Дельта 5 – Дельта 5 серия cмотреть онлайн. Сериал Дельта 5 серия онлайн на РОССЕРИАЛ.НЕТ

Содержание

Дельта-4 — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Перейти к навигации Перейти к поиску
Дельта IV

Старт Дельта IV Medium со спутником DSCS III-B6
Общие сведения
Страна США США
Семейство Дельта
Назначение ракета-носитель
Разработчик ULA, Боинг
Изготовитель ULA, Боинг
Основные характеристики
Количество ступеней 2
Длина (с ГЧ) 63 - 70,7 м
Диаметр 5,1 м
Стартовая масса 249 500 - 733 400 кг
Полезная нагрузка НОО: 9 420 - 28 790 кг[1]
ГПО: 4 400 - 14 220 кг
ГСО: 1 270 - 6 750 кг
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Канаверал, SLC-37B;
Ванденберг,

ru.wikipedia.org

РН «Delta IV» – Журнал "Все о Космосе"

РН «Delta IV Heavy»

Дельта IV (Delta IV) — четвёртое поколение ракеты-носителя семейства Дельта компании Boeing. Дельта IV была разработана в рамках программы развития одноразовых ракет-носителей (Evolved Expendable Launch Vehicle, EELV) для запуска коммерческих спутников и спутников ВВС США.

Дельта IV состоит из двух ступеней и использует криогенные компоненты топлива: жидкий водород и жидкий кислород.

Ракета-носитель используется в пяти версиях: Medium ( Medium — средний), Medium+ (4,2), Medium+ (5,2), Medium+ (5,4) и Heavy (Heavy — тяжелый).

Из-за высокой стоимости (от 164 до 400 млн $ в зависимости от версии), Дельта IV используется в первую очередь для запуска спутников Министерства обороны (DoD) и Национального управления военно-космической разведки США (NRO).

Дельта IV Heavy, по состоянию на 2016 год, обладает наибольшей выводимой полезной нагрузкой среди всех эксплуатируемых ракет-носителей в мире. В 2015 году стоимость запуска ракеты-носителя Дельта IV Heavy составляла около 400 млн.

История

Первый успешный запуск ракеты-носителя со спутником Eutelsat W5 был осуществлён в 2002 году.

Ракета-носитель Дельта IV пришла на рынок космических запусков в период, когда глобальные возможности по выводу полезной нагрузки на околоземную орбиту были уже гораздо выше спроса. Более того, неопробованный дизайн новой ракеты-носителя привел к сложностям в поиске коммерческих запусков. Также стоимость запуска Дельта IV несколько выше, чем у конкурирующих ракет-носителей. В 2003 году компания Boeing отозвала ракету-носитель c коммерческого рынка, ссылаясь на низкий спрос и большие затраты. В 2005 году компания Boeing заявила, что она может вернуть ракету-носитель Дельта IV для коммерческого использования, однако вплоть до 2016 года все запуски, за исключением первого, были оплачены правительством США.

С 2007 года запуски ракеты-носителя Дельта IV осуществляет United Launch Alliance (ULA), совместное предприятие, организованное компаниями Boeing и Lockheed Martin.

В 2015 году компания ULA приняла решение отказаться от всех модификаций Дельты IV, кроме Heavy уже к 2018 году из-за конкуренции со SpaceX (запуски будут выполнятся ракетой-носителем Атлас V), а в дальнейшем предполагается полный вывод из эксплуатации как Атласа V, так и Дельты IV, их заменит новая ракета-носитель Vulcan, первый запуск которой планируется не ранее 2019 года. Однако, как заверил CEO ULA Тори Бруно, полный отказ от ракеты-носителя не может быть произведен раньше, чем правительственные заказчики будут к этому готовы, поскольку некоторые спутники специально сконфигурированы для запуска на Дельте IV.

Начиная с июля 2015 года и вплоть до вывода ракеты-носителя из эксплуатации, все запускаемые конфигурации ракеты-носителя Дельта IV будут использовать улучшенный главный двигатель RS-68A.

Конструкция

Эволюция ракет семейства Дельта

Первая ступень

Первой ступенью Дельта IV является универсальный ракетный модуль (УРМ, англ. Common Booster Core(s), CBC), общий для всех модификаций ракеты-носителя. Модуль состоит из двигательного отсека, баков для горючего и окислителя (26,3 и 9,4 метра в высоту соответственно), секции между баками и промежуточного адаптера. Главный двигатель устанавливается в нижней несущей части конструкции на четырёхопорную ферму и закрыт коническим термозащитным кожухом, выполненным из композитных материалов, который защищает двигатель от пламени боковых твердотопливных ускорителей. Выше находится бак для горючего, выполненный из алюминия и усиленый изнутри сеточной облицовкой для уменьшения веса. Далее располагается композитный цилиндр, расположенный под баком для окислителя, который также усилен сеточной облицовкой, сверху конструкция заканчивается композитным адаптером, который вмещает в себя двигатель второй ступени и оборудование для расстыковки ступеней. Вдоль всего модуля проходит кабельный туннель для обеспечения электропитанием и связью, а окислитель достигает двигателя через внешний трубопровод, проходящий по внешней стенке бака для горючего. Стенки модуля покрыты изоляционным материалом (твёрдая полиуретановая пена), который препятствует нагреванию топлива и образованию льда на внешней поверхности топливных баков.

