平”号的)“光谱”舱上就曾打算进行用于探测火箭发射的光学系统的实验),只不过战斗控制系统模块替代了天体物理“量子”舱(译者注,也是“和平”号上的一个舱体)。在“球形”穿行隔舱下多出了一个对接舱,用于接纳4个带有战斗单元的模块(以“暴风雪”航天飞机的机体为蓝本)。这还只是“出发阵地状态”。
在收到警报后,它们(译者注,指战斗突击模块)将脱离空间站并按照预先方案进入选定的工作轨道:这样做的目的在于——当控制中心一飞临目标上空,战斗单元就可以立即发起攻击。
“暴风雪”航天飞机的机体在这一方案中遵照“不让好事落空”的原则使用:联合动力装置的大载“油”量、出色的控制系统使得它可以主动进行轨道机动。在这样的条件下,装载于“集装箱”中的有效载荷——战斗单元可以规避开那些“好奇的眼光”,以及那些太空飞行中的“轻率因素”。
那么它的战略威慑意义又是什么呢——这样的武器系统可以进行定向的“外科手术”打击,哪怕是其它的一切都已经被毁灭了。它就和核潜艇一样,能够挺到(对方)第一轮齐射结束。
​ 有效载荷隔舱内一个弹射装置的典型工作流程
​ 战斗模块脱离空间站(仅模拟了一个弹射装置的工作)
​种蘑菇
在研制“暴风雪”航天飞机时,也曾计划直接将机动战斗单元运用于之上(而不仅仅是发展战斗突击模块),同样是在有效载荷隔舱中安装旋转弹射装置,攻击模式也类似。不过这种“暴风雪”航天飞机相对于战斗突击模块会多出一个机械手,用于回收已部署到舱外的机动战斗单元(译者注,形势紧张时进行部署,对峙结束后进行回收)。
​ 可回收机动战斗单元的“暴风雪”航天飞机
​ 典型攻击模式(仅模拟了一个弹射装置的工作)
“暴风雪”航天飞机作为天基对攻击武器载体,还有两种搭载方案:
1.使用Р-36орб (也称Р-36-О, ОР-36, 8К69орб)远程火箭的前端轨道部分(型号8Ф021)作为武器。这种战斗单元由外壳、带控制系统的仪器隔舱、制动发动机装置和一个500万吨当量热核战斗部组成。必须在150-180公里高度的低轨道上投放以保证自动惯性导航系统(配备有陀螺仪)对于地面目标的准确性——圆周公算偏差1000米。单个重量为1700公斤,“暴风雪”航天飞机在每次发射时可以携带16个此种战斗单元。
2.除了Р-36орб发展而来的战斗单元,苏联方面还为“暴风雪”航天飞机研制了专用的天基对地“流星”火箭(译者注,"Болид",也可称为“陨石”火箭)。"流星"火箭不是由 3М-45 (П-700)“花岗岩”反舰导弹(可携带50万吨当量的3М15核弹头)发展而来,就是以 3М-25 “陨石”巡航导弹为蓝本。在大气层以内,处于21公里以上高度时,它应该具有800公里的飞机距离。“流星”火箭是为实施精确打击,摧毁有防护目标(比如洲际导弹阵地的地下指挥所)而研制的,其反混凝土(反掩体)战斗部在引爆前可以深入地下30米。此外,为了隐藏“暴风雪”航天飞机所搭载武器的类型(译者注,也就是让敌人分不清是搭载的核武器还是常规武器),还专门研究过一些可用于“暴风雪”航天飞机的技术措施。
按照技术方案,“暴风雪”航天飞机也可以用于维护“Скиф-ДМ”激光站。
​ “花岗岩”反舰导弹
​3М-25 “陨石”巡航导弹
​“暴风雪”航天飞机与“Скиф-ДМ”激光站

(全文完)

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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:57 | 只看该作者
ГК-175“能源-2”多次使用航空航天系统


