ЛЕГКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «АДЛЕР». LIGHT CARRIER ROCKET » ADLER»


ЛЕГКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «АДЛЕР»
LIGHT CARRIER ROCKET «ADLER»

07.05.2020
ФОТОРЕПОРТАЖ: ПРОЕКТ РАКЕТЫ- НОСИТЕЛЯ «АДЛЕР» НА МАКС-2019

На Международном авиационно-космическом салоне МАКС-2019 в Жуковском «Национальная космическая компания» и «Лин Индастриал» представили проект сверхлегкой ракеты- носителя (РН) «Адлер», были показаны рекламные материалы и модель РН. Как стало известно, ООО «Лин Индастриал» и «Национальная космическая компания» создают легкую ракету-носитель« Адлер», в настоящее проект получил развитие и получил новое название «Сибирь». Первый запуск этой ракеты-носителя запланирован на 2022 год.
В рекламе было отмечено для чего создается проект новой РН:
• сверхлегкая ракета для вывода спутников на орбиту
• снижение стоимости выведения на низкую околоземную орбиту
• оперативность и удобство запусков
• оптимальные технологические решения
На самом деле обратить внимание на этот проект на МАКС-2019 было не так просто. Во первых, площадь экспозиции компаний была небольшой, и при работе на выставке на нее можно было просто не обратить внимания и проскочить.
Второе, это то, что внешний вид новой РН не очень сильно отличался от хорошо известных и долго эксплуатируемых Минобороны СССР и РФ РН легкого класса типа 11К68 «Циклон-2» и 11К69 «Циклон-3», созданных на базе МБР Р-36 (8К67). Признаком для таких подозрений были рулевые двигатели первой ступени, обратить внимание на число сопел основного двигателя просто времени не было. Но их на «Циклонах» по шесть, на «Адлере» — 4. С другой стороны, обтекатель полезной нагрузки был похож на другую легкую РН РС-20К «Днепр», которая так же стала развитием другой МБР — Р-36М.
Но на этих ракетах-носителях, как наследницах боевых ракет, применяется токсичное и вредное для экологии топливо — несимметриичный диметилгидразиин (НДМГ, «гептиил») и азотный тетраоксид ( АТ, «амил»).
А в проекте РН «Адлер» предусмотрено использование хорошо себя зарекомендовавшего ЖРД типа Р-108, который работает на кислороде и керосине. Как известно на первых модификациях этого двигателя летала еще знаменитая «семерка» (Р-7) С.П.Королева. Тут надежность просто фантастическая… И по этому у РН «Адлер», или как его теперь называют «Сибирь», есть определенные перспективы.
Но, пока это только проект, как он будет реализовываться, покажет время.
ВТС «БАСТИОН», 07.05.2020

ПРОЕКТ РАКЕТЫ- НОСИТЕЛЯ «АДЛЕР» НА МАКС-2019
ЛЕГКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СИБИРЬ»
14-Й МЕЖДУНАРОДНЫЙ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЙ САЛОН МАКС-2019


ЛЕГКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «АДЛЕР»

Проект разработан ООО «Лин Индастриал». Он направлен на снижение стоимости выведения микро- и наноспутников на низкую околоземную орбиту.
Проект создания двухступенчатой ракеты-носителя (РН) космического назначения легкого класса «Адлер» с полезной нагрузкой (ПН) до 700 кг (вариант № 2 до 1000 кг) на экологически безопасных топливных компонентах получил положительную оценку экспертов кластера космических технологий и телекоммуникаций фонда «Сколково».
При создании РН предполагается использовать простые технологические решения, оптимизированные по стоимости.
Проект решает проблему снижения стоимости выведения в космос малого КА путем создания новой легкой РН с использованием серийного ракетного двигателя на первой ступени и маршевой камеры от двигателя такого же типа на второй ступени, а также простых технологических решений — например, таких, как сборка носителя на гражданском промышленном предприятии.

РН «Адлер» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.
Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего — газифицированным азотом.
Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6. Межбаковый и хвостовой отсек — конические. В хвостовом отсеке установлен маршевый ЖРД, созданный на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания, рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково». Использования данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.
Управление по каналам курса, крена и тангажа осуществляется за счет использования четырех рулевых сопел на газе наддува.
Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов.

Главные особенности подхода к проектированию:
1. Мы широко используем уже проработанные технологические решения — находящиеся в данный момент в производстве ракетный двигатель для первой ступени и отработанную камеру сгорания в качестве основы для двигателя второй ступени. На первой ступени используется РД-108А (который также применяется на центральном блоке РН «Союз»).

На второй ступени — двигатель на основе одной камеры сгорания РД-108А и углепластикового соплового насадка.
2. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания. Рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково».
3. В РН используются простые в технологическом плане конструкционные решения.

Например, прорабатывается возможность изготовления топливных баков ракеты на гражданском промышленном предприятии, не предназначенном для производства космической техники.

Проведены предварительные переговоры с руководством завода ОАО «Калибровский завод», согласие завода получено.
4. В основе проекта — оптимизация по критерию стоимости пуска (и окупаемости РН), а не по увеличению доли полезной нагрузки.

