【原创文章】“暴风雪(BURAN)号航天飞机系列【4】

  首先,小编有话说:原创不易,望其他媒体进行转载时注明相关出处,谢谢合作。 

首先,接上篇文章:(【原创文章】“暴风雪(BURAN)号航天飞机系列【3】 

“能源 ——祝融星”家族。

【本文主体来源于:(《苏联“暴风雪”号航天飞机》主编:季晓光 航空工业出版社),网络文献与”冬天的一D锅  “,小编 ”冬天的一D锅“将其整理,编辑

接下来继续讲述:( 除了上篇章讲述的“能源”M以外,”能源”火箭其实还有一个计划中的庞大火箭家族,就如上特效图所展现的火箭,通过对比,不难发现:与众所周知的“能源”火箭相比,它旁边的火箭可谓是庞然大物! 可能许多爱好者想要问了,这到底是什么火箭,看着它应该是“能源”的发展型号。那么,它,到底叫什么,它的那些事到底如何?往下,揭晓)。


 【“能源”火箭衍生家族】

它,就是“祝融星”火箭!

“祝融星”火箭配置示意图。

首先先介绍下: 祝融星-大力神(Vulkan-Hercules)是现如今最大运力火箭“能源号”衍生型号,其名称得名于两个俄罗斯巨型火箭的代号(N1火箭和“能源号”原先的代号)。其与“能源”号的改进主要为采用了8个“天顶号”助推器与新开发的低温上面级(可采用两种上面级发动机配置方式2/3)最初计划:祝融星-大力神的研制过程需要5年,于1981年7月批准建造的、并于1982年投入使用。基础型的“祝融星-大力神”发射质量达到4,747吨(而“能源”则为2400吨),高度88米,配有逃逸塔,低轨道运载能力200吨,地球静止轨道运载能力为36吨,还可以将43吨的货物送往月球(直接起飞),52吨的货物送往火星。

该火箭的研发首先,起源于N1下马后的OC-120方案里的新型运载火箭计划РЛA(火箭飞行器)不同型号的РЛA运载火箭的区别主要在于第一级助推器数量的不同。当时计划在每个助推器上安装海平面约5978.4KN的新型大功率液氧-煤油液体发动机RD-123。该运载火箭包括3种型号:

(1)载重量为30T的РЛA-120(第一级装有2个助推器,后来发展为”能源“M)。

(2)载重量为100T的РЛA-130(第一级装有4个助推器,后来发展为”能源“),用于实施登月计划。

(3)载重量为250T的РЛA-130(第一级装有8个助推器,后来发展为”祝融星”计划),用于火星飞行。

不过,这还是1975年的方案。在苏联开始发力研制可重复使用的航天飞机的时候,格鲁什科还是想着借新型系列火箭完成月球火星的载人项目。这也是РЛA-130“(祝融星”)吨位火箭得以继续开发的原因。不过,到了70年代中后期,即使是最热衷于大型项目的勃列日涅夫,也终于认识到:苏联的经济实力已经支撑不起(当时还是不能同时)航天飞机与载人登星 的计划,所以,РЛA系列火箭的研制方向也开始进行取舍,既然苏联载人登月已经同N1火箭下马一样的失去了高层的基本支持,而且美国方面的航天飞机进展又非常顺利,那么,不用说,新型火箭当然是为了航天飞机以及大型军用载荷这一系列近地任务而首要研制,再加上技术方面,本来一个系列就是重型最后研制出来的客观规律,与实际研制进度的持久,最重型火箭的任务明显放缓了。不过当“能源”火箭的两次近乎完美的发射与苏联军方还是对其有需求,“祝融星”还是有了继续研制实际运用机会的!然而,树倒猢狲散,虽然最后该火箭进展到了设备准备完毕阶段,准备进行气动测试,但是苏联的解体既然让继承主体的俄罗斯连使用合成煤油的SOYUZ-U2都可以放弃使用,那么,众所周知了!

相关火箭发动机部分数据图:【RD-170/RD-171/RD-172发动机的技术参数】

技术参数 RD-170 RD-170M RD-171 RD-171M RD-172
燃烧室 4 4 4 4 4
喷嘴面积比 36.87 36.87 36.87 36.87 36.87
燃烧室压力(MPa) 24.52 24.52 24.52 24.52 25.69
燃料 煤油/液氧
混合比 2.63 2.63 2.63 2.63 2.63
海平面推力(KN) 7,256.9 7,256.9 7,256.9 7,256.9 7,688.4
海平面比冲(S) 309.3 309.3 309.3 309.3 310.9
真空推力(KN) 7,906.8 7,906.8 7,911.5 7,911.5 8,343.6
真空比冲(S) 337 337 337.2 337.2 337.4
流量(吨/秒) 2.3925 2.3925 2.3925 2.3925 2.5217
应用 能源号 能源M 天顶2 天顶2M/天顶3 祝融星-大力神

