Конструктивно-компоновочные схемы разгонных блоков

Конструктивно-компоновочные схемы

разгонных блоков

Учебное пособие

В.В. Зеленцов, Г.А. Щеглов

УДК 629.784
ББК 39.66
        З-48

Издание доступно в электронном виде на портале ebooks.bmstu.ru
по адресу: http://ebooks.bmstu.ru/catalog/74/book1729.html

Факультет «Специальное машиностроение»
Кафедра «Аэрокосмические системы»

Рекомендовано Редакционно-издательским советом
МГТУ им. Н.Э. Баумана в качестве учебного пособия

Рецензенты: 
заместитель начальника отдела АО «ВПК «НПО машиностроения» 
канд. техн. наук С.М. Асатуров,
доцент кафедры «Космические аппараты и ракеты-носители» 
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 
канд. техн. наук В.П. Печников

Зеленцов, В. В.
Конструктивно-компоновочные схемы разгонных блоков : учебное 
пособие / В. В. Зеленцов, Г. А. Щеглов. — Москва : Издательство МГТУ 
им. Н. Э. Баумана, 2018. — 139, [1] с. : ил.

ISBN 978-5-7038-4753-4 

Приведены конструктивно-компоновочные схемы существующих разгонных блоков, а также предложены другие возможные варианты их компоновки. Даны основные формулы для баллистического расчета, выбора 
типа топлива и определения массы разгонного блока и входящих в него 
систем. Приведены примеры соединения конструкций, изготовленных из 
композиционных материалов. 
Для студентов, обучающихся по специальности «Проектирование, производство и эксплуатация ракет и ракетно-космических систем» и выполняющих курсовые и дипломные проекты. 

УДК 629.784
ББК 39.66

ISBN 978-5-7038-4753-4 

© МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018
© Оформление. Издательство 
 
Э.Баумана, 2018

З-48

МГТУ им. Н.

Предисловие

Ракета-носитель, как правило, выводит космический аппарат (КА) на 
промежуточную (опорную) орбиту, стартуя с которой КА выходит на рабочую 
орбиту. Для этого приходится выполнять плоский маневр — изменение высоты полета и объемный маневр — изменение угла наклонения плоскости 
орбиты, которые КА осуществить самостоятельно не сможет, так как они 
(особенно изменение угла наклонения) требуют больших характеристических 
скоростей, а это приведет к большим затратам топлива. Эти задачи решаются с помощью промежуточного космического аппарата, получившего название разгонный блок (РБ), иногда его называют космическим буксиром. 
В задачу этого блока входит доставка КА на рабочую орбиту, а для геостационарных спутников связи — в заданную точку стояния в заданное время. Для 
разработки разгонных блоков необходимо проводить баллистические расчеты, выбрать тип двигательной установки и вид топлива, провести объемномассовый анализ и разработать конструктивно-компоновочную схему. 
К сожалению, в настоящее время нет учебного пособия, которое позволило 
бы студентам, обучающимся по специальности «Проектирование, производство и эксплуатация ракет и ракетно-космических комплексов» ознакомиться с принципами проектирования и конструирования разгонных блоков. 
В основу данного издания положены курсы лекций, читаемые по дисциплине «Проектирование аэрокосмических систем» и «Проектирование и конструирование КА и РБ».
Учебное пособие состоит из четырех глав. В первой приведена классификация разгонных блоков. Вторая глава содержит примеры баллистического 
расчета и проведения объемно-массового анализа, а также основные формулы, необходимые для его выполнения. В третьей главе рассмотрены конструктивно-компоновочные схемы РБ с жидкостными реактивными двигателями, такие как «ДМ», «Фрегат», «Бриз», «Волга» и др., разработанные 
в России, а также РБ Agena, Centaur производства США, и двигателями 
твердого топлива: Тhоr и IUS. В четвертой главе приведены основные конструктивные решения сухих и топливных отсеков, выполненных из различных конструкционных материалов, конструкции ферменных отсеков, термомостов и соединений элементов конструкций из трехслойных панелей.
Авторы выражают благодарность доценту кафедры СМ1 МГТУ 
им. Н.Э. Баумана канд. техн. наук В.П. Печникову и заместителю начальника отдела АО «ВПК«НПО машиностроения» канд. техн. наук С.М. Асатурову за замечания, сделанные при рецензировании рукописи книги.