Полная длина ступени 40,8 м, диаметр — 5,1 м, сухой вес ступени — 26 400 кг. Ступень использует криогенные компоненты топлива, жидкий водород (горючее) и жидкий кислород (окислитель). Вместимость топлива: жидкий водород — 29 500 кг (416 м

3), жидкий кислород — 172 500 кг (151 м3). Перед запуском закачиваемый жидкий кислород охлаждается до температуры −185 °C, жидкий водород — до −253 °C.

Двигатель RS-68

Модуль использует один двигатель RS-68 производства фирмы Рокетдайн (Rocketdyne). Двигатель RS-68 — первый большой ЖРД, который был разработан в США после разработки основного двигателя для космического челнока SSME(англ. Space Shuttle Main Engine, или RS-25) в 1970 годах. Основное назначение RS-68 было сокращение стоимости двигателя по сравнению с SSME. Давление в камере сгорания и удельный импульс, которыми в некоторой степени пришлось пожертвовать, сказались на эффективности двигателя, однако, время разработки, стоимость комплектующих, общая стоимость и количество необходимого рабочего времени были значительно сокращены по сравнению с SSME, несмотря на гораздо больший размер RS-68.

Тяга двигателя на уровне моря составляет 2950 кН, в вакууме — 3370 кН. Удельный импульс в вакууме — 409 с.

В 2012 году впервые был использован модифицированный двигатель RS-68A.

Модификация турбонагнетателя, а также обеспечение лучшего смешивания и сгорания элементов топлива, позволили повысить тягу нового двигателя до 3137 кН на уровне моря и до 3560 кН в вакууме. Удельный импульс вырос до 412 с. С июня 2015 года двигатель RS-68A используется на всех модификациях Дельта IV.

Как правило, двигатель форсируется до 102 % тяги в течение первых нескольких минут полёта, затем дросселируется до 58 % тяги вплоть до момента отключения. При запуске ракеты-носителя в модификации Heavy, двигатель центрального модуля дросселируется до уровня 58 % номинальной тяги примерно через 50 секунд после запуска, в то время как боковые ускорители остаются на 102 % тяги. Это позволяет сохранить топливо центрального модуля CBC и использовать его дольше. После отделения боковых ускорителей, центральный форсируется до 102 % и затем переводится на 58 % тяги незадолго до отключения.

Номинальное время работы двигателя первой ступени составляет 245 секунд для модификаций Medium и 328 cекунд для модификации Heavy.

Ускорители

На модификациях Дельта IV Medium+ используются твердотопливные ускорители GEM-60 компании Orbital ATK (бывшая Alliant Techsystems, ATK), с топливом на основе HTPB. Длина ускорителя с носовым обтекателем — 15,2 м, диаметр — 1,5 м, стартовая масса — 33 638 кг. Каждый ускоритель обеспечивает тягу 826,6 кН на уровне моря с удельным импульсом 275 с. Время горения — 91 секунда.

Для модификации Дельта IV Heavy используются 2 универсальных ракетных модуля CBC, закреплённые по бокам центрального модуля CBC первой ступени. На верхнем конце ускорителей устанавливаются конические обтекатели из композитных материалов. Боковые ускорители работают в течение 242 секунд, после чего отсоединяются от центрального модуля с помощью пироболтов и пружинных толкателей.

Вторая ступень

Четырёхметровая вторая ступень.

Вторая ступень Дельта IV (Delta Cryogenic Second Stage, DCSS) была выполнена на основе верхней ступени ракеты-носителя Дельта III, но с повышенной вместимостью топлива. В 4-метровом варианте второй ступени топливные баки вытянуты в длину, в 5-метровом варианте бак для кислорода дополнительно удлинён на 0,5 м, а бак для жидкого водорода увеличен в диаметре до 5 метров. Вынесенный отдельно бак для жидкого кислорода имеет диаметр 3,2 м в обеих версиях второй ступени.

Четырёхметровая вторая ступень (используется для модификаций Medium и Medium+ (4,2)) имеет длину 12,2 м, сухой вес — 2850 кг и вмещает 20 410 кг компонентов топлива. Максимальное время работы двигателя составляет 850 секунд.

Пятиметровая вторая ступень (используется для Medium+ (5,2), Medium+ (5,4) и Heavy) имеет длину 13,7 м, сухой вес — 3490 кг и вмещает в себя 27 200 кг топлива. Время работы двигателя может может достигать 1125 секунд.

На обоих вариантах второй ступени используется двигатель RL-10B-2 компании Pratt & Whitney, отличается выдвижным углеродным сопловым насадком для увеличения удельного импульса. Тяга двигателя в вакууме составляет 110 кН, удельный импульс — 465 с.

