Nosiče II

RAKETOVÉ NOSIČE
(úvod)
Bumper 8 (24.8. 1950)
Bumper 5 (24.2.1949)
Titan 2
1. stupeň rakety Titan 2
Raketa typu Sojuz
Raketa Zenit-3SLB
Raketa Proton - M
Ruská měsíční raketa N1
Starty raket Delta 2 s družicí systému GPS a sondou
MER-A (Spirit)
Start rakety Delta 2 se
sondou MAP
Delta 3
Delta 2H
Verze raket Delta (pro srovnání Zenit-3SL)
Delta 4 Medium + (4,2)
Série raket se 2 urychlovacími stupni navěšenými na středním stupni: Titan 4B
Raketoplán
Delta 4 Heavy
Ariane 5
PSLV C-17 XL (6 urychlovacích motorů kolem 1. stupně), 4.
stupňová raketa s telekomunikační družicí GSAT 12
GSLV (Indie)
H-2B (Japonsko)
CZ-4C
CZ-2FT1 (T1=Tiangong 1)
Montáž aerodynamického krytu rakety Minotaur 4 (družice Tacsat 4)
ATLAS 5
Atlas Family (Credit: Mark Wade)
Zleva: MX-774 (1946); MX-1593 (1953); Atlas A, B, D;
Atlas Agena D; Atlas Centaur; Atlas I, IIA, IIAS, IIIA,
IIIB, V
Zleva: Atlas C, Atlas F, Atlas Centaur, Atlas - Mercury
Atlas 2AS
Atlas 2AS: Echostar, Eutelsat
Atlas 3A-Eutelsat W4
Atlas 3B-Asiasat 4
Rakety Atlas 5
Atlas 5 (521): schéma
První stupeň rakety Atlas 5 s motorem RD-180
Stupeň CCB
• Délka 32,48 m, průměr 3,81 m.
• Celková hmotnost 305 366 kg, suchá hmotnost stupně
(21 277 kg).
• Pohonné látky (284 089 kg) - kapalný kyslík a
kerosín v poměru 2,72.
• Konstrukce palivových nádrží – hliníková síťová
struktura, pokrytá Al-Li plechem tloušťky 2 mm.
• Kónická přechodová konstrukce má hmotnost 418 kg.
• Mezistupňová konstrukce stupně Centaur - 342 kg.
RD-180
RD-180 test firing – 4. 11. 1998 (Atlas III engine section)
Zkušební zážeh motoru firmy
Aerojet pro urychlovací stupně
SRB raket Atlas 5.
Konfigurace SRB
u verzí Atlasu 5
SRM (Solid Rocket Motor) společnosti Aerojet:
• Délka 19,5 m (s aerodynamickým krytem 20,1 m),
průměr 1,55 m.
• Spalovací komora o délce 19,2 m je z kompozitních
materiálů na bázi uhlíkových vláken, podobně jako
jeho aerodynamický čelní kryt a výtoková tryska. Osa
trysky je o 3° odchýlena od osy spalovací komory.
• Tuhá pohonná látka, označovaná jako 1.3 HTPB
(Hydroxyl Terminated PolyButadien), je ve formě
monolitického zrna o hmotnosti 36 559 kg. Doba
hoření pohonné látky je 90 s a tah dosahuje maxima
kolem 2 MN, který pak klesá na 1,4 MN.
• Hmotnost SRM s pohonnou látkou činí 40 559 kg.
Centaur
Stupeň Centaur, tzv. CC (Common Centaur)
Délka 11,7 m (12,7 m s vysunutým nástavcem trysky motoru), průměr 3,05 m.
Suchá hmotnost s jedním motorem RL-10A-4-2 je 2086 kg
PL: LOX + LH2, 20 830 kg.
