Основы проектирования транспортных космических систем

Основы проектирования 
транспортных космических 
систем

Л.П. Мухамедов

УДК 629.7.01
ББК 39.52
 
М92

Рецензент

д-р техн. наук, профессор Л.Н. Лысенко

Мухамедов, Л. П.

Основы проектирования транспортных космических  си
стем :  учебное пособие / Л. П. Мухамедов. — Москва : Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2018. — 265, [1] с. : ил. 

ISBN 978-5-7038-4758-9

Изложены основы проектирования транспортных космических 

систем с жидкостными ракетными двигателями, предназначенных 
для доставки полезных грузов на целевые орбиты и траектории назначения, и их составляющих: ракет-носителей и разгонных блоков. 

Рассмотрено формирование граничных условий решения задач 

баллистического проектирования. Предложены инженерные методики выбора основных проектных параметров и определения энергомассовых и геометрических характеристик проектируемого изделия в составе ракетного комплекса. Приведены численные примеры 
решения задач баллистического проектирования транспортных космических систем.

Для студентов старших курсов машиностроительных вузов, а 

также для специалистов, занимающихся разработкой ракетно-космических систем.

УДК 629.7.01
ББК 39.52

ISBN 978-5-7038-4758-9

© Мухамедов Л.П., 2018 
© Оформление. Издательство
     МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018

М92

Предисловие

Транспортные космические системы и их составляющие — ра
кеты-носители и разгонные блоки предназначены для выведения 
полезных нагрузок на целевые орбиты или траектории назначения. 
С позиций системно-технического подхода к проектированию, созданию и эксплуатации ракетно-космической техники такие средства выведения представляют собой сложные технические системы, 
объектом проектирования которых являются системы более высокого уровня — ракетно-космические комплексы. В свою очередь, 
ракеты-носители и разгонные блоки тоже сложные технические 
системы и включают в себя подсистемы более низкого уровня, такие, как двигательные установки, системы управления, топливные 
отсеки и др. В настоящем пособии рассмотрен комплекс проблем 
проектирования с единой методической позиции — исходя из системного подхода к разработке, созданию и эксплуатации ракетнокосмических комплексов.

Основу пособия составляет обобщенный материал курса лек
ций, прочитанных автором на протяжении ряда лет на кафедре 
«Космические аппараты и ракеты-носители» МГТУ им. Н.Э. Баумана, в котором в рамках учебных программ рассматриваются приближенные методы решения задач баллистического проектирования. Цель их решения — выбор относительных проектно-баллистических параметров и определение массово-энергетических и 
объемно-габаритных характеристик проектируемых ракет-носителей и разгонных блоков.

В пособии сформулированы основные задачи проектирования 

и назначения транспортных космических систем, рассматриваются особенности построения схем выведения полезных нагрузок на 
целевые орбиты, выбор топлива для ракет-носителей и разгонных 
блоков, количество ступеней и схем расположения ракетных блоков транспортных космических систем, типы и схемы двигательных установок. 

Кроме того, отдельное место отведено расчетным методикам 

баллистического и массового анализа, выбора проектно-баллистических параметров, разработке конструктивно-компоновочных 
схем и определению массово-энергетических и объемно-габаритных характеристик транспортных космических систем.

Приведены примеры решения задач баллистического проекти
рования ракет-носителей и разгонных блоков различных конструктивно-компоновочных схем.

Предисловие

Большое внимание уделено определению нагрузок, действу
ющих на элементы конструкции ракеты, и приведенных толщин 
стенок корпусов ракетных блоков с использованием упрощенных 
методов прочностных расчетов. Данные методики можно использовать для уточнения массовых коэффициентов и выбора оптимальных конструктивных решений среди альтернативных вариантов.

Математические модели решения задач баллистического проек
тирования обычно используются как на этапе поисковых научных 
исследований при формировании технического задания на проектируемый комплекс, так и на этапах предэскизного и эскизного 
проектирования.