Для управления положением второй ступени в фазе свободного полёта используются 12 маленьких гидразиновых двигателей MR-106D с тягой 21 и 41 Н.

Промежуточный адаптер между ступенями различается в зависимости от модификации ракеты-носителя. Для версий Medium и Medium+ (4,2) используется конический адаптер для соединения с четырёхметровой второй ступень. Для Medium+ (5,2), Medium+ (5,4) и Heavy используется цилиндрический адаптер для соединения с пятиметровой второй ступенью.

Расстыковка ступеней осуществляется с помощью пироболтов и пружинных толкателей.

Головной обтекатель

Для версий Medium и Medium+ (4,2) используется композитные обтекатель диаметром 4 метра, длиной 11,75 м и весом около 2800 кг, немного удлинённая версия обтекателя, ранее используемого на ракете-носителе Дельта III.

Для Medium+ (5,2), Medium+ (5,4) используется композитный обтекатель диаметром 5 м и длиной 14,3 м.

Для Дельта IV Heavy используется композитный обтекатель диаметром 5 м и длиной 19,1 м, а также может использоваться алюминиевый обтекатель длиной 19,8 метров, который раньше использовался на ракете-носителе Titan IV.

Бортовые системы

Система управления RIFCA (Redundant Inertial Flight Control Assembly) компании L-3 Communications, используемая на ракете-носителе Дельта IV, схожа с системой управления ракеты Дельта-2 с некоторыми отличиями в программном обеспечении. Отличительной особенностью RIFCA является лазерный гироскоп, снабженный шестью кольцами с акселерометрами, который обеспечивает более высокую степень надежности.

Варианты ракеты-носителя

Дельта IV Medium является основой всех остальных вариантов компоновки. Включает в себя один универсальный ракетный модуль (CBC), четырёхметровую вторую ступень и четырёхметровый обтекатель. Высота ракеты-носителя составляет 62,5 м. Стартовая масса — 249,5 т.

Дельта IV Medium+ (4,2) близка к варианту Medium, но использует два твердотопливных ускорителя. Стартовая масса ракеты-носителя — 292,7 т.

Дельта IV Medium+ (5,2) использует пятиметровую вторую ступень, пятиметровый головной обтекатель и два твердотопливных ускорителя. Высота ракеты-носителя составляет 65,9 м.

Дельта IV Medium+ (5,4) соответствует Medium+ (5,2), но использует четыре твердотопливных ускорителя вместо двух. Стартовая масса ракеты-носителя — 404,6 т.

В Дельта IV Heavy вместо твердотопливных ускорителей используются два дополнительных универсальных ракетных модуля CBC, присоединенные по бокам центрального модуля, пятиметровая вторая ступень и удлинённый пятиметровый головной обтекатель. Возможно также использование модифицированного алюминиевого обтекателя от ракеты-носителя Титан IV (впервые использовался при запуске спутника DSP-23). Высота ракеты-носителя составляет 70,7 м. Стартовая масса — 733,4 т.

В ходе разработки ракеты-носителя рассматривалась возможность создания малого её варианта (Дельта IV Small). Она должна была иметь вторую ступень ракеты-носителя Дельта-2 с возможностью использования третьей ступени и головной обтекатель от Дельты-2, установленные на универсальном ракетном модуле первой ступени. Проект малого варианта РН был отклонен в 1999 г. Возможно, это объясняется тем, что ракета-носитель Дельта-2 имеет близкие параметры по полезной нагрузке.

Таблица обозначения версий

Все показатели полезной нагрузки указаны с учётом использования двигателя RS-68A.

ВерсияОбтекательУскорителиПН на НОО*ПН на ГПО**ПН на ГСО***Число
запусков
Medium4 м9 420 кг4 440 кг1 270 кг3
Medium+ (4,2)4 мТТУ13 140 кг6 390 кг2 320 кг14
Medium+ (5,2)5 мТТУ11 470 кг5 490 кг2 250 кг2
Medium+ (5,4)5 мТТУ14 140 кг7 300 кг3 120 кг7
Heavy5 м2 УРМ28 790 кг14 220 кг6 750 кг9

(*) НОО — 200 × 200 км, наклонение 28,7°
(**) ГПО — 35 786 × 185 км, наклонение 27°
(***) ГСО — 35 786 × 35 786 км, наклонение 0°

Сборка ракеты-носителя

Дельта IV Heavy внутри мобильной башни обслуживания (MST).

 
Ракета-носитель Дельта IV собирается по схеме, которая по утверждению компании Boeing сокращает стоимость и дорогое пребывание ракеты на стартовой площадке. Блоки первой ступени производятся на фабрике в Дакатуре, штат Алабама, США. После этого они транспортируются по воде до необходимой стартовой площадки, где перевозятся в ангар горизонтальной сборки (Horizontal Integration Facility) для сборки со второй ступенью, которая также проделывает основной путь по воде. Также в ангаре собираются вместе три блока CBC для ракеты-ноcителя Дельта IV Heavy.