Учитывая то, что процент стоимости топлива относительно стоимости всей ракеты крайне низок (порядка 4-5%), предлагается создать ракету, в которой надежность достигается не усложнением конструкции — использованием дополнительных ступеней и разгонных блоков, а ее упрощением — сокращением количества ступеней до двух и незначительным увеличением массы топлива.
Одна из составляющих инновационного подхода — создание РН, которую можно использовать многократно.
В будущем возможна организация спасения первой ступени или двигательной установки первой ступени:
1-й этап. В ракету заложены решения, которые позволят в дальнейшем реализовать многоразовость:
• облегчение конструкции первой ступени РН;
• элементы конструкции первой ступени могут использоваться в качестве элементов системы спасения — в конструкции переходного отсека РН предусмотрены четыре открывающихся аэродинамических лепестка, которые будут использованы для аэродинамической стабилизации и торможения первой ступени при спуске на Землю.
2-й этап. Планируется отработка спасения первой ступени с использованием парашютно-реактивной системы, а также надувных баллонов амортизаторов.
3-й этап. Планируется отработка спасения двигательной установки второй ступени (в дальнейшем второй ступени в целом) с использованием пневматического тормозного устройства (ПТУ) разрабатываемом в НПО им. С.А.Лавочкина.
Частичная многоразовость не потребует значительных доработок двигателя, так как двигатели и первой и второй ступени имеют ресурс, превосходящий время необходимое для однократной работы при выведении.
В общем случае, инновационность подхода состоит в значительном упрощении конечного изделия и снабжении РН средствами спасения, что позволяет использовать некоторые ее элементы повторно для снижения стоимости запуска КА в космос.
Проект основывается на использовании серийного, освоенного в производстве ракетного двигателя с высокой степенью надежности и максимально упрощенных технологических решений.
Выбор диаметра первой ступени ракеты (2,4 м) произведен с учетом того, что в настоящий момент в распоряжении Министерства обороны РФ сохранилось оборудование для обслуживания РН «Космос-3М» такого же диаметра.
На первой ступени ракеты предполагается использовать двигатель РД-108А. Это жидкостный ракетный двигатель с четырьмя рулевыми камерами, использующий в качестве топлива экологически безопасные компоненты — кислород и керосин. Данный двигатель серийно производится с 1957 года и успел продемонстрировать свою надежность.
Первая ступень оснащена необходимыми элементами для реализации впоследствии системы спасения, такими как открывающиеся аэродинамические лепестки (4 штуки) для стабилизации и торможения первой ступени при спуске на Землю.
Планируется отработка спасения первой ступени на полигоне НИИ «Геодезия» — проведены предварительные переговоры. В системе спасения первой ступени будет использована парашютно-реактивная система, а также надувные баллоны-амортизаторы.
На второй ступени предполагается использовать двигатель на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания. Рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково».
Использование данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.
Спасение двигателя второй ступени (в дальнейшем второй ступени в целом) планируется осуществлять с использованием пневматического тормозного устройства (ПТУ) от НПО им. С.А. Лавочкина с определенными доработками. В основе расчета аэродинамики возвращения ДУ — метод дискретных вихрей. Устройство спасения ДУ 2-й ступени РН будет подробно рассматриваться на последующих этапах реализации проекта.
Предполагается, что в первых пусках на РН будут установлены макеты системы спасения. Постепенное ее внедрение будет проводиться в процессе эксплуатации носителя.
Предполагаются разработка следующих вариантов спасения первой ступени или их комбинации:
• Использование гиперзвукового минипарашюта для снижения скорости полёта первой ступени сразу после ее отделения от ракеты. Это инновация, до сих пор не используемая, позволяет приблизить район падения ступени к месту старта, а впоследствии — уменьшить удаление района посадки от космодрома.
• Использование газовых сопел с собственным газогенератором на остатках компонентов топлива для ориентации ступени при приземлении. Это позволяет сократить площадь вероятного района падения (посадки) ступени.
• Использование встроенных средств пеленга и парашютной системы дает возможность обнаружения изделия в воздухе на больших высотах с целью перехвата его до посадки на землю вертолетом (Ми-26). В данном случае изделие можно использовать повторно в течение короткого периода времени. Это значительно снижает общую стоимость запуска.
Планируется провести переговоры по закупке систем управления РН у федерального государственного унитарного предприятия «Московское опытно-конструкторское бюро «Марс»».
В данном проекте предполагается отказаться от традиционных фрезерованных баков ввиду сложности их изготовления. Будут применяться гладкостенные подкрепленные оболочки.

РН «Адлер-2» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.
Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего — газифицированным азотом.
Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. В хвостовом отсеке находится маршевый ЖРД, созданный на базе двух рулевых камер от РД-108А, и баки жидкого азота для наддува и обеспечения работы ПНА для подачи топлива. Для обеспечения запуска двигателя 2-й ступени предполагается использовать специальную систему зажигания, рассматривается возможность использования лазерной системы зажигания разработки компании ООО «Спектралазер», резидента «Сколково». Использования данной системы зажигания позволяет обеспечивать многократное включение двигателя 2-й ступени для выведения ПН на эллиптические орбиты и осуществления различных маневров довыведения.
Управление по каналам курса, крена и тангажа осуществляется за счет использования рулевых двигателей на газе наддува.
Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов.

ХАРАКТЕРИСТИКИ

Стартовая масса — 60 т
ПН — до 700 кг на низкой околоземной орбите (НОО)
1-ая ступень (диаметр — 2,4 м) — двигатель РД-108А
2-ая ступень (диаметр — 1,86 м) — двигатель на основе маршевой камеры РД-108А
Топливные баки гладкостенные из АМг6
Длина с ПН — 28,1 м

Источники: spacelin.ru

ПРОЕКТ РАКЕТЫ- НОСИТЕЛЯ «АДЛЕР» НА МАКС-2019
ЛЕГКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СИБИРЬ»
СЕМЕЙСТВО МОДУЛЬНЫХ РАКЕТ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА «ТАЙМЫР»
ЛЕГКИЕ РАКЕТЫ – НОСИТЕЛИ
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ – НОСИТЕЛИ
КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА


__      
© А.В.Карпенко 2009-2020/A.V.Karpenko 2009-2020
Page Rank CheckЯндекс цитированияMap