编译:有坑必填小特务(KGB1986)来源:www.buran.ruГК-175或曰“能源-2”多次使用航空航天系统
第一部分:概念
​多次使用型的火箭-太空运输系统在结构上与单次(使用的)火箭的区别就在于,它具有从轨道返航和进行轨道入轨所需的保障设备。“能源-暴风雪”系统在科研、工业-技术和试验上的巨大潜力为苏联新型多次使用航空航天系统的研制创造了客观前提。
以“能源-暴风雪”系统为基础的多次使用火箭-太空运输系统,其最初的完整方案是由下列概念构成:
由4个А组件构成的“能源”第一级,具有降落伞系统。А组件,在路径上工作满计划时间后,以并联组件形态(呈并联状态)从Ц组件(第二级)上脱离——过后一段时间,再由并联形态分离为相互独立的组件。在进入大气层时,组件首先启动制动格栅,然后启动预备格栅和主伞,在软着陆保障系统的支持下,以减震支架落地。之后组件在运输状态下,借助可移动装置从着陆区被运往预防检修-翻修区域。
不过由于最初方案中А组件的返回保障系统结构复杂,所以这一系统还不具备彻底的(完全的)多次使用性。于是后来出现了有翼面滑翔降落、使用“暴风雪”航天飞机跑道落地的方案。在新方案中,А组件的设计被重新审视,其直径变为和Ц组件一样:
研制与Ц组件同样规格的А组件不算是一项特别复杂的任务——只要解决第二级组件从轨道滑翔飞行返航的问题即可。在第一级组件的方案中也会采用类似的有翼面设计,考虑到飞行时的热状态控制,从而降低返航的难度。并且与Ц组件规格相同,有翼面的А组件可以不需要以前那种用在第二级组件上的隔热层。
该计划具有非常大的吸引力,然而计划最终能否实现还是取决于Ц组件的工作状况。所以苏联方面确定了以“能源”火箭芯级和“暴风雪”航天飞机为基础,先集中研究大尺寸有翼面第二级组件的方向,并将此作为提高组件多次使用性的过渡阶段。
就如同上面提到的那样,过渡阶段的航空航天系统借用的是“能源-暴风雪”系统的技术,由重新研制的多次使用航空航天器、地面的发射准备-发射执行设施及飞行控制设施组成——货运版本的运载器分为两级,第一级仍为4个不带翼面的А组件,第二级则打算采用还在研制的大尺寸有翼面第二级组件。
​(过渡阶段的)ГК-175多次使用航空航天系统,采用“普通”型的А组件(源自“能源”火箭)和有翼面的Ц组件相结合的方式运行(译者注,搭载的应该是一颗战斗卫星,并且Ц组件有效载荷隔舱可以缩短)
А组件上打算使用真空状态下推力达到850吨的发动机,以液氧、碳氢化合物为标准推进剂。第二级上打算使用真空状态下推力达到230吨的发动机,以液氧、液氢为标准推进剂。发动机源自“能源”火箭,经改进后,将具备一定的多次使用性,得到一定程度上的强化。此外还预计,对这些发动机的改进将会为有效载荷的提升提供余度。
设想的系统弹道入轨方式为:由地面发射——飞出大气层——第一级组件工作完毕后脱离,第一级组件在速压值降低到130公斤/平方米以下后降落——第二级在主发动机作用下进入110/200公里椭圆轨道——第二级在被动飞行40分钟后,进入圆形轨道。两级系统采用的弹道飞行方式和末段入轨方式能够发挥火箭-运载器的最佳性能,并可增加8%的有效载荷。
第二级在脱离轨道时,将使用辅助发动机装置产生的制动脉冲(70m/s)。在大气层段,制导降落和必要的机动将由空气动力部件(与“暴风雪”航天飞机上的空气动力部件类似)来实现。
正常情况下,第二级在轨道上卸载太空器后,将绕轨运行一圈,然后开始返航着陆。如果出现非标准飞行状况,那么第二级将延长在轨道上的飞行时间——绕轨运行两圈后,在备用机场着陆。
对于方案主要数据(这些数据适用于上述弹道方式)的分析表明:在第二级因装配空气动力着陆部件而最终质量加大,但同时又保有第一级的4个А“能源”组件的条件下,系统两级的质量最佳配置需要通过减少第二级的燃料携带量来达成——相比于原先“能源”火箭芯级的燃料携带量,减少到了220吨。并且还需要降低第二级所用发动机的总推力。由于有翼面第二级的发动机数量从4台减少到了3台,辅助发动机装置得以安装在第二级上,用于在入轨段进行支撑轨道入轨,进行其后的轨道脱离,飞行被动段的控制和稳定。燃料携带量的减少腾出了610立方米的空间,以用作有效载荷隔舱(“暴风雪”航天飞机的有效载荷隔舱为350立方米)。带有有效载荷隔舱的第二级本体在外形尺寸上和“能源”火箭芯级相同。为了使用现成的“能源-暴风雪”系统的生产-技术设备、试验基地和地面设施,在研制时,有翼面第二级的直径就和“能源”火箭芯级的直径保持了一致。为了实现第二级的飞行着陆,安装的是源自“暴风雪”航天飞机的空气动力部件:机翼、垂直尾翼、平衡襟翼、着陆装置、起落架、控制航空着陆装置的液压系统和设备。