После того как выполнено множество проверок, ракета-носитель с помощью мобильной башни перемещается горизонтально к стартовому столу, где устанавливается вертикально установщиком внутри мобильной башни обслуживания (Mobile Service Tower). На этом этапе присоединяются твердотопливные ускорители GEM-60, если в них есть необходимость. После дополнительных проверок, полезная нагрузка, закрытая в головном обтекателе, транспортируется из ангара горизонтальной сборки к стартовой площадке и с помощью крана мобильной башни присоединяется к ракете-носителю. После этого ракета-носитель готова к запуску.

Стартовые площадки

Запуски ракеты-носителя Дельта IV производятся с двух стартовых площадок:

  • на восточном побережье США со стартового комплекса SLC-37B на мысе Канаверал;
  • на западном побережье со стартового комплекса SLC-6 на базе Ванденберг, где осуществляются запуски на полярную орбиту и орбиты с большим наклонением.

Перспективы развития

До принятия решения об отказе от ракеты, возможное будущее развитие ракет-носителей семейства Дельта IV включало в себя добавление дополнительных боковых твердотопливных ускорителей для повышения показателей полезной нагрузки, использование двигателей первой и второй ступеней с большей тягой, применение более легких материалов и увеличение числа унифицированных блоков CBC до шести штук. Эти модификации могли в принципе увеличить массу доставляемого на опорную орбиту груза до 60-100 тонн. В зависимости от характера принятых изменений в конце программы модернизации к 2020 году, процентная доля полезной нагрузки (для НОО) от стартовой массы ракеты-носителя могла достичь 5-5.5 % и превысить значение данного показателя 4,24 % у керосино-кислородной ракеты-носителя Зенит-3SLБ, которая является лучшей ракетой-носителем по этому показателю на 2009 год.

NASA первоначально имело планы по использованию ракеты-носителя Дельта IV Heavy для одноразового пилотируемого корабля CEV (Crew Exploration Vehicle) в программе Созвездие, который предполагается использовать вместо космического челнока. Но с изменением CEV от концепций планера с крыльями или несущего крыла к концепции спускаемой капсулы (Орион) и с переходом на ракету-носитель на основе твердотопливного ускорителя челнока, единственный компонент, который будет заимствован от Дельта IV будет водородно/кислородный двигатель RS-68.

Программа модернизации ракеты-носителя Дельта IV Heavy, нацеленная на использование более эффективных двигателей RS-68A, была рассчитана на период до 2011 года. Первый полет с новыми двигателями был выполнен 29 июня 2012. Результатом стало 13 % увеличение выводимой полезной нагрузки на ГПО. Новый двигатель RS-68A также планируется использовать на всех модификациях ракеты-носителя Дельта IV к 2015 году, обеспечиваемая им тяга 106 % должна привести к 7-11 % увеличению полезной нагрузки, выводимой на ГПО. Хотя здесь следует отметить, что большая тяга возможно потребует структурных изменений и использование двигателей при текущих 102 % тяги обеспечит меньшее улучшение показателей, но потребует меньше модификаций.

Другое возможное обновление семейства ракеты-носителя Дельта IV состояло в создании новых вариантов путём добавления дополнительных твердотопливных ускорителей. Одна такая модификация, Medium+ (4,4), могла бы использовать четыре ускорителя GEM-60, что теоретически обеспечило бы полезную нагрузку на ГПО 7 500 кг и 14 800 кг на низкой опорной орбите. Данный вариант является наиболее простым для реализации и возможен в пределах 36 месяцев от первого заказа. Две другие версии, Medium+ (5,6) и Medium+ (5,8), можно получить добавлением двух и четырёх твердотопливных ускорителей GEM-60 соответственно к модификации Medium+ (5,4). Это должно существенно увеличить массу полезной нагрузки до 9 200 кг на ГПО для Medium+ (5,8), но потребует значительной модификации в виде дополнительных точек крепления на первой ступени и изменений, направленных на учёт увеличенных нагрузок на конструкцию во время полета. Скорее всего, это потребует также изменений стартовой площадки и инфраструктуры. Версии Medium+ (5,6) и Medium+ (5,8) могут быть доступны в пределах 48 месяцев со времени первого заказа.

Запуски ракеты-носителя Дельта IV

Запуск Дельта IV Heavy с космическим кораблём Орион.

21 декабря 2004 года была впервые запущена ракета-носитель Дельта IV Heavy c массогабаритным макетом полезной нагрузки, после существенных задержек из-за плохой погоды. По причине кавитации в топливопроводах, датчики зарегистрировали исчерпание топлива. Двигатели боковых ускорителей и позже двигатель первой ступени были отключены преждевременно, хотя топлива оставалось достаточно для продолжения горения согласно плану полета. Вторая ступень попыталась скомпенсировать недоработку первой ступени и боковых ускорителей до тех пор, пока не завершилось топливо. Этот полет был пробным запуском со следующей полезной нагрузкой:

  • DemoSat — 6 020 кг; алюминиевый цилиндр, заполненный 60 прутьями из латуни, который предполагалось вывести на ГСО, однако из-за сбоя датчиков, спутник не достиг планируемой орбиты.
  • NanoSat-2 — выводимый на низкую околоземную орбиту, представлял собой два очень маленьких спутника Спарки (24 кг) и Ральфи(21 кг). С учётом недостаточного времени работы первых ступеней, наиболее вероятно, что они не достигли стабильной орбиты.