Nádrže stupně jsou skořepinové, svařované z nerezavějící oceli o tloušťce mezi
0,125 – 1 mm. Prostor mezi nádržemi na kapalný vodík a kyslík je evakuován,
čímž jsou obě nádrže odizolovány. Celá konstrukce stupně je stabilizována
vnitřním přetlakem. Panely z nerezavějící oceli jsou svařovány elektrickým
obloukem v plazmatu. Nadto volba tenkých stěn nádrží snižuje vedení tepla podél
konstrukce stupně.
Nese-li stupeň dva motory RL-10A-4-2, zvětší se suchá hmotnost stupně asi o 167
kg. Tah motoru RL-10A-4-2 dosahuje 99,1 kN. Stupeň bude používán pro
všechny varianty raket Atlas včetně tzv. těžkého nosiče Atlas 5- Heavy se třemi
urychlovacími stupni paralelně vedle sebe. Stupeň nese řídící systém rakety s
inerciální navigační jednotkou. Orientaci stupně zajišťuje celkem 12
hydrazinových orientačních motorů.
Motor RL-10A-4-2 (Pratt and Whitney)
Tah: 99,1 kN; Isp: 4510 Ns/kg; Tlak: 3,9 MPa
Oddělení 1. stupně rakety
Atlas 3 (vlevo)
Motor RL-10A-4-2 stupně
Centaur před zážehem
Princip svařovací technologie FSW (friction stir welding =
třecí svařování s promíšením) :
přitlačením rotujícího válcového tělesa na svařované díly
dojde k jejich uvedení do plastického stavu a jejich splynutí
v místě kontaktu
Aerodynamický kryt
Série 400: průměr 4 m (vnější průměr 4,2 m), délky 12 m (hmotnost
2111 kg), 12,9 m (2289 kg) či 13,8 m (2503 kg). Menší změny
délky aerodynamického krytu mohou být upravovány podle potřeb
užitečného zatížení. Výroba: společnost Lockheed Martin.
Série 500: průměr 5 m (vnější průměr 5,4 m) švýcarské společnosti
Contraves Space AG. Vzhledem k průměru aerodynamického krytu
je překryt i stupeň Centaur, který má průměr jen 3 m. Podle typu
užitečného zatížení lze použít aerodynamických krytů tří délek.
„Krátký“ aerodynamický kryt má délku 20,7 m. Je vyroben z
lehkých kompozitů a má hmotnost 3540 kg.
„Střední“ aerodynamický kryt o délce 23,1 m a hmotnosti kolem
4019 kg.
Dlouhý kryt má délku 26,5 m a hmotnost 4394 kg. S jeho použitím
se počítá zejména u verze Atlas 5 - Heavy.
Aerodynamický kryt raket Atlas 5
Startovní komplex 41 na Cape Canaveral Air Force
Station, v pozadí VIF
Nosnost variant raket Atlas 5 na GTO:
185 - 35 786 km, sklon 27°, Delta V ~ 1804 m/s
Varianta
401
411
421
431
501
511
521
531
541
551
Heavy
Nosnost na GTO [kg]
4 950
6 075
7 000
7 800
3 970
5 370
6 485
7 421
8 240
8 700
~13 000
Nosnost variant raket Atlas 5 na LEO:
kruhová dráha 185 km, sklon 28,5°
Varianta
402
502
512
522
532
542
552
Heavy
Nosnost na LEO [kg]
7 095
10 300
12 590
15 080
17 250
18 955
20 520
~29 400
Atlas 5 s aerodynamickým
krytem o průměru 4 m
Atlas 5 (401)
Atlas 5 (521)
Start rakety Atlas 5 (521)
Atlas 5 (521): odhoz urychlovacího stupně Aerojet a
prvního stupně rakety CCB
Atlas 5 (551) se sondou
New Horizons
Atlas 5 (551) se sondou
New Horizons
Atlas 5 (551) se sondou New Horizons
Start Atlasu 5 (551) se sondou New Horizons
Start raketyAtlas 5 (551)
se sondou New Horizons
Start rakety Atlas 5
(411)
s telekomunikační
družicí Astra 1KR
Start rakety Atlas 5 (411)
s telekomunikační družicí Astra 1KR
Start rakety Atlas 5 (411)
s telekomunikační družicí Astra 1KR
Lubor Lejček
Tepelné štíty
raketoplánů
Space Shuttle
• 1. Kompozitní materiál tvořený uhlíkovými vlákny
v uhlíkové matrici RCC (Reinforced Carbon -Carbon),
chráněný vrstvou karbidu křemíku před oxidací.