Введение

Рабочие орбиты космических аппаратов разнообразны; они расположены 
на различных высотах, которые подразделяются на низкие околоземные 
орбиты, средние высотные околоземные орбиты и высокие околоземные 
орбиты, а также геостационарные и отлетные к другим планетам Солнечной 
системы. Ракета-носитель выводит КА на промежуточную (опорную) орбиту, 
стартуя с которой КА выводится на рабочую орбиту. Задача выведения КА 
на рабочую орбиту без увеличения его массы решается с помощью разгонного блока. Конструктивно РБ может быть выполнен в виде КА или как 
последняя ступень РН.
Разгонные блоки должны выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости и высоты полета, для чего необходимо включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным 
орбитам или траекториям. Таким образом, в конструкции любого РБ необходимо предусмотреть маршевый двигатель многократного включения, 
а также дополнительную двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА. 

ГЛАВА 1. КЛАССИФИКАЦИЯ РАЗГОННЫХ БЛОКОВ

Межорбитальный разгонный блок предназначен для выполнения маневров выведения космических аппаратов на рабочие орбиты и автоматических 
межпланетных станций (АМС) — на отлетные к другим планетам орбиты. 
Для решения этих задач РБ должен обладать двигательной установкой многократного включения и длительным временем активного существования, 
высокой надежностью и энергетическими характеристиками, а также иметь 
минимальную стоимость.
Разгонные блоки можно классифицировать по ряду признаков: назначению, используемому топливу, типу двигательной установки и др. На рис. 1.1 
приведена классификация РБ.

1.1. Классификация по назначению

По целевому назначению РБ можно подразделить:
на разгонные ступени ракет-носителей (РН) — последние ступени РН, 
выводящие КА на рабочую орбиту, например 12КРБ, «Бриз-М», «ДМ», «ДМSL», «ДМ-SLБ», КВРБ, Agena, Centaur, IUS (Interim Upper Stage — верхняя 
ступень промежуточного этапа), вторые ступени РН Ariane, Delta;
разгонные блоки, осуществляющие маневрирование — обеспечивают перевод 
КА с опорной орбиты на рабочую, изменение угла наклонения плоскости 
орбиты, осуществление многоразового включения и выключения ДУ. К ним 
относятся12КРБ, «Бриз-М», «ДМ», «ДМ-SL», «ДМ-SLБ», КВРБ, Agena, 
Centaur, IUS, вторые ступени РН Ariane, Delta;
разгонные блоки, выводящие полезную нагрузку (ПН) на низкую орбиту — 
осуществляют выведение ПН на низкую околоземную орбиту. Это РБ «Бриз-К», 
«Бриз-КМ», «Фрегат», «Икар», «Таймыр», ОАМ, верхние ступени легких РН 
«Днепр», «Космос», Pegasus, Taurus, Minotaur и др.;
разгонные блоки, выводящие ПН на высокую орбиту — переходные орбиты 
с большой разницей высот, формирование вытянутых эллиптических орбит 
и др. (12КРБ, «Бриз-М», «ДМ», «ДМ-SL», «ДМ-SLБ», КВРБ, Agena, Centaur, 
IUS, вторые ступени РН Ariane, Delta); 
разгонные блоки, выводящие ПН на межпланетную траекторию — осуществляют увод ПН с орбиты искусственного спутника Земли и перевод его на 
межпланетную траекторию (Altair-1, Altair-2, Altair-3, IABS, Mage-1, Mage-2, 
OAM, различные версии РАМ).

Рис. 1.1. Классификация разгонных блоков

1.2. Классификация по массе

По массе РБ можно подразделить на:
легкие — предназначенные для вывода и формирования низких околоземных орбит спутников массой менее 1500 кг, например «Ямал», Altair-1, 
Altair-2, Altair-3, IABS, Mage-1, Mage-2, ОАМ, РАМ-A, PAM-D, PAM-DII, 
PAM-S;
средние — предназначены для выведения на низкие и средние орби- 
ты спутников массой до 3000 кг, спутниковых систем пакетного выведения 
(4–6 спутников), выполнения сложных маневров, требующих многоразового включения. К ним относятся «Л», «Бриз-К», «Бриз-КМ», «Икар», «Фрегат», 
SPORT;
тяжелые — последние ступени РН, выводящие ПН массой свыше 3000 кг на 
геостационарные орбиты, орбиты с высоким апогеем, солнечно-синхронные 
орбиты и др. К ним относятся 12КРБ, «Бриз-М», «ДМ», «ДМ-SL», «ДМ-SLБ», 
КВРБ, вторая ступень РН «Космос-3М», Agena, Centaur, IUS, Transtage, 
Transtage Stretch.