由“能源”火箭第二级发展而来的多次使用组件——ГК-175系统的Ц组件。
​通过理论研究和试验研究(在中央空气流体力学研究院(ЦАГИ )进行了模型风洞试验)发现,第二级(长度60米,采用方案中设计的标准直径)在高超音速和跨音速飞行时,压力中心位移大,需要加装额外的装置(例如在第二级前端加装跨音速飞行条件下才被推出的水平翼和垂直翼)来保持均衡。不过在后续的相对长度研究和气动布局研究中又找到了出路,使第二级的均衡性达到了能够接受的程度,在所有飞行条件下都不再需要额外的装置。
带有随航设备的仪器舱位于第二级的前端,而氧化剂罐位于燃料罐下方——以维持前端重心。翼面的布局方式也考虑到了重心和平衡性的维持要求。
(最后)得到的第二级空气动力布局配置为:机翼面积296平方米;翼展26米;机翼后掠角45度;升力面单位荷重(译者注,就是翼载的意思)355公斤/平方米(暴风雪航天飞机的升力面单位荷重达到372公斤/平方米);高超音速飞行条件下迎角为18度时,升阻比为1.6,迎角为40度时,升阻比为1-1.22。跨音速飞行条件下的升阻比为2.5-5;着陆时速度为340公里/小时,侧向机动距离1250公里;着陆时的最高温度值:组件前端(机身前端)和机翼边缘-1500摄氏度,组件迎风面(机身迎风面)-1170摄氏度,组件背风面(机身背风面)-180-300摄氏度;着陆质量为100吨。
可活动的有效载荷隔舱位于第二级前部,有效载荷以共轴方式布置,通过托架连接在第二级本体上。为了满足第二级在降落段的空气动力要求,采取了改变Ц组件长度的关键办法。在入轨并卸载掉有效载荷后,有效载荷隔舱(整流罩)将收缩到氧化剂罐部分,随之第二级的长度也将由60米缩短到44米。
采取有效载荷隔舱(整流罩)收缩的方式可获得一系列益处:改善第二级的重心位置性能;在飞行中不再需要抛弃前端整流罩;能够让隔热物和防热包覆层在氧化剂罐部分得到使用。
卸载有效载荷时,第二级的前端将作为舱门打开并抬起90度(与第二级的中心轴线呈90度)。在有效载荷隔舱(整流罩)向氧化剂罐部分收缩的同时,舱内的有效载荷将被推出。
为保护第二级的迎风面(机身迎风面),打算采取两种防热措施:第一种为不可烧蚀的多次使用包覆层,第二种为主动冷却系统。
不可烧蚀的多次使用包覆层由两层构成——上层(外层)为不可烧蚀温度层,主要材料为带有保护包覆物(以热塑性玻璃为基础材料)的碳化玻璃钢。下层(内层)称为绝热层,主要材料为半硬纤维塑料(由氧化硅织物衬里的耐高温材料组成)。
主动冷却系统为多层配置——除了不可烧蚀温度层和绝热层(译者注,就是上段内容描述的东西),还包括带主动系统的下层(内层)——主动系统会随着巨大的内效应进行分解,并保证长时间受热条件下的散热达到所要求的程度。防热层将借助机械安装到第二级壳体上。
第二级背风面(机身背风面)的防热材料打算采用ТЭМП-1半硬纤维塑料。
在有效载荷隔舱前端,机翼前边缘和垂直尾翼前边缘打算安装碳-碳复合材料构件。
辅助发动机装置打算使用12台小推力液体燃料发动机,以液氧-煤油组分为燃料,液氧取自第二级的主要燃料罐。
在标准条件下的主动飞行段,多次使用系统应依照优先级完成下列任务:
——进入计算的轨道,完成整个发射计划。
——进入“单圈”轨道分离有效载荷,之后返回发射区域内的着陆设施。
——在速压值为1-3公斤/平方米、纵向载荷因数为0.3-0.4(考虑到第二级发动机的深度节流(能力)和之后返航的需要而得出)的条件下,第二级在“单圈”飞行中卸载有效载荷。
在非标准飞行条件下,系统的运作将与载人的“暴风雪”航天飞机有所不同——基于众所周知的原因,不会让系统选择位于飞行路线上的众多迫降机场进行着陆,而是打算以尽量减少损失为原则,研制紧急着陆系统。不过在系统的高度可靠性之下,这种情况将会是小概率事件。
此后利用数学仿真方法和空气动力学数据库,模拟了第二级在安-225飞机上的水平飞行试验,模拟了第二级被抬升至7-8公里高度并被投放进行独立飞行的试验。研究了第二级与(安-225)飞机进行连接飞行时的空气动力学特征、第二级与(安-225)飞机分离的过程以及此过程中各个部件的相互影响、第二级在标准下滑航迹条件下的着陆。模拟试验的结果明确了第二级上机进行试验的各种条件,以及对于协调控制系统的要求。
总之,通过一系列对于“能源-暴风雪”系统的试验工作,多次使用系统的完全实现已经具备基础。