Учебное пособие призвано сформировать у обучающихся зна
ние основ проектирования транспортных космических систем на 
ранних этапах их создания, привить навыки проведения расчетов и 
решения проектно-конструкторских задач разрабатываемых изделий, овладеть способами и приемами, необходимыми для решения 
задач проектирования ракетно-космических систем.

Автор выражает благодарность В.Е. Миненко, А.Е. Шумову, 

Л.Н. Лысенко за ценные замечания и советы при подготовке пособия к изданию. 

Список сокращений

 
ГКНПЦ — Государственный космический научно-производ- 

 
  ственный центр

 
ГРЦ — Государственный ракетный центр

 
АМг — алюминиево-магниевый сплав

 
ДЗЗ — дистанционное зондирование Земли

 
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель

 
ИСЗ — искусственный спутник Земли

 
КА — космический аппарат

 
КБ — конструкторское бюро

 
МКС — международная космическая станция

 
НДМГ — несимметричный диметилгидразин

 
НПО — научно-производственное объединение

 
СПГ — сжиженный природный газ

 
ТКС — транспортная космическая система

Список сокращений в нижних и верхних индексах

 
абс — абсолютный

 
б —  боковой

 
б/г — боеголовка

 
б.г — бак горючего

 
б.к — без кавитации

 
б.о — бак окислителя

 
в.д — верхнее днище 

 
вр — вращение

 
в.э — внутренние элементы в баке

 
в.э.г — внутренние элементы в баке горючего

 
в.э.о — внутренние элементы в баке окислителя

 
г.з — гарантийный запас

 
г.о — головной отсекатель

 
г.п — газовая подушка

 
г.п.г — газовая подушка горючего

 
г.п.о — газовая подушка окислителя

 
гр — гравитационный

 
д.з — доза заправки

 
д.з.г — доза заправки горючего

 
д.з.о — доза заправки окислителя

 
д.р — достартовый расход топлива

 
д.у — двигательная установка

 
д.у.о.б — двигательная установка орбитального блока

 
з — захолаживание

Список сокращений

 
зам — замкнутый
 
изг — изгибающий
 
исп — испарившийся
 
имп — импульсный

 
к — конец траектории, конечный

 
к.г.ч — космическая головная часть

 
к.Р — коэффициент Руднева

 
кон — конструкция

 
м — миделево сечение

 
м.б.о — межбаковый отсек

 
н — незабор

 
н.о.о — низкая опорная орбита

 
над — наддув
 
нез — незабор
 
отк — открытый
 
п — пустотный

 
п.н — полезная нагрузка

 
пр — прочие

 
пр.о — приборный отсек

 
п.х.о — переходный и хвостовой отсек

 
р.б — разгонный блок

 
р.н — ракета-носитель
 
сж — сжиженный
 
ср — средний
 
с — старт

 
с.о — сухой отсек

 
с.п — система подачи

 
срв — срывной

 
с.у — система управления

 
т — топливо

 
т.о — топливный отсек

 
теор — теоретический
 
упр — управляемый
 
усл — условный
 
уст — устойчивость
 
хар — характеристическая
 
ц — центральный

 
ц.д — центр давления

 
ц.м — центр масс

 
э — эксплуатационный
 
экв — экватор
 
эф — эффективный

 
1к — первая космическая скорость

1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ

1.1. Основные понятия

Транспортная космическая система. Составную (многоступен
чатую) ракетную систему, обеспечивающую доставку полезной нагрузки на требуемую орбиту или траекторию назначения, называют 
транспортной космической системой (ТКС). Обычно ТКС включает в свой состав ракету-носитель и разгонный блок или совокупность разгонных блоков.

Космический ракетный комплекс. Минимально необходимый 

состав наземных монтажно-испытательных, подъемно-транспортных средств, сооружений заправки, стартовых сооружений, а также 
служб проведения предстартовой подготовки и старта совместно с 
ракетой-носителем, предназначенной для выведения полезных нагрузок на «низкие» околоземные орбиты, носит название космического ракетного комплекса.

Комплекс разгонного блока. Совокупность разгонного блока, 

стартующего с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ), технологического оборудования, сооружений с техническими системами, предназначенными для технического обслуживания и подготовки к пуску разгонного блока, называется комплексом разгонного блока.