【美苏”航天飞机“采用火箭区别】

美国航天飞机的助推器为直径为3.71M的4段型SRB固体助推器。

首先是关于两方助推器采用的差别:

对于整个“能源”-“祝融星”系列为何没有使用固体火箭作为助推就器火箭,在这里也简单介绍下: 正如上图美国的这液固组合,苏联也曾经想过助推器使用固体火箭。对于固体火箭,其优势很大,(首先,除了比液体火箭准备周期短,可以快速发射外,还有火箭的存储周期也是一个重要的指标。对于液体运载火箭而言,由于使用液态推进剂,存在着易挥发、腐蚀等风险,需要在临发射之前加注。加注完成后,必须在一定的时间内发射出去。就如我国运载火箭使用的常温推进剂为四氧化二氮和偏二甲肼,它们加注后存储周期大概在7天左右;还有低温推进剂为液氢、液氧,它们加注后的存储周期是1天左右。但是固体运载火箭则不同,它在生产的时候,推进剂就已经在发动机里了。 这种方式就好像是在火箭里浇筑水泥一样,等到火箭燃料固化后,就是一个固体的药柱,不像液体燃料会挥发,也没有腐蚀性,因此保存时间可长达数年之久。) 但由于苏联工业部门当时不具备生产大型固体燃料助推器的能力,如果硬是强加使用此类助推器作为运载火箭的第1级,项目将会延期8~ 10 年!这对于“冷战”时期急于各自追赶对方的苏联来说是绝对不能接受的。鉴于此,设计人员选择了液氧煤油作为第一级助推器的助推器。虽然无法模仿美国航天飞机模式,但苏联方案也有其优势:第一级助推器的液体发动机的单位比冲比固体燃料发动机高,可使发射纬度更高的苏联载荷在入轨有效载荷方面不会处于美国人的下风。


好了,今天先介绍到这里,文章创作匆忙,有许多不足之处,还请各位同志们在文章下方畅言处与公众号,公众群等相关平台上多多指教!!!!关于该系列的更多内容,还请继续关注该系列的接下内容:(【原创文章】“暴风雪(BURAN)号航天飞机系列【5】),敬请关注,谢谢大家!

最后,因为最近有俄罗斯留学生联系小编希望能有其本国文字的文章,在此附加本人找到的关于“祝融星”的简单介绍俄文文章(有兴趣可以往下看),同时如开篇一样,送上两张图让大家欣赏:

“祝融星”发射效果图。
能源“号结构示意图。

【【【附加:俄文文章】】】有兴趣同志可以看看:

“Вулкан”. По космической ракете “Вулкан” было разработано техническое предложение в соответствии с пятилетним планом научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, утвержденным постановлением правительства в июле 1981 г. и техническим заданием главного управления, выданным в июле 1982 г.

Ракета-носитель “Вулкан” сверхтяжелого класса входит в ряд унифицированных ракет типа “Зенит”, РЛА-125, “Энергия” – “Буран-Т”, использующих единые маршевые двигатели и унифицированные ракетные блоки с их основными системами. В состав ракеты космического назначения входят: восемь ракетных блоков первой ступени – блоков А, выполненных на базе блоков А ракеты-носителя “Энергия”, ракетный блок второй ступени – блок Ц – соответствует центральному блоку ракеты “Энергия”, стартово-стыковочный блок – блок Я новой разработки и космическая головная часть в различных комплектациях и вариантах.

Стартовая масса ракеты-носителя “Вулкан” 4747 т. Грузоподъемность при выведении на опорную орбиту высотой 200 км с наклонением 50,7 град. составляет 200 т, наклонением 97 град. – 172 т, на геостационарную орбиту, с использованием разгонного космического блока “Везувий” -36 т, на орбиту искусственного спутника Луны – до 43 т, на траекторию полета к Марсу – до 52 т.

Блоки А объединяются попарно в четыре параблока. Блоки А ракеты-носителя “Вулкан” не оснащаются средствами возвращения и связанными с ними элементами. Увеличен, по сравнению с блоками А ракеты “Энергия”, объем топливных баков за счет цилиндрических вставок длиной 7 м. При стоянке ракеты на стартовом комплексе блоки А опираются на блок Я по двум опорным площадкам каждый, в отличие от блоков А ракеты “Энергия”, который опираются на блок Я на четыре точки, что приводит к необходимости изменения конструкции хвостового отсека блока А. Все блоки А делятся на две группы; полностью идентичных блоков – левые и правые в каждом параблоке. Отличия этих групп состоят в размещении средств отделения параблоков в конце полета и элементов силовых связей с блоком Ц. Стартовая масса блока А 449,2 т, масса конструкции 573 т, рабочий запас топлива 386 т, из них 278,8 т окислителя и 107,2 т горючего. Длина блока 46,5 м.

Двигатель РД-179 (14Д20, примечание web-мастера) с форсированием тяги у Земли до 860 т, в пустоте – 937 т. Удельный импульс 308,5 с и 336,2 с на Земле и в пустоте соответственно.