第二部分:设计研究
在设计工作的初步阶段,曾对比过三种不同类型的 Ц组件空气动力布局:第一种与“暴风雪”航天飞机相同,外翼面积180平方米;第二种在外形上与“暴风雪”航天飞机类似,外翼面积250平方米;第三种为60度大后掠角设计,外翼面积300平方米,并带有边条。这些布局在高超音速和达到4马赫超音速条件下的空气动力学特征通过“高空”应用程序包(此应用程序包由“能源”科研生产联合体研制)的“能源-2”程序模块来计算确定,在4-4.1马赫适中速度条件下的空气动力学特征则通过“罗盘”程序包(此程序包由中央空气流体力学研究院研制)来计算确定。
在初步阶段,另外一项主要工作是研究制造高性能无缺陷“板状”技术防热层(译者注,应该就是隔热瓦)的可能性——其所需的劳动量和造价将不亚于制造“暴风雪”航天飞机防热层和美国航天飞机防热层的成本。为了拓展可用防热材料的种类,在设置降落段运动条件时,对第二级本体“圆柱”部分的温度值做了限制——不高于1170摄氏度。
并行的设计工作表明,返回组件(第二级)连同航空着陆装置的重量其实和“暴风雪”航天飞机的重量差不多。在寻找合理气动布局的过程中发现,要维持和保证设定的温度状况、侧向机动、下滑航迹和降落时的着陆速度,将外翼面积保持在近似“暴风雪”航天飞机外翼的程度上即可。
出于上述理由,在接下来的Ц组件外形优化中也秉持了最大化利用“暴风雪”航天飞机航空装置的原则,这其中包括外翼、升降副翼、垂直安定面及其它部件。
然而在后续的计算和试验中发现,按设定的重心,(完全长度之下的)第二级实际上无法在高超音速和跨音速飞行条件下以及着陆时维持纵向通道内的均衡状况。于是得出了必须减少第二级长宽比和提升襟翼效能的结论。另外,在第二级以完全长度进行超音速飞行时,其航向稳定性的问题实际上也是无法得到解决的,问题的出路还是在于减少长宽比。可改变长度的第二级,其在入轨段时的长宽比为7.6,而当其从轨道脱离并进行收缩后,长宽比将变为5.7,相应的空气动力问题也就得到了解决。
之后针对(设计上)所采用的布局,中央空气流体力学研究院内进行了0.6-10马赫条件下的1:200模型风洞试验和0.4-4马赫条件下的1:50模型风洞试验。全面研究了控制装置(升降副翼、襟翼、垂直安定面和阻力板)的效能。得到的结果是:在纵向通道内、在所运用的迎角下及整个马赫数范围内,(设计上)所采用布局的升力、空气动力性能和力矩特性满足对于稳定性和操控性的要求。在临近着陆或着陆条件下,其力矩特性按迎角呈线性,其控制装置的效能不亚于“暴风雪”航天飞机上的同类装置,(经过进一步经过改进的)襟翼的效能甚至还高出1.5-2倍。带有阻力板的小后掠角垂直尾翼(规格与“暴风雪”航天飞机的垂尾相同)保证了组件(机身)在倾斜条件下和侧向通道内的空气动力性能,不过方向舵和阻力板的效能不及“暴风雪”航天飞机上的同类装置。
设计研究的最终结果表明,带有外翼、垂直尾翼、空气动力控制装置(除了襟翼,均源自“暴风雪”航天飞机)、可改变长度的第二级的性能,在脱离轨道后返回的任何阶段,包括着陆阶段,均能满足对于路径、稳定性和操控性的要求。第二级在热负荷条件下的表现将不亚于“暴风雪”航天飞机,并且相比于“暴风雪”航天飞机,其防热措施所占的比重还更少。在起飞质量为2300吨的条件下,运载器(第二级为有翼面的Ц组件)的有效载荷质量大约将是“暴风雪”航天飞机系统和美国航天飞机系统有效载荷质量的1.5倍,且发射后不会在轨道上留下任何太空垃圾。
至此,实现多次使用型系统的第一步已经完成,剩下的就是第二步——研制更加有效的А组件了。