1.3. Классификация по типу двигательной установки

При проектировании РБ большое значение имеет тип двигательной установки (ДУ) и соответственно вид топлива. В зависимости от выполняемых 
задач на РБ могут использоваться жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), 
ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), электрореактивные (ЭРД) 
и ядерные ракетные двигатели (ЯРД). Для каждого типа двигателя применяется определенный вид топлива: на ЖРД — жидкое топливо, на РДТТ — 
твердое топливо, на ЭРД — газообразное топливо и ЯРД — ядерное топливо. 
Основной показатель, характеризующий ракетное топливо — удельный 
импульс, который оказывает определяющее влияние на соотношение массы 
РБ и ПН, а также определяет размеры РБ. 
Разгонные блоки с ЖРД — наиболее распространенный тип двигателей, 
работающих в большом диапазоне тяг от нескольких ньютонов до нескольких 
десятков тысяч ньютонов. Такие двигатели позволяют проводить многократное 
включение и выключение. Недостатками являются сложная система заправки, 
малый срок хранения в заправленном состоянии и на старте, высокая стоимость 
и низкая надежность. Двигатели подразделяются на двухкомпонентные, работающие на смеси двух компонентов — горючем и окислителе, и однокомпонентные, использующие унитарный вид топлива, разлагающийся в процессе 
эксплуатации на горючее и окислитель (перекись водорода, гидразин и др.). 
Подача топлива осуществляется одним из двух способов: насосная с помощью 
турбонасосного агрегата (ТНА) или вытеснительная с помощью газа. 
Топливо ЖРД подразделяется на криогенное, высококипящее и низкокипящее. Криогенное — жидкое топливо, один или оба компонента которого 
являются сжиженными газами, например жидкий кислород, жидкий фтор и 
жидкий водород. На криогенном топливе работают «ДМ», «ДМ-SL», 
«ДМ-SLБ», «12КРБ», «КВРБ» и различные модификации Centaur. 

Высококипящее — жидкое топливо, оба компонента которого имеют температуру кипения выше 298 К (анилин, тетранитрометан, азотная кислота 
и др.). На высококипящих работают РБ Agena, Agena D. 
Низкокипящее — жидкое топливо, один или оба компонента которого 
в условиях эксплуатации имеют температуру кипения ниже 298 К (например, 
тетраоксид диазота). На низкокипящих топливах работают «Бриз К», «БризКМ», «Бриз М», «Икар», «Фрегат», SPORT, OAM, IABS. 
В табл. 1.1 приведены характеристики жидкого ракетного топлива.

Таблица 1.1

Основные свойства некоторых топлив ЖРД

Окислитель
Горючее
Удельный 
импульс Jуд, 
м/с

Соотношение 
компонентов 
топлива

Средняя 
плотность, 
кг/м3

Температура 
горения Т, 
°С

Азотная кислота 
HNO3 (98 %)
Керосин
2300–3130
5,34
1360
2980–3010

Азотная кислота 
HNO3 (98 %)
Тонка
2350–3100
—
1320
3000

Тетраоксид диазота 
N2O4
Керосин
2400–3100
—
1380
3300

Жидкий кислород
Керосин
2750–3475
2,73–2,9
1000
3600

Жидкий кислород
Этиловый 
спирт (92 %)
2550
1,5
990
3300

Жидкий кислород
Жидкий 
водород
3350–4540
3,5–5,56
260–320
2755–3270

Жидкий фтор
Гидразин
3450
2,0
1320
4650

Жидкий кислород
ДМГ
2850–2950
—
1020
3545

Жидкий кислород
НДМГ
2680–3590
1,92
960
3012

Азотная кислота 
HNO3 (98 %)
НДМГ
2530–3120
3,2
1280
—

Азотная кислота 
HNO3 (70 %) + 
+ оксиды азота (30 %)

НДМГ
2530
3,0
1280
3140

Тетраоксид диазота 
(N2O4)
НДМГ
2680–2795
2,5–2,8
1185
3360

Тетраоксид диазота 
(N2O4)
Аэрозин-50 
(50 % НДМГ + 
50 % гидразин)

2700–3305
2,13–3,00
1240–
1280

3140

Жидкий кислород
Природный газ 3050–3740
3,4–3,5
820,4
—

В табл. 1.2 и 1.3 приведены основные физико-химические свойства окислителей и горючего соответственно.

Таблица 1.2

Основные физико-химические свойства окислителей

Окислитель
Химическая 
формула
Молекулярная 
масса, кг/моль
Плотность, 
кг/м3
Тпл, К*
Ткип, К**

Жидкий кислород
О2
32
1140
54,3
90,10

Жидкий фтор
F2
38
1510
55,16
85,10

Азотная кислота
HNO3
63,016
1510
231,56
359,16

Тетраоксид диазота
N2O4
92,016
1450
261,196
294,36

* Температура плавления.
** Температура кипения.