5 декабря 2014 года, в рамках тестовой миссии EFT-1, состоялся запуск ракеты-носителя Дельта IV Heavy с космическим кораблём Орион, который будет использоваться в будущих пилотируемых миссиях NASA к Луне и Марсу.


Wikipedia

aboutspacejornal.net

delta-v Википедия

Характеристи́ческая ско́рость орбита́льного манёвра в астродинамике и ракетодинамике — изменение скорости космического аппарата, которое необходимо для выполнения орбитального манёвра (изменения траектории). Является скаляром и имеет размерность скорости. Обозначается в формулах как Δv (дельта-v; произносится как де́льта-вэ́). В случае реактивного двигателя изменение скорости достигается путём выброса рабочего тела для производства реактивной тяги, которая и ускоряет корабль в космосе.

Сумма́рная характеристи́ческая ско́рость — сумма характеристических скоростей всех манёвров, необходимых для поддержания работоспособности космического аппарата или системы (орбитальной группировки) на протяжении всего периода эксплуатации[1].

Определение[ | ]

Δv=∫t0t1|T|mdt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\frac {\left|T\right|}{m}}\,dt}

где

T — мгновенная тяга двигателя,
m — мгновенная масса корабля.

Особые случаи[ | ]

При отсутствии внешних сил (вакуум, гравитация небесных тел пренебрежимо мала, электромагнитные поля слабы):

Δv=∫t0t1|a|dt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\left|a\right|}\,dt}

где a — ускорение. Когда тяга приложена в постоянном направлении (без рысканья и тангажа), уравнение упрощается до

Δv=|v1−v0|{\displaystyle \Delta {v}=\left|{v}_{1}-{v}_{0}\right|},

то есть просто до изменения скорости (относительно точки отчета в инерционной системе).

Орбитальные манёвры[

ru-wiki.ru

Дельта-v Википедия

Характеристи́ческая ско́рость орбита́льного манёвра в астродинамике и ракетодинамике — изменение скорости космического аппарата, которое необходимо для выполнения орбитального манёвра (изменения траектории). Является скаляром и имеет размерность скорости. Обозначается в формулах как Δv (дельта-v; произносится как де́льта-вэ́). В случае реактивного двигателя изменение скорости достигается путём выброса рабочего тела для производства реактивной тяги, которая и ускоряет корабль в космосе.

Сумма́рная характеристи́ческая ско́рость — сумма характеристических скоростей всех манёвров, необходимых для поддержания работоспособности космического аппарата или системы (орбитальной группировки) на протяжении всего периода эксплуатации[1].

Определение

Δv=∫t0t1|T|mdt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\frac {\left|T\right|}{m}}\,dt}

где

T — мгновенная тяга двигателя,
m — мгновенная масса корабля.

Особые случаи

При отсутствии внешних сил (вакуум, гравитация небесных тел пренебрежимо мала, электромагнитные поля слабы):

Δv=∫t0t1|a|dt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\left|a\right|}\,dt}

где a — ускорение. Когда тяга приложена в постоянном направлении (без рысканья и тангажа), уравнение упрощается до

Δv=|v1−v0|{\displaystyle \Delta {v}=\left|{v}_{1}-{v}_{0}\right|},

то есть просто до изменения скорости (относительно точки отчета в инерционной системе).

Орбитальные манёвры

Орбитальные манёвры, как правило, выполняются выбросом из ракетного двигателя рабочего тела (газов) для создания противо-силы, действующей на корабль. Значение этой силы равно

F=Vexh ρ{\displaystyle F=V_{exh}\ \rho }

где

Vexh (от англ. exhaust) — скорость истечения газа (рабочего тела).
ρ — расход рабочего тела.

Ускорение (производная от скорости) v˙{\displaystyle {\dot {v}}} корабля, вызванное этой силой, равно

v˙=fm=Vexhρm{\displaystyle {\dot {v}}={\frac {f}{m}}=V_{exh}{\frac {\rho }{m}}}

где m — масса корабля.

Меняя переменную уравнения с времени t на массу корабля m, получаем:

Δv=−∫m0m1Vexhdmm{\displaystyle \Delta {v}=-\int _{m_{0}}^{m_{1}}{V_{exh}{\frac {dm}{m}}}}

Считая скорость истечения газа Vexh постоянной и независящей от остатков топлива, времени работы двигателя, это уравнение интегрируется в форму

Δv=Vexh ln⁡(m0m1){\displaystyle \Delta {v}=V_{exh}\ \ln \left({\frac {m_{0}}{m_{1}}}\right)},

которая и есть формула Циолковского.