Ракетно-космический комплекс. Совокупность космического 

ракетного комплекса, комплекса разгонного блока и комплекса 
полезных нагрузок, предназначенная для выведения полезных нагрузок на заданные орбиты или траектории назначения, носит название ракетно-космического комплекса.

Технический комплекс. Совокупность наземных сооружений и 

оборудования, с помощью которых осуществляется сборка и испытание ТКС, космического аппарата или иной полезной нагрузки 
перед пуском, принято называть техническим комплексом.

Ракета-носитель. Составная ракетная система, предназначен
ная для выведения полезной нагрузки на «низкую» околоземную 
орбиту ИСЗ, называется ракетой-носителем.

1. Общие вопросы

Ступень многоступенчатой ракеты. Ступень многоступенчатой 

ракеты (или субракета) следует понимать как отделяемую ее часть, 
которая обеспечивает полет на определенном отрезке активного 
участка траектории. Субракета состоит из одного (или нескольких) 
ракетных блоков переменной массы и полезной нагрузки.

Полезная нагрузка. Когда речь идет о ТКС, то полезной нагруз
кой называют космический аппарат (КА), космический корабль 
или иной объект, выводимый на требуемую орбиту или траекторию 
назначения с помощью данной системы. Тем не менее для каждой 
ступени многоступенчатой ракеты (или ее составной ракетной части) имеется своя полезная нагрузка. Например, для первой ступени многоступенчатой ракеты полезной нагрузкой будет вторая 
ступень, а для ракеты-носителя — орбитальный блок, КА, функциональный модуль и т. д.

Ракетный блок. Часть ракеты, которая включает в свой состав:
• двигательную установку;
• корпус, состоящий из топливного и сухих отсеков;
• системы управления и электропитания, приборы и прочие 

элементы;
• органы управления, стабилизации и ориентации;
• другие вспомогательные системы и агрегаты,

называют ракетным блоком.

Разгонный блок. Ракетный блок, предназначенный для достав
ки полезной нагрузки с низких базовых орбит на требуемые орбиты 
или траектории назначения, а также для межпланетных и прочих 
энергоемких перелетов, называют разгонным блоком. Его специфика заключается в том, что рабочий цикл блока можно измерять 
часами, сутками или месяцами. Для этого необходимы высокоточная система управления, а также системы: ориентации и стабилизации; многократного запуска двигательной установки в условиях 
невесомости; терморегулирования и электроснабжения.

Орбитальный блок. Ракетно-космическую систему, включающую 

в свой состав разгонный блок, переходную систему и полезную нагрузку называют орбитальным блоком.

Ракета космического назначения. Обычно ракетно-космическую 

систему называют ракетой космического назначения, которая представляет собой совокупность ракеты-носителя, орбитального блока 
и головного обтекателя.

Головной обтекатель. Элемент конструкции ракеты, защищаю
щий полезную нагрузку ТКС (а в ряде случаев полезную нагрузку 
и разгонный блок) от внешнего воздействия окружающей среды, 
носит название головного обтекателя; его обычно сбрасывают после прохождения плотных слоев атмосферы.

1.1. Основные понятия

Космическая головная часть. Орбитальный блок с головным об
текателем и переходной проставкой между ракетой-носителем и 
орбитальным блоком носит название космической головной части. 
Переходная проставка после отделения орбитального блока, как 
правило, остается вместе с носителем. Этот термин обычно используется на этапе сборки ракеты космического назначения.