Таблица 1.3

Основные физико-химические свойства горючего

Горючее
Химическая 
формула
Молекулярная 
масса, кг/моль
Плотность, 
кг/м3
Тпл, К
Ткип, К

Водород жидкий
Н2
2,016
71
13,75
20,46

Керосин
С7,2102Н13,2936
100 (усл)
834,7
213
423–588

Гидразин
N2H4
32,048
1010
271,56
368,66

НДМГ
(СН3)2NNH2
60,102
783
215
236

Разгонные блоки с РДТТ по сравнению с ЖРД обладают рядом преимуществ: 
относительная простота конструкции, быстрый запуск без сложной предстартовой подготовки, высокая надежность, низкая стоимость, простота 
эксплуатации, длительный срок годности. Вместе с тем есть и недостатки: 
малый удельный импульс, сложность регулирования времени работы и тяги 
двигателя в полете и сложность организации многоразового включения и 
выключения, а также транспортировка РДТТ. РДТТ оснащены РН: Delta III, 
Mage-1 с Ariane-1, Mage-2 с Ariane-2/3, Altair-1, Altair-2, Altair-3 с РН Delta.
Топливо РДТТ подразделяется на гомогенное и смесевое. Гомогенное топливо — твердые растворы (обычно — нитроцеллюлозы) в нелетучем растворителе (обычно в нитроглицерине). Применяются в небольших ракетных 
двигателях.
Смесевое топливо представляет собой смесь горючего и окислителя 
в твердом состоянии. В смесевых топливах в качестве окислителя используются:

 • перхлораты: аммония (NH4ClO4), лития (LiClO4), калия (KClO4);
 • нитраты (селитры): калия (КNО3), аммония (NH4NO3) и др.;
 • динитрамид аммония (NH4N(NO2)2),
а в качестве горючего: 

 • металлы или их сплавы (алюминий, магний, литий, бериллий), гидриды металлов;

• полимеры и смолы (полиэтилен, полиуретан, полибутадиен, каучук, 
битум);

 • полисульфиды, бор, углерод и другие вещества.
В современных твердотопливных двигателях большой мощности чаще 
всего применяют смесь перхлората аммония с алюминием и каучуками. Иногда вместо каучуков используют полиуретан, что позволяет повысить срок 
годности шашки твердого ракетного топлива и увеличить ее жесткость, но 
в ущерб технологичности производства. В табл. 1.4 приведены характеристики различных твердых топлив.

Таблица 1.4
Характеристики твердого топлива с добавками алюминия

Характеристика
Марка топлива

1
2
3
4
5
6
7
Теоретический удельный импульс, 
Н⋅с/кг/g
241
246,5
240,8
254,7
253
228,1
246,5

Плотность, г/см3
1,71
1,75
1,74
1,75
1,83
1,7
1,87

Скорость горения (t = 20 °C, 
P = 10 МПа), мм/с
8–12
8–12
45,8
9,4
8,2
19
75,7

Температура продуктов сгорания, К 
3030
3240
3367
3534
3610
2858
3229

Газовая постоянная, (Н⋅м/кг)/g
31,3
31,3
30,59
29,13
—
33,1
30,71

Показатель адиабаты
1,14
1,14
1,14
1,14
1,14
1,22
1,13

Показатель степени в законе 
горения
0,4
0,35
0,45
0,32
0,35
0,37
0,5

Содержание Al, %
4,2
9,3
18
20
20
0
10

Разгонные блоки с ЭРД — это, как правило, двигатели малой тяги от долей 
ньютонов до 200 Н, используются в качестве двигателей для межпланетных 
перелетов и исполнительных органов системы управления движением. По 
принципу ускорения отбрасываемой массы ЭРД можно разделить на четыре 
типа:
электротепловые;
магнитоэлектрические;
электростатические;
электромагнитные.
Электрореактивные двигатели имеют широкий диапазон тяг (0,14…102 Н) 

при высоком удельном импульсе. Отдельные типы дви гателей сохраняют 
работоспособность в течение тысяч часов.
В качестве рабочего тела в ЭРД применяются жидкости, газы и их смеси. 
Для каждого типа двигателей используются определенные вещества, позволяющие получить максимальные тяги — для электротермических двигателей — 
аммиак, для электростатических двигателей — ксенон, для сильноточных 
двигателей — литий, для импульсных двигателей — фторопласт.
Недостатком ксенона является его высокая стоимость и небольшие объемы производства в мире (не более 10 т в год ). Вместо него можно использовать аргон или йод.