第三部分:有翼面返回式助推级、后续
随着“能源-M”火箭的出现,研制有翼面А组件的想法也开始“浮出水面”——计划研制一种即能用于“能源”火箭之上,也适用于“能源-M”火箭的通用型有翼面返回式助推级。
​随后进行了一系列研究以确定制造多次使用型А组件的可能性——其中主要的工作是对于А组件升力面的分析——升力面的作用是保证А组件在大气层中“如飞机一般”飞行和返回着陆。对比了不同类型的升力面:从格栅到大翼面再到小展弦比,最后的结论是大展弦比折叠翼和折叠尾翼最符合计划的需要。采用大展弦比折叠翼和折叠尾翼,一方面是为了让А组件在“组合”工作条件下(译者注,即第一级和第二级未分离,作为一个运载器整体工作的情况下)的性能不会受到影响,另一方面又是为了保证亚音速飞行条件下折叠翼完全展开后的高升阻比(达到17-19)和组件不使用机翼副翼-增升装置条件下着陆时的高承载能力。
​ГК-175系统的有翼面第一级——多次使用型的А组件。图中标明了折叠翼和折叠尾翼的展开方式和方向,前端安装有空气喷气发动机
按照计划,新的А组件将是张臂式上单翼机,其具有下列特点:机翼中翼绕轴旋转时的外廊尺寸不超过6米(受限于А组件作为运载器组成部分的配置条件);V形尾翼(可)顺着机身中轴线折叠,借助锁扣装置固定在中翼上方;起落架主支柱(可)折叠在机身整流罩内;用于调整姿态和制动的空气喷气发动机安装在机身前端(另一个方案是在组件质心处的挂架上安装空气喷气发动机),处于专用整流罩内部(译者注,就只有两张图中有这个东西),采用正面进气道进气,两侧喷气的方式工作(译者注,通过控制两边的喷射流量来控制姿态); 空气喷气发动机的煤油燃料罐也安装在机身前部;在展开状态下,机翼展弦比为15,渐缩比(根梢比)为1.5。在机翼布局中采用了高承载翼型,相对厚度17%。为了减少机翼根部截面的弯曲矩——即增加机翼的有效载荷,采用了根部截面几何扭转的方法,扭转角为6度。在升力系数0.7,马赫数0.25的条件下,可达到最大的升阻比值。
此外,还使用REBWJN程序对А组件机翼和垂直尾翼进行了优化。同时,对机翼和垂直尾翼上所使用的两种基本复合材料也做了研究:
—— 一种是基于КМУ-8碳纤维的复合材料,它用于制造А组件的翼肋、(机翼)大梁和预制板件
——另一种是01450铝锂合金,它用于制造翼盒的主要部件
通过研究发现,如使用КМУ-8复合材料制造垂直尾翼,可使垂尾的结构质量减少16%。
设想图——有翼面А组件从Ц组件分离后正在展开。
​有翼面А组件飞行返回发射场地——是复杂的技术课题,因为在与Ц组件分离后,А组件的弹道飞行距离将达到300公里,飞行高度将在80公里以上,并且只能在Ц组件进入大气稠密层后(高度低于30公里)才可以实施对于飞行路径的控制。为了解决这一课题,制定了如下方案:
——在进入大气稠密层的第一阶段采用小航迹倾角(小弹道倾角)飞行,以使航迹(弹道)更加“缓和”。(如果在此阶段采用25-30度的航迹倾角(弹道倾角),会造成大速压值)
——第二阶段,在“承受”了速压值峰值后,采用大倾角和大升力角,迅速转向发射场地。
——第三阶段,借助高升阻比,以亚音速飞行返回发射场地。
该方案也可以(在宏观上)划分为:
——高空飞行段,高度在50公里以上,存在微小空气动力
——转向段,组件在转向发射场地的同时,其飞行速度和飞行高度大幅降低
——降落段,以低马赫数在发射场地进行着陆
图中右下的手写内容为:H=高度,单位公里;V=速度,单位米/秒。黑框内的文字内容为:1.着陆质量68吨,其中航空系统17吨;2.亚音速飞行条件下的最大升阻比:18;3.与发射点的最大距离(也就是组件的最大飞行距离):320公里。上方图示中的内容为:А组件与Ц组件分离时,高度=54公里,速度=1630米/秒;А组件的最大(飞行)高度=75公里;А组件机翼展开后,飞行高度=15公里时,速度=250米/秒;А组件着陆时高度=0公里,速度=83米/秒(300公里/小时)。
​在研制ГК-175系统有翼面返回式助推级的同时,制定了改进РД-170 和РД-0120发动机的计划:首先是提高它们的可靠性,然后是增加推力和改善其单位特性。不过在初步工作中发现,РД-170发动机虽具有改进潜力,但这个潜力并不会带来实质上的改变:性能提升不会超过1-2%。于是另外的改进方案被提出——只对发动机部分关键结构进行优化。后来经过一定改进的РД-170发动机得到了新名称——14Д20。对РД-0120液氢发动机则进行了阶段性改进,通过加工提高了它的使用寿命,使其能够符合Ц组件的多次使用要求。在没有采用特殊加工方法的情况下,发动机强化率达到了11%,加装了伸缩喷嘴以提升真空条件下的单位推力。改进后的РД-0120发动机被称为14Д12。
当ГК-175系统使用14Д20和14Д12发动机时,可将40吨的有效载荷送入支撑轨道,其控制系统打算直接使用“暴风雪”航天飞机的控制系统,只不过程序软件将会是重新研制的。
最终,ГК-175系统的(整套)设计方案由设计师集体——В.Н.Лакеев、В.П.Клиппа、А.Н.Бабинцев、 Ю.А.Михеев、И.И.Иванов、А.Г.Решетин等人制定了出来。
(全文完)