Центральный блок ракеты-носителя “Вулкан” отличается от блока Ц ракеты “Энергия” увеличением цилиндрической части баков в сумме на 15 м с изменением формы верхнего днища кислородного бака, новым переходным отсеком, цилиндрической юбкой вместо обтекателей двигателя РД-0120, симметричным расположением внутрибаковых устройств, в том числе и тоннельного трубопровода.

Стартовая масса блока Ц 934 т, масса конструкции 89,7 т, рабочий запас топлива 832 т, в том числе кислорода 713 т, водорода 119 т. Двигатель форсированный РД-0120 с тягой у земли 175 т, в пустоте – 200 т; удельная тяга у земли, с сопловой вставкой, 396 с, в пустоте – 454,9 с. Длина бакового отсека блока Ц 63 м.

Производственный комплекс, в том числе и на Байконуре, сохранялся полностью, с размещением в сборочно-испытательных пролетах соответствующего стапельного оборудования по тому же принципу, что и для “Энергии”. Строившийся в Куйбышеве на заводе “Прогресс” сборочный корпус предусматривал изготовление на этой базе всех боковых и других габаритных элементов центрального блока. Изготовление блока А удлиненной конструкции планировалось вести в Омске в объединении “Полет”.

Для старта подходил только универсальный комплексный стенд-старт. При его строительстве учитывались основные параметры “Вулкана” по габаритам, и в том числе по термо-газонапряженности газового потока при работе маршевых двигателей.

The Vulkan rocket was created according to the five year plan of researches and experiments studies ratified by the Soviet government in July, 1981 and by the specifications of the administration headquarters in July, 1982.

The Vulkan heavy launcher is in the class of unified launchers such as the Zenit, РЛА-125, Energia, Bourane-T, using common engines and rocket blocks unified for the main systems. The first stage consists of 8 boosters, blocks A from the Energia rocket. The second stage, the block Ц, corresponds to the central block of the Energia launcher. The launch pad block which connects the launcher with the ground installations is the new block Я. Finally, the nose cone can have several configurations according to the payload to be put into orbit.

The departure mass of Vulkan is 4747 t. The capacity of the payload at a 200 km height and a slope of 50.7° is 200 t, 172 t for a slope of 97°. 36 t for a geostationary orbit with the use of the block “Vesuvius”, 43 t for an orbit towards the Moon and until 52 t for a flight towards Mars.

The elements of the block A are attached by 2, and there is 4 pairs. They are 7m bigger than the blocks of Energia, on the launch pad block As lean on the Я block thanks to 2 supports, unlike block As of Energia who lean on the Я block by to 4 supports. Finally, they are not equipped with return system. block As are divided into 2 groups; left blocks and right blocks; the difference is in the positioning of the separation retro-rockets and in the fixation elements to the central block.

At the start the mass of the block A is 449.2 t, weight of the structure is 57.3 t, the mass of fuel is 386 t of which 278.8 t of oxygen and 107.2 t of fuel. The length of the block is 46.5 m.

The boosters of the block A is powered by engines RD-179 (РД-179) (1 per booster), wich have a thrust of 860 t at sea level and 937 t in vacuum. Their specific impulse (considering the fuel tanks) is of 308.5 s at sea level and 336.2 s in the space.

The central block of the Vulkan launcher distinguishes itself from the Ц block of Energia by: a tank’s lengthening increased of 15 m, the change of the shape of the bottom of the superior oxygen tank, a cylindrical skirt on the engines RD-0120 (РД-0120) level (4 units), a symmetric arrangement of the tanks including pipings.

The mass of departure of the Ц block is 934 t, weight of the structure is 89.7 t, the mass of fuel is 832 t of which 713 t of oxygen and 119 t of hydrogen. The engine is RD-0120 which has a thrust of 175 t on Earth and 200 t in the vacuum. The specific impulse is 396 s at sea level and 454.9 s in vacuum. The height of the block is 63 m.

The central block of the Vulkan launcher must be built at Kubichev (Куйбышев) in the Progress factory (Прогресс), the elements of the block A must be built at Omsk (Омск) by the company “the Flight” (Полет).

The launches were foreseen on the universal launch pad of Baikonur. The parameters of Vulkan such as the size and the heat of ejected gases were taken into account for its construction.

Characteristic Value

Maximum mass at the beginning:4747t

Total mass of the 1st stage:3593.6t

Mass of oxygen:2230.4t

Mass of kerosene:857.6t

Total mass of the 2nd stage:934t

Mass of oxygen:713t

Mass of hydrogen:119t

Engine of the 1st stage(РД-172)

Thrust on the sea level: 61,507.2KN

Thrust in vacuum: 66,748.8KN

Engine of the 2nd stage (РД-0120)

Thrust on the sea level: 6,068.4KN

Thrust in vacuum: 7,844KN

Height:88m

Dimensional specifications of the 1st stage

Height:46.46m

Diameter:3.92m

Dimensional specifications of the 2nd stage

Height:63m

Diameter:8m。