Если, к примеру, 25 % начальной массы корабля — это топливо со скоростью истечения газов Vexh{\displaystyle V_{exh}} в районе 2100 м/с (обычное значение для гидразина), то достижимое для корабля полное изменение скорости равно:

Δv=2100 ln⁡(10,75){\displaystyle \Delta {v}=2100\ \ln \left({\frac {1}{0{,}75}}\right)} м/с = 604 м/с.

Все приведённые формулы хорошо сходятся с реальностью для импульсных манёвров, характерных для химических реактивных двигателей (то есть с реакцией окисления горючего). Но для двигателей с малой тягой (например, ионных двигателей), а также двигателей, использующих электрические поля, солнечный ветер и т. п., эти упрощенные расчеты менее аккуратны, особенно если периоды работы двигателей (создания тяги) превышают несколько часов.

Также для химических двигателей с большой тягой действует эффект Оберта — включение ракетного двигателя при движении с высокой скоростью создаёт больше полезной энергии, чем такой же ракетный двигатель при медленной скорости. При движении с высокой скоростью топливо имеет больше кинетической энергии (она может даже превысить потенциальную химическую энергию), и эта энергия может использоваться для получения большей механической мощности.

Дельта-v для разных целей

Выход на земную орбиту

Запуск на низкую околоземную орбиту (НОО) с поверхности Земли требует дельта-v около 7,8 км/с плюс от 1,5 до 2,0 км/с, затрачиваемых на преодоление сопротивления атмосферы, гравитационные потери и манёвры по тангажу. Надо учитывать, что при запуске с поверхности Земли в восточном направлении к скорости ракеты-носителя добавляется от 0 (на полюсах) до 0,4651 км/с (на экваторе) скорости вращения Земли, а при старте в западном направлении (на ретроградную орбиту) скорость ракеты при старте уменьшается на ту же величину, что приводит к уменьшению полезной нагрузки ракеты-носителя (как у израильской ракеты «Шавит»).

Орбитальные процедуры

МанёврТребуемая Δv за год [м/с]
СредняяМакс.
Компенсация сопротивления атмосферы
на высоте орбиты…
400—500 км< 25< 100
500—600 км< 5< 25
> 600 км< 7.5
Контроль положения аппарата (по трём осям) на орбите2—6
Удержание аппарата в орбитальной позиции на ГСО50—55
Удержание аппарата в точках Лагранжа L1/L230—100
Удержание аппарата на окололунной орбите[2]0—400

Космические перелёты

Все скорости в таблице ниже указаны в км/с. Диапазоны скоростей указаны, так как Δv вывода на орбиту зависит от места запуска на поверхности Земли и параметров переходных орбит.

Δv [км/с] от (ниже) и к:НОО (наклонение 28°)НОО (экваториальная)ГСОТочка Лагранжа L1Точка Лагранжа L2Точки Лагранжа L4 и L5Орбита ЛуныПоверхность ЛуныВторая космическая скорость
Поверхность Земли9.3—10.09.3—10.013.2—18.213.9—15.6
НОО Земли, 28°X4.244.333.773.433.974.045.933.22
НОО Земли, экватор4.24X3.903.773.433.994.045.933.22
ГСО2.061.63X1.381.471.712.053.921.30
Точка Лагранжа L10.770.771.38X0.140.330.642.520.14
Точка Лагранжа L20.330.331.470.14X0.340.642.520.14
Точки Лагранжа L4 и L50.840.981.710.330.34X0.982.580.43
Низкая орбита Луны (LLO)1.311.312.050.640.650.98X1.871.40
Поверхность Луны2.742.743.922.522.532.581.87X2.80
Вторая космическая скорость для Земли2.91.300.140.140.431.402.80X

[3][4][5]

См. также

Примечания

Ссылки

Литература

  • Мещерский И. В. «Работы по механике тел переменной массы» М.-Л.: ГИТТЛ, 1949. — 276с. (2-ое изд. 1952.)
  • Космодемьянский А. А., «Механика тел переменной массы (Теория реактивного движения)» Ч. 1. М., 1947.
  • Михайлов Г. К., «К истории динамики систем переменного состава» Известия АН СССР: Механика твердого тела, 1975, № 5, с. 41-51.
  • Гурин А. И. «Основы механики тел переменной массы и ракетодинамике» Москва 1960. — 222c.
  • Мандрыка А. П. «Генезис современной ракетодинамики» Л.: Наука, 1971. — 216 с.

wikiredia.ru

Дельта-v Википедия

Характеристи́ческая ско́рость орбита́льного манёвра в астродинамике и ракетодинамике — изменение скорости космического аппарата, которое необходимо для выполнения орбитального манёвра (изменения траектории). Является скаляром и имеет размерность скорости. Обозначается в формулах как Δv (дельта-v; произносится как де́льта-вэ́). В случае реактивного двигателя изменение скорости достигается путём выброса рабочего тела для производства реактивной тяги, которая и ускоряет корабль в космосе.

Сумма́рная характеристи́ческая ско́рость — сумма характеристических скоростей всех манёвров, необходимых для поддержания работоспособности космического аппарата или системы (орбитальной группировки) на протяжении всего периода эксплуатации[1].