Класс ракет-носителей. Масса полезной нагрузки, выводимой на 

базовую орбиту, определяет класс ракеты-носителя. В качестве базовой орбиты обычно принимают круговую орбиту высотой 200 км. 
В классификации по грузоподъемности выделяют ракеты-носители легкого класса с грузоподъемностью до 5 т («Космос», «Рокот» 
и др.), среднего класса с грузоподъемностью от 5 до 20 т («Союз-2», 
«Зенит» и др.), тяжелого — от 20 до 100 т («Протон», Atlas V и др.) 
и сверхтяжелого класса с грузоподъемностью свыше 100 т (Saturn V, 
«Энергия»).
Семейство ракет различных классов, основанное на модульном 
принципе. Одним из путей повышения экономической эффективности, а также повышения надежности и сокращения сроков создания 
ТКС является использование типовых ракетных блоков (модулей), 
на основе которых может быть создано семейство ракет различных 
классов. Этот подход позволяет разложить создание отдельных ракетных блоков на несколько ракет и тем самым снизить стоимость 
каждой из них. Типичным примером семейства ракет различных 
классов являются такие системы, как Atlas V, Delta IV, «Ангара» и др.

Схемы расположения ракетных блоков многоступенчатых ракет 
(принципиальные схемы). Принципиальные схемы многоступенчатых ракет можно разделить на три группы:

1) с последовательным расположением ракетных блоков и их 

поперечным разделением (тандемная схема);

2) с параллельным расположением ракетных блоков и их про
дольным разделением (пакетная схема);

3) с параллельно-последовательным расположением ракетных 

блоков (комбинированная схема).

Пакетную схему не следует путать с многоблочной компонов
кой топливного отсека. Так, например, у ракеты-носителя «Протон» 
топливный отсек первой ступени образован несущим центральным 
баком окислителя и шестью подвесными баками горючего. Хотя 
внешне такая многоблочная схема топливного отсека напоминает 
компоновочную схему «пакет», данная схема является тандемной.

Конструктивно-компоновочные схемы блоков. Взаимное располо
жение частей ракетного блока, ограниченное конфигурацией блока, 
называют конструктивно-компоновочной схемой ракетного блока. 

1. Общие вопросы

Конструктивно-силовые схемы ракет. Совокупность взаимосвя
занных моделей силовых элементов конструкции, характеризующих 
ее напряженно-деформированное состояние и обеспечивающих 
требования прочности конструкции в расчетных случаях нагружения, обычно называют конструктивно-силовыми схемами ракет.

Расчетный случай нагружения. Момент времени, когда на эле
мент конструкции ракеты действует наиболее неблагоприятная с 
точки зрения прочности (с учетом нагрева) комбинация нагрузок, 
понимают как расчетный случай нагружения.

Схемы отделения отработавших ракетных блоков от последующих ступеней многоступенчатых ракет (схемы разделения ступеней). 
Возможны три основные схемы разделения ступеней: «горячего», 
«холодного» и «полугорячего» разделения. «Горячее» разделение предусматривает запуск маршевых двигателей последующей ступени до 
разрыва механических связей между отработавшими блоками и последующей ступенью. «Холодное» разделение предусматривает разделение, торможение и увод отработавших ракетных блоков до запуска двигательной установки последующей ступени.

При «полугорячем» разделении разрыв механических связей 

между отработавшими блоками и последующей ступенью осуществляется после запуска рулевых двигателей последующей ступени, обеспечивающих поджатие компонентов топлива к заборным 
устройствам перед включением маршевых двигателей.

Целевые и рабочие орбиты. Орбиты ИСЗ, на которые выводится 

полезная нагрузка с помощью ТКС, называют целевыми орбитами. 
Под рабочими понимают орбиты, на которых выведенный объект 
выполняет свои функции.

Понятия целевая и рабочая орбиты не всегда синонимы. 

Например, выведение КА на геостационарную орбиту может осуществляться по следующей схеме: ТКС выводит полезную нагрузку 
(КА) на эллиптическую, так называемую геопереходную, орбиту с 
высотой апогея, приблизительно равной высоте геостационарной 
орбиты. При такой схеме выведения предполагается, что КА, имея в 
своем составе запас топлива и собственную двигательную установку, 
совершает самостоятельный межорбитальный перелет с геопереходной на геостационарную орбиту. В данном случае геопереходная орбита для ТКС будет целевой орбитой, а геостационарная для 
КА — рабочей.

Рабочие орбиты по высоте условно подразделяются на низкие — 

от 180 до 2000 км, средние — от 2000 до 36 000 км и высокие — свыше 36 000 км.