Oblasti teplot nad 1300°C, tj. na nosové části
raketoplánu a náběžné hraně křídla. (1986 kg/m3)
• 2. Vícenásobně použitelná izolace na bázi křemene
HRSI (High-temperature Reusable Surface Insulation)
pro oblasti s teplotami 700-1300°C. (352 kg/m3)
• 3. Vícenásobně použitelná izolace na bázi na bázi
křemene LRSI (Low-temperature Reusable Surface
Insulation) pro oblasti s teplotami 400-700°C. (192
kg/m3)
• 4. Pružná vícenásobně použitelná povrchová izolace
FRSI (Flexible Reusable Surface Insulation) pro
teploty do 400°C. (144 kg/m3)
Detail zakončení náběžné hrany křídla raketoplánu
Dlaždice tepelné ochrany
(muzeum na Cape Canaveral)
Křemenná vlákna v HRSI dlaždici
Maketa raketoplánu na Cape Canaveral
Maketa raketoplánu na Cape Canaveral:
detail předních podvozkových dveří
Start raketoplánu Endeavour (16. 7. 2009)
Start raketoplánu Endeavour (16. 7. 2009)
Start raketoplánu Endeavour (16. 7. 2009)
BURAN
Distribution of the
maximum
temperatures on the
BURAN orbiter
surface:
a - laminar mode
b - turbulent mode
Kovové dlaždice
tepelné ochrany
pro X - 33
X-37/OTV (Orbital Test Vehicle)
This ULA diagram depicts the Orbital Test Vehicle 1 space plane and its position atop
the Atlas 5 (501) rocket Credit: United Launch Alliance.
X-37B: panely slunečních článků z GaAs
Dlaždicové elementy pro zkoušky v arodynamickém
tunelu
Materiály dlaždic tepelné ochrany
•
•
•
Spodní povrch OTV - teploty vyšší než 1260°- 1500°C :
Dlaždice TUFROC (Toughened Uni-piece Fibrous Reinforced Oxidation-resistant
Composite): Vnější vrstvaje tvořena žáru odolnou keramikou ROCCI (Refraktory
Oxidation-resistant Ceramic Carbon Insulation) zřejmě na bázi karbidu křemíku,
odolávající oxidaci.
Spodní vrstva pak zajišťuje maximální tepelnou ochranu konstrukce OTV. Jde o
kompozitní vláknitý materiál, který by mohl být vyroben například z vláken na bázi
Al2O3 a SiO2.
Pro méně tepelně exponovaná místa spodního povrchu OTV se jako tepelné izolace
používá dlaždic TUFI (Toughened Uni-piece Fibrous Insulation) na bázi
křemenných vláken.
• Horní povrch OTV - teploty v rozmezí 370°-650° C:
• Izolace ve formě desek CRI (Conformal Reusable Insulation) také patrně z
křemenných vláken. Desky bez povrchové úpravy.
Space capsule Recovery Experiment (SRE – 1)
ISRO /Indie
Indický projekt vícenásobně použitelného raketoplánu
MSL – tepelný štít, hmotnost 2451 kg, průměr 4,5 m, materiál
PICA (Phenolic Impregnated Carbon Ablator )
Upevňování ablativních izolačních desek PICA-X (Phenolic Impregnated
Carbon Ablator ) na tepelný štít lodi Dragon (tepelný štít lze po přistání lodi
vyměnit)