Определение[ | ]

Δv=∫t0t1|T|mdt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\frac {\left|T\right|}{m}}\,dt}

где

T — мгновенная тяга двигателя,
m — мгновенная масса корабля.

Особые случаи[ | ]

При отсутствии внешних сил (вакуум, гравитация небесных тел пренебрежимо мала, электромагнитные поля слабы):

Δv=∫t0t1|a|dt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\left|a\right|}\,dt}

где a — ускорение. Когда тяга приложена в постоянном направлении (без рысканья и тангажа), уравнение упрощается до

Δv=|v1−v0|{\displaystyle \Delta {v}=\left|{v}_{1}-{v}_{0}\right|},

то есть просто до изменения скорости (относительно точки отчета в инерционной системе).

Орбитальные манёвры[

ru-wiki.ru

delta-v Википедия

Характеристи́ческая ско́рость орбита́льного манёвра в астродинамике и ракетодинамике — изменение скорости космического аппарата, которое необходимо для выполнения орбитального манёвра (изменения траектории). Является скаляром и имеет размерность скорости. Обозначается в формулах как Δv (дельта-v; произносится как де́льта-вэ́). В случае реактивного двигателя изменение скорости достигается путём выброса рабочего тела для производства реактивной тяги, которая и ускоряет корабль в космосе.

Сумма́рная характеристи́ческая ско́рость — сумма характеристических скоростей всех манёвров, необходимых для поддержания работоспособности космического аппарата или системы (орбитальной группировки) на протяжении всего периода эксплуатации[1].

Определение

Δv=∫t0t1|T|mdt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\frac {\left|T\right|}{m}}\,dt}

где

T — мгновенная тяга двигателя,
m — мгновенная масса корабля.

Особые случаи

При отсутствии внешних сил (вакуум, гравитация небесных тел пренебрежимо мала, электромагнитные поля слабы):

Δv=∫t0t1|a|dt{\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\left|a\right|}\,dt}

где a — ускорение. Когда тяга приложена в постоянном направлении (без рысканья и тангажа), уравнение упрощается до

Δv=|v1−v0|{\displaystyle \Delta {v}=\left|{v}_{1}-{v}_{0}\right|},

то есть просто до изменения скорости (относительно точки отчета в инерционной системе).

Орбитальные манёвры

Орбитальные манёвры, как правило, выполняются выбросом из ракетного двигателя рабочего тела (газов) для создания противо-силы, действующей на корабль. Значение этой силы равно

F=Vexh ρ{\displaystyle F=V_{exh}\ \rho }

где

Vexh (от англ. exhaust) — скорость истечения газа (рабочего тела).
ρ — расход рабочего тела.

Ускорение (производная от скорости) v˙{\displaystyle {\dot {v}}} корабля, вызванное этой силой, равно

v˙=fm=Vexhρm{\displaystyle {\dot {v}}={\frac {f}{m}}=V_{exh}{\frac {\rho }{m}}}

где m — масса корабля.

Меняя переменную уравнения с времени t на массу корабля m, получаем:

Δv=−∫m0m1Vexhdmm{\displaystyle \Delta {v}=-\int _{m_{0}}^{m_{1}}{V_{exh}{\frac {dm}{m}}}}

Считая скорость истечения газа Vexh постоянной и независящей от остатков топлива, времени работы двигателя, это уравнение интегрируется в форму

Δv=Vexh ln⁡(m0m1){\displaystyle \Delta {v}=V_{exh}\ \ln \left({\frac {m_{0}}{m_{1}}}\right)},

которая и есть формула Циолковского.

Если, к примеру, 25 % начальной массы корабля — это топливо со скоростью истечения газов Vexh{\displaystyle V_{exh}} в районе 2100 м/с (обычное значение для гидразина), то достижимое для корабля полное изменение скорости равно:

Δv=2100 ln⁡(10,75){\displaystyle \Delta {v}=2100\ \ln \left({\frac {1}{0{,}75}}\right)} м/с = 604 м/с.

Все приведённые формулы хорошо сходятся с реальностью для импульсных манёвров, характерных для химических реактивных двигателей (то есть с реакцией окисления горючего). Но для двигателей с малой тягой (например, ионных двигателей), а также двигателей, использующих электрические поля, солнечный ветер и т. п., эти упрощенные расчеты менее аккуратны, особенно если периоды работы двигателей (создания тяги) превышают несколько часов.

Также для химических двигателей с большой тягой действует эффект Оберта — включение ракетного двигателя при движении с высокой скоростью создаёт больше полезной энергии, чем такой же ракетный двигатель при медленной скорости. При движении с высокой скоростью топливо имеет больше кинетической энергии (она может даже превысить потенциальную химическую энергию), и эта энергия может использоваться для получения большей механической мощности.

