RAKETOVÉ NOSIČE (úvod)

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



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



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)



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)

RAKETOVÉ NOSIČE (úvod)

Recommend Documents