RAKETOVÉ NOSIČE (úvod)

Transkript

1 RAKETOVÉ NOSIČE (úvod)

2 Bumper 5 ( ) Bumper 8 ( )

3

4

5

6

7

8 Titan 2

9 1. stupeň rakety Titan 2

10 Raketa typu Sojuz

11 Raketa Zenit-3SLB

12 Raketa Proton - M

13 Ruská měsíční raketa N1

14 Starty raket Delta 2 s družicí systému GPS a sondou MER-A (Spirit)

15

16 Start rakety Delta 2 se sondou MAP

17 Delta 3

18 Delta 2H

19 Verze raket Delta (pro srovnání Zenit-3SL)

20 Delta 4 Medium + (4,2)

21 Série raket se 2 urychlovacími stupni navěšenými na středním stupni: Titan 4B

22 Raketoplán

23 Delta 4 Heavy

24 Ariane 5

25 PSLV C-17 XL (6 urychlovacích motorů kolem 1. stupně), 4. stupňová raketa s telekomunikační družicí GSAT 12

26 GSLV (Indie)

27 H-2B (Japonsko)

28 CZ-4C

29 CZ-2FT1 (T1=Tiangong 1)

30

31

32 Montáž aerodynamického krytu rakety Minotaur 4 (družice Tacsat 4)

33

34 ATLAS 5

35 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

36

37 Zleva: Atlas C, Atlas F, Atlas Centaur, Atlas - Mercury

38 Atlas 2AS

39 Atlas 2AS: Echostar, Eutelsat

40 Atlas 3A-Eutelsat W4 Atlas 3B-Asiasat 4

41 Rakety Atlas 5

42

43 Atlas 5 (521): schéma

44

45 První stupeň rakety Atlas 5 s motorem RD-180

46

47 Stupeň CCB Délka 32,48 m, průměr 3,81 m. Celková hmotnost kg, suchá hmotnost stupně ( kg). Pohonné látky ( 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 kg.

48 RD-180

49 RD-180 test firing (Atlas III engine section)

50 Zkušební zážeh motoru firmy Aerojet pro urychlovací stupně SRB raket Atlas 5. Konfigurace SRB u verzí Atlasu 5

51 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 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 kg.

52

53 Centaur

54 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, 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.

55

56 Motor RL-10A-4-2 (Pratt and Whitney) Tah: 99,1 kn; Isp: 4510 Ns/kg; Tlak: 3,9 MPa

57

58 Oddělení 1. stupně rakety Atlas 3 (vlevo) Motor RL-10A-4-2 stupně Centaur před zážehem

59 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

60

61

62

63 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.

64 Aerodynamický kryt raket Atlas 5

65 Startovní komplex 41 na Cape Canaveral Air Force Station, v pozadí VIF

66 Nosnost variant raket Atlas 5 na GTO: km, sklon 27, Delta V ~ 1804 m/s Varianta Nosnost na GTO [kg] Heavy ~13 000

67 Nosnost variant raket Atlas 5 na LEO: kruhová dráha 185 km, sklon 28,5 Varianta Nosnost na LEO [kg] Heavy ~29 400

68

69

70 Atlas 5 s aerodynamickým krytem o průměru 4 m

71 Atlas 5 (401)

72 Atlas 5 (521)

73 Start rakety Atlas 5 (521)

74 Atlas 5 (521): odhoz urychlovacího stupně Aerojet a prvního stupně rakety CCB

75 Atlas 5 (551) se sondou New Horizons

76 Atlas 5 (551) se sondou New Horizons

77 Atlas 5 (551) se sondou New Horizons

78 Start Atlasu 5 (551) se sondou New Horizons

79 Start raketyatlas 5 (551) se sondou New Horizons

80 Start rakety Atlas 5 (411) s telekomunikační družicí Astra 1KR

81 Start rakety Atlas 5 (411) s telekomunikační družicí Astra 1KR

82 Start rakety Atlas 5 (411) s telekomunikační družicí Astra 1KR

83

84

85

86 Lubor Lejček Tepelné štíty raketoplánů

87 Space Shuttle

88

89

90 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/m 3 ) 2. Vícenásobně použitelná izolace na bázi křemene HRSI (High-temperature Reusable Surface Insulation) pro oblasti s teplotami C. (352 kg/m 3 ) 3. Vícenásobně použitelná izolace na bázi na bázi křemene LRSI (Low-temperature Reusable Surface Insulation) pro oblasti s teplotami C. (192 kg/m 3 ) 4. Pružná vícenásobně použitelná povrchová izolace FRSI (Flexible Reusable Surface Insulation) pro teploty do 400 C. (144 kg/m 3 )

91

92

93 Detail zakončení náběžné hrany křídla raketoplánu

94

95

96

97 Dlaždice tepelné ochrany (muzeum na Cape Canaveral)

98 Křemenná vlákna v HRSI dlaždici

99

100

101

102 Maketa raketoplánu na Cape Canaveral

103 Maketa raketoplánu na Cape Canaveral: detail předních podvozkových dveří

104 Start raketoplánu Endeavour ( )

105 Start raketoplánu Endeavour ( )

106 Start raketoplánu Endeavour ( )

107

108

109

110

111

112

113

114

115

116

117 BURAN Distribution of the maximum temperatures on the BURAN orbiter surface: a - laminar mode b - turbulent mode

118

119

120

121

122

123

124

125 Kovové dlaždice tepelné ochrany pro X - 33

126

127 X-37/OTV (Orbital Test Vehicle)

128

129 This ULA diagram depicts the Orbital Test Vehicle 1 space plane and its position atop the Atlas 5 (501) rocket Credit: United Launch Alliance.

130

131 X-37B: panely slunečních článků z GaAs

132

133

134

135

136

137 Dlaždicové elementy pro zkoušky v arodynamickém tunelu

138 Materiály dlaždic tepelné ochrany Spodní povrch OTV - teploty vyšší než 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 C: Izolace ve formě desek CRI (Conformal Reusable Insulation) také patrně z křemenných vláken. Desky bez povrchové úpravy.

139

140

141

142

143

144

145

146

147 Space capsule Recovery Experiment (SRE 1) ISRO /Indie

148 Indický projekt vícenásobně použitelného raketoplánu

149 MSL tepelný štít, hmotnost 2451 kg, průměr 4,5 m, materiál PICA (Phenolic Impregnated Carbon Ablator )

150 Upevňování ablativních izolačních desek PICA-X (Phenolic Impregnated Carbon Ablator ) na tepelný štít lodi Dragon (tepelný štít lze po přistání lodi vyměnit)