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9#
 楼主| 发表于 2018-7-4 21:58 | 只看该作者
伟大梦想的钢铁坟墓2--与苏联一同沉睡“能源-М”火箭
俄文原文作者:vsegda_tvoj(已经正式改名RALPHMIREBS了)
翻译:KGB1986
译者的话:不得不说俄罗斯的这个vsegda_tvoj真是给力,在2015年6月2日探访了“能源--暴风雪”航天飞所在的厂房后,不到一个月在拜科努尔又获准见到了“能源-М”火箭,也就是本来该替代“质子”火箭的东西。
上世纪70年代末,在超重型Н1火箭(译者注,英文是N1,我用的俄文)的项目下马后,苏联开始研制另一种名为能源的超重型火箭。它的首次发射是在1987年,而1988年它将暴风雪航天飞机送入了太空轨道。当这种火箭使用4个助推级时,能够将100吨的载荷送入轨道。上世纪80年代末,在能源火箭的基础上设计出了一系列推力各不相同的火箭,包括能源-М”能源-2”以及祝融星火箭(译者注,祝融星火箭其实就是8个助推级的能源火箭,能够将200吨的载荷送入低轨道,还可以扔东西去月球和火星),其中只有能源-М”从图纸设计变为了实物。

能源-М”火箭在设计上所使用的发射架成套设备与能源火箭是兼容的,为了验证这种技术上的通用性(当然也为了进行其它各种各样的测试),在专用建筑中组装和安放了全尺寸技术模型,它十分高大,并且安装有芯级火箭发动机。19911225日(译者注,苏联于同一天解体,泪目),这个技术模型被推上过发射台,然而两天后又被推回了动力学试验台所在的专用建筑。之后随着滑动门的关闭,火箭的研制工作也终结了。

​从那一刻算起,近乎四分之一个世纪已过去,而技术模型仍和以前一样,沉睡于其中。有170米高的动力学试验楼,是拜科努尔航天发射场上最高的建筑,这荒原上高耸的白色塔楼,给人留下了无法磨灭的印象。


时钟已不再走动,窗户上的玻璃也已碎去,里面充斥着杂乱与荒废的景象,不过技术模型这么年以来实际上没有什么变化。

​“能源-М”火箭是作为质子运载火箭(它使用的燃料是)的替代品而研制的,它的运载能力是质子火箭的1.5倍。按照设计,能够将达到35吨的有效载荷送入近地轨道,能够将达到6.5吨的有效载荷送入地球同步轨道,还可以将12吨的载荷送上月球轨道。

​“能源-М”火箭的芯级由燃料罐组成,并且分为四个舱体--转换舱(有效载荷舱)、罐间舱,尾舱和发动机舱。在最上部的转换舱处装有整流罩(起一个加强作用),在罐间舱内放置有控制装置和遥测装置。芯级连同整流罩在内高50.5米,直径为7.7米。

​“能源-М”芯级的火箭发动机是一台使用液氢液氧的РД-0120,真空推力190吨,大气推力147.6吨。安装在技术模型上的这台РД-0120发动机,编号为N5251231155(这台发动机也有可能是模型)

​运载火箭放置在“Я”形的发射--对接装置上(译者注,就是火箭下面那个白色的支撑板,两边的开槽类似俄文字母Я)。这个装置起的是下部强力支撑板的作用,并且固定着(两个)助推级。通过这种方法,火箭在运输--安装设备上的移动和在发射台上的垂直起竖就得到了保证。这个装置也有着保护作用,它在火箭发射时能够避免主发动机的喷流逆过来对火箭本身造成不利影响。氢、氧、煤油、氦、氮气、氟利昂、转向传动装置油和压缩空气都是借助发射--对接装置加注。

​ 几张台架--场地和吊车的照片。

​在台架(试验楼)的顶部可以见到绝佳的景色--荒原和邻近的发射场。其中最近的这个就是当年暴风雪航天飞机起飞的地方,在(航天飞机)之前它也用于苏联的登月计划。它的后面,还能够看到另一个发射场的塔架,那就是能源-М”本该升起的地方。

​转过头来的话,可以看到装配-试验综合体。在它的入口处停放着两套运输--安装设备,也就是运输能源-暴风雪能源-М”火箭的专用铁路平车。

​再放一张不错的装配维护综合体全景,它的内部存放着航天飞机。
90年代中期,能源-М”火箭的研制方能源集团输掉了新型重型运载火箭的国家竞标,把优势让给了赫鲁尼切夫集团和它的安加拉火箭,不过这又是另外一段历史了。(全文完)


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 楼主| 发表于 2018-7-4 21:59 | 只看该作者
译文:能源集团对于“和平”号的介绍
​​“和平”号空间站
翻译:KGB1986  未经译者授权禁止任何形式转载,复制或抄袭内容数据