Дельта-v для разных целей

Выход на земную орбиту

Запуск на низкую околоземную орбиту (НОО) с поверхности Земли требует дельта-v около 7,8 км/с плюс от 1,5 до 2,0 км/с, затрачиваемых на преодоление сопротивления атмосферы, гравитационные потери и манёвры по тангажу. Надо учитывать, что при запуске с поверхности Земли в восточном направлении к скорости ракеты-носителя добавляется от 0 (на полюсах) до 0,4651 км/с (на экваторе) скорости вращения Земли, а при старте в западном направлении (на ретроградную орбиту) скорость ракеты при старте уменьшается на ту же величину, что приводит к уменьшению полезной нагрузки ракеты-носителя (как у израильской ракеты «Шавит»).

Орбитальные процедуры

МанёврТребуемая Δv за год [м/с]
СредняяМакс.
Компенсация сопротивления атмосферы
на высоте орбиты…
400—500 км< 25< 100
500—600 км< 5< 25
> 600 км< 7.5
Контроль положения аппарата (по трём осям) на орбите2—6
Удержание аппарата в орбитальной позиции на ГСО50—55
Удержание аппарата в точках Лагранжа L1/L230—100
Удержание аппарата на окололунной орбите[2]0—400

Космические перелёты

Все скорости в таблице ниже указаны в км/с. Диапазоны скоростей указаны, так как Δv вывода на орбиту зависит от места запуска на поверхности Земли и параметров переходных орбит.

Δv [км/с] от (ниже) и к:НОО (наклонение 28°)НОО (экваториальная)ГСОТочка Лагранжа L1Точка Лагранжа L2Точки Лагранжа L4 и L5Орбита ЛуныПоверхность ЛуныВторая космическая скорость
Поверхность Земли9.3—10.09.3—10.013.2—18.213.9—15.6
НОО Земли, 28°X4.244.333.773.433.974.045.933.22
НОО Земли, экватор4.24X3.903.773.433.994.045.933.22
ГСО2.061.63X1.381.471.712.053.921.30
Точка Лагранжа L10.770.771.38X0.140.330.642.520.14
Точка Лагранжа L20.330.331.470.14X0.340.642.520.14
Точки Лагранжа L4 и L50.840.981.710.330.34X0.982.580.43
Низкая орбита Луны (LLO)1.311.312.050.640.650.98X1.871.40
Поверхность Луны2.742.743.922.522.532.581.87X2.80
Вторая космическая скорость для Земли2.91.300.140.140.431.402.80X

[3][4][5]

См. также

Примечания

Ссылки

Литература

  • Мещерский И. В. «Работы по механике тел переменной массы» М.-Л.: ГИТТЛ, 1949. — 276с. (2-ое изд. 1952.)
  • Космодемьянский А. А., «Механика тел переменной массы (Теория реактивного движения)» Ч. 1. М., 1947.
  • Михайлов Г. К., «К истории динамики систем переменного состава» Известия АН СССР: Механика твердого тела, 1975, № 5, с. 41-51.
  • Гурин А. И. «Основы механики тел переменной массы и ракетодинамике» Москва 1960. — 222c.
  • Мандрыка А. П. «Генезис современной ракетодинамики» Л.: Наука, 1971. — 216 с.

wikiredia.ru

Дельта-4 Википедия

Дельта IV

Старт Дельта IV Medium со спутником DSCS III-B6
Общие сведения
Страна США США
Семейство Дельта
Назначение ракета-носитель
Разработчик ULA, Боинг
Изготовитель ULA, Боинг
Основные характеристики
Количество ступеней 2
Длина (с ГЧ) 63 - 70,7 м
Диаметр 5,1 м
Стартовая масса 249 500 - 733 400 кг
Полезная нагрузка НОО: 9 420 - 28 790 кг[1]
ГПО: 4 400 - 14 220 кг
ГСО: 1 270 - 6 750 кг
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Канаверал, SLC-37B;
Ванденберг, SLC-6
Число запусков 37
Medium: 3
Medium+ (4,2): 14
Medium+ (5,2): 3
Medium+ (5,4): 7
Heavy: 10
 • успешных 36
Medium: 3
Medium+ (4,2): 14
Medium+ (5,2): 3
Medium+ (5,4): 7
Heavy: 9
 • частично неудачных 1 (Heavy)
Первый запуск Medium: 11.03.2003
Medium+ (4,2): 20.11.2002
Medium+ (5,2): 3.04.2012
Medium+ (5,4): 6.12.2009
Heavy: 21.12.2004
Последний запуск 12 августа 2018 (Parker Solar Probe)
Ускоритель (Medium+) — GEM-60[en]
Количество ускорителейМedium+ (4,2) — 2;
Medium+ (5,Х) — 2 или 4
Маршевый двигатель ТТРД
Тяга84,3 тс (826,6 кН)
Удельный импульс275 с
Время работы90 с
Ускоритель (Heavy) — Дельта IV CBC
Количество ускорителей2
Маршевый двигатель RS-68A
Тяга319,9 тс (3137 кН) (ур. моря)
363 тс (3560 кН) (вакуум)
Удельный импульс360 с (на уровне моря)
412

ru-wiki.ru