1976年,“能源”科研生产联合体提出了建造ДОС-7ДОС-8改进型长期轨道站(即后来12701舱、12801舱)的技术建议。在技术建议书中,空间站的系统有了实质性更新,如采用站载数字式计算综合设备基础上的控制系统、过度舱上具有2个侧面对接件用于连接“联盟”火箭携带而来的科研舱等等。通用机械制造部科学技术委员会对这一技术建议进行了考评,认为新空间站方案具有创新性,但同时提出了针对侧面对接件的不同意见。之后,“能源”科研生产联合体继续进行新空间站的相关工作,并在1978年8月出具了初步方案。初步方案中的新空间站继承有来自“礼炮”号的系统,但同时规划了4个侧面对接件,用于连接“联盟”火箭基础上的其它舱体。1979年2月,关于开展新一代空间站建设工作的决议被通过,确定了以“能源”科研生产联合体为牵头单位,20个部门100多个企业参与的协作原则,涉及到基础舱、站载设备、科研设备和地面设备设计制造的各个方面,并要求在相当短的时期内完成配套产品的设计、加工与交货。
起初,基础舱设计文件的编制工作,除开借用自“礼炮”设计局的现成密封舱文件,本打算交由“能源”科研生产联合体的第2设计部门来完成。然而1979年底,由于课题单位负担过重,“能源”科研生产联合体内部出现了意外的复杂情况,企业结构改革背景下运作的那些设计单位,如研制“礼炮-7”号空间站系列专用舱的单位、准备空间站本身的单位、改进“联盟-Т”载人飞船的单位、准备“进步”货运飞船的单位和实施“能源”运载火箭工作的单位首当其冲受到了影响。于是和以前空间站设计时一样,关于联合(吸纳)“礼炮”设计局以进行“和平”号基础舱设计文件出版工作的问题被提出,最后这项建议被采纳。
在工作过程中,空间站方案不断地明确起来。采取了旨在扩大空间站任务性和简化部分协作难题的新办法。“氩-20”(аргон-20)站载数字式计算机换为了“氩-16”(аргон-16)和“礼炮-5Б”(Салют-5Б)基础上的双机式站载数字计算综合设备。空间站系统获得了改进:站载数字式计算机基础上的控制系统大大地扩展了空间站的能力,并且允许从地面进行重新编程;新的“航向”(Курс)接近系统不要求空间站在被接近时进行转向;供电系统具有了实质性的增大功率且实现了窄波长范围电压等级调节;新安装的“空气”(Воздух)二氧化碳气体吸收再生系统和用于供氧的“电子”(Электрон)电解水系统取代了笨重的大气空气再生器;站载设备的控制系统使用了数字式计算机外加现代化的控制算法。采用了带有强方向性天线的“天蝎座α”(Антарес)无线电系统以通过卫星--中继站进行通讯。
“能源”科研生产联合体和“礼炮”设计局内的工作继续进行。尽管方案发生了不小变动,与“礼炮”设计局联合出具的“和平”号基础舱设计文件还是在1982-1983年按时地移交给了赫鲁尼切夫机械制造厂和电机制造厂。
不过1984年初,科技技术委员会内的情况出现了反复,使得空间站项目的工作实际陷入了停顿,当时通用机械制造部的全部资源都投入到了“暴风雪”航天飞机项目上。但事情在同年春天又突然反转,В.П.格卢什科(В.П.Глушко,“能源”科研生产联合体总师、总设计师委员会主席)与Ю.П.西蒙诺夫(Ю.П.Семенов,“能源”科研生产联合体副总师、宇宙飞船及空间站总设计师)在某天清晨收到通知前往苏共中央书记Г.В.罗曼诺夫(Г.В.Романов)处,接到了要尽快在苏共27大前完成空间站工作的任务。
安装有卫星--中继站通讯天线系统、大面积太阳能电池和6个对接件的“和平”号空间站基础舱:1.接近系统天线;2.红色侧舷灯;3. 指挥(操纵)无线电线路天线;4.左侧太阳能电池板;5.对接标靶;6.扶手;7.舷窗;8.轴向对接件;9.机械臂槽;10.侧面对接件;11.接近系统天线;12.过渡舱;13.工作舱;14.设备舱;15.绿色侧舷灯;16.右侧太阳能电池板;17.接近系统天线;18.强方向性通讯天线;19.机动发动机;20.对接标靶;21.轴向对接件;22.过渡室;23.光学传感器;24.定向发动机;25.无线电通讯天线;26.扶手;27.舷窗;28.光学定向仪器;29.无线电遥测天线。【1】
于是正式产品的准备工作在“能源”生产联合体和“礼炮”设计局内同时展开。这一过程中,“能源”科研生产联合体决定利用37КЭ舱体的结构衍生出系列舱体(37КЭ舱体原计划与“礼炮-7”号空间站对接)并计划使用“质子”火箭发射入轨:即37КД补充装备舱方案、37КТ工艺领域科研舱方案、37КП地球资源研究与军事应用任务舱方案及37КГ货物舱方案。然而就“质子”火箭的运载能力和有效载荷量而言,这些舱体的效用性总得来说并不是太高:舱体入轨需要使用质量10吨左右的功能货运组件(助推舱体入轨的飞船)来保障,而就算采用另一种方式,即在舱体设备舱室基础上制造输送舱室(使舱体能够独立机动入轨),新增质量也会达到5吨左右。
“能源”科研生产联合体将上述方案提交给了通用机械制造部,“礼炮”设计局则提出了另一种“只供二者选其一的意见:使用ТКС飞船作为科研舱体。按照“能源”科研生产联合体领导层(В.П.格卢什科、Ю.П.西蒙诺夫)的看法,该提议是不恰当的,因为ТКС飞船结构复杂,制造费力。出现了对于这些ТКС舱体能否在空间站按计划发射前就制造完毕的巨大疑问。后来的事实证明,它们不仅没能赶上空间站的头一年飞行期(即原计划),它们的制造周期还延长了多年(这四个舱体中的第三个“光谱”(Спектр)舱在“和平”号飞行的第九年才发射升空)。这使得空间站能力的完全发挥受到了限制。
通用机械制造部科学技术委员会出于利用“钻石”(Алмаз)空间站现成半制品的考虑,支持了“礼炮”设计局的提议,从而启动了科研舱的相关工作。“和平”号空间站项目引入了新的舱体方案:即77КСД补充装备舱、77КСТ技术操作舱、用于执行“南极座”(Октант)计划--出于国防目的研究地球表面光谱特性的77КСО舱及77КСИ地球资源科研舱。这些舱体之后被分别命名为“量子-2”舱(Квант-2)、“晶体”舱(Кристалл)、“光谱”舱(Спектр和“自然”舱(Природа)。37КЭ舱体在“和平”号空间站项目中的作用被重新定义,并在后来成为了新空间站的首个科研舱体(即“量子”(Квант)舱)。不过所有人的主要精力仍集中在基础舱的准备工作上。
“量子”(Квант)舱技术模型样机,作者2016年9月底摄于莫斯科附近的加加林宇航员训练基地。
为了有效地解决空间站项目中出现的问题,组建了跨部门工作组,每月不少于两次对配套零部件的及时交付保障情况进行研究分析,同时还成立了工作--技术管理机构,每周制定和作出技术决策。在上述措施的推动下,1984年时已经完成了用于统计测试的模型样机,在这些统计测试结束后,它的外壳又被用于制造了另外2个试验用模型样机。1984年8月,安装有各系统外形尺寸--质量模型的全尺寸产品被制造出来,并被移交给中央机器制造科学研究所(ЦНИИМАШ)进行动态试验。
“和平”号空间站技术模型样机,作者2016年9月底摄于莫斯科附近的加加林宇航员训练基地。
不过在出具站载电缆网的设计文件时,项目遭遇了严重问题:电缆的质量相较于原先方案文件中的设想,超出了近1吨。因此不得不在产品已经进入组装阶段后还采取调整措施,这实际上加大了工作的复杂程度。由于未能及时发现问题,第171设计室主任Л.Г.戈尔什科夫(Л.Г.Горшков)被暂时解除了职务。为了恢复舱体的质量平衡,采取了拆除部分设备的基本办法,这些设备在后来通过货运飞船才运输至空间站。
与“礼炮-5Б”(Салют-5Б)数字式计算机相配套的控制系统软件的延迟,使得空间站工作的难度也大为加强。最后采取的解决办法是:在空间站飞行的初期先使用“氩”(Аргон)站载数字式计算机来控制回路,之后再在飞行过程中根据软件的开发程度向空间站运送“礼炮-5Б”(Салют-5Б)数字式计算机。
1985年12月,装配了用于进行基础舱站载系统优化和电气试验的综合模拟器(试验台--样机),并移交给电机厂替换旧设备。此前该综合模拟器(试验台--样机)于1985年3月在地面试验设备安装调试后启动(这也是首次采用这类设备),它是按照正式图纸实现的全尺寸产品,在其之上完成了对系统图全部错误的发现和纠正。
“和平”号空间站的正式部件组装完毕后于1985年4月直接运往拜科努尔试验场地,在历史上首次省略了航天器电机厂检查--试验站上的查验过程,这个大胆创新行为能够出现,得益于“能源”科研生产联合体综合模拟器(试验台--样机)相关工作、空间站试验场技术工作及莫斯科拜科努尔之间协调联络工作的良好组织
“和平”号空间站的基础舱于1985年5月6日运达试验场,但由于装配--试验大楼尚未准备就绪(尘埃量超出允许范围),与之相关的工作直到5月12日才开始实施。在地面试验设备准备完毕,气压试验室内的真空试验结束后,舱体于1985年5月26日被放置上了装配台。
为了对照综合模拟器(试验台--样机)站载系统电气试验的结果及时进行正式产品的补充加工,组织了定期联络工作。最开始通过联络员,后来又通过传真电报传输修改文件(这些