能源号运载火箭资料

能源号
“能源号”是苏联的一种重型通用运载火箭，也是目前世界上起飞质量与推力最大的火箭。

西方国家取的代号是SL-17。

为实现载人登月，苏联从50年代末就开始研制H-1重型运载火箭(西方国家称之为G型火箭，取代号为SL-15)，但在研制过程中屡遭挫折。

1974年5月，苏联停止执行H-1火箭计划开始了“能源号”火箭的方案论证工作。

能源号”是苏联为了满足90年代、特别是21世纪初载人与不载人、车用与民用航天任务的需要，推进近地空间的工业化和战略防御研究而研制的。

它的主要任务包括:发射多次使用的轨道飞行器;向近地空间发射大型飞行器、大型空间站的基本舱或其它舱段、大型太阳能装置;向近地轨道或地球同步轨道发射重型军用与民用卫星;向月球、火星或向深空发射大型有效载荷“能源号”是作为火箭-空间大系统的一个组成部分和这个大系统的其它组成部分统一协调发展的。

大系统自1976年开始，由能源科研生产联合体负责研制。

整个系统的研制费用高达140亿卢布或224亿美元(1989年币值)。

“能源号”火箭的总设计师是古巴诺夫。

有近百个设计局、工厂、企业和研究所直接参加了“能源号”的研制工作。

目前投入使用的仅是“能源号”的基本型，于1987年5月15日首次发射，1988年11月15日第二次发射，运载了“暴风雪号”轨道飞行器，两次发射都获得成功。

主要技术性能(基本型)
级数2级起飞推力34833kN
全长60m 推重比 1.48：1
最大宽度20m 运载能力105t
子级质量2400t
推进剂质量~2000t
助推级
级长32m 推进剂液氧/煤油
子级质量~1500t 地面比冲3033N·S/kg
地面推力29028kN 工作时间~105s
真空推力31616.8kN
发动机4台rd-170
芯级
级长60m 推进剂质量~700t
直径8m 发动机液体火箭发动机
子级质量~800t 推进剂液氧/液氢
地面推力5805kN 地面比冲4452N·S/kg
真空推力7845.2kN 工作时间~380s
总体布局
“能源号”火箭在总体布局上继续沿用了苏联大型运载火箭。

自50年代后期以来!“泛采用的横向捆绑助推器的结构形式，即在芯级周围捆不同数量的助推器，用以构成助推级。

1987年5月投入使用的仅是“能源号”火箭的基本型。

从外形上可以看出。

它由芯级、助推级与有效载荷组成，助推级捆绑在芯级两侧的，由4个相同的液体火箭助推器组成。

“能源一号”与苏联以往的运载.火箭相比，具有如下的特点。

1)有效载荷并不配置在火箭的头部，而是安装在芯级的一侧。

2)“能源号”火箭并不直接将有效载荷运送入轨，而仅将其加速到亚轨道速度，在预定的轨道高度与有效载荷分离。

有效载荷在分离后尚需依靠自身的发动机提供推力，加速匕行，直至进入所要求的轨道。

采用这种工作模式既可使芯级在与有效载荷分离后自毁时所产生的大龄碎片不会对近地空造成污染、同时使运载火箭具有较大的使用灵活性，以满足多种有效载荷与不同用途的运载需要。

3)十分重视安全与可靠性，强化了地而试验二布吃行中即使助推级或芯级有一台发动机出现故障。

火箭仍可继续进行有控制的飞行，其推重比可以降到l.25：1。

4)从一开始就把火箭设计成积木式系统。

火箭采用标准的液体火箭助推器。

叮以通过在芯级周围捆绑2个、4个、6个或8个助推器。

或者以一组助推器为基础.增加.不同的面级，组成运载火箭系列，具有向低地球轨道发射小至10t.大至200t有效载荷的能力。

捆绑8个助推器时，有效载荷将配置在芯级的上方。

5)为解决与运载火箭多次重复使用有关的结构、回收等问题创造了必要的试验与研究条件。

“能源号”迄今仍是一次使用的运载火箭，费用为f大幅度地降低使用成本，苏联正在进行火箭助推级和芯级回收与重复使月的可行性研究。

在“能源号”火箭每个助推器外侧的上、下两端增设了回收设备舱，在底部还可以安装一个独特的折叠式桨叶状减速机构。

在“能源号”发射后可以借助回
收系统来回收助推级乃至芯级。

助推级
助推级由4个相同的助推器构成，每个助推器长32m，直径4m，质量约为375t这种助推器设计成一种标准的通用部件、可用于多种运载火箭，最初是作为“天顶号”(3EHIT)运载火箭的一子级而进行研制的，其性能已通过“天顶号”火箭从1985年开始的10多次飞行试验成功地得到了验证。

“天顶号”一子级用作“能源号”的助推器时在结构上作了局部改进与加强，以适应捆邹助推级的需要。

助推器由南方科研生产联合体研制。

每个助推器在结构上由液氧箱、箱间段、煤油箱和尾段组成，尾段内装设一台4燃烧室的RD-170发动机，由一个配置在4个燃烧室之间的祸轮泉同时向4个燃烧室输送推进剂。

发动机的性能参数与“天顶号”火箭一子级发动机的相同。

液氧箱与煤油箱均利用冷氨增压系统增压，氨气来自浸泡在液氧箱内的氨气瓶，经加温器加温后，向贮箱增压为了控制火箭在上升段的运动，助推器发动机的每一个燃烧室都可以按照控制系统的指令进双向摆动，在每个控制平面上能够产生约490kN的控制力。

控制执行机构是精密的电动液压舵机传动系统，传动系统的精度是其移动范围的1%。

芯级
芯级是苏联笫一个采用液氧液氢火箭发动机的火箭级，长60m，直径8m，总质量约为推进剂约700t，其中液氢l00t，液氧600t芯级上部是液氢箱和液氧箱，液氢箱长约40m，底部装有4台单燃烧室的液体火箭发动机。

每台发动机可以双向摆动，由精密的电动液压舵机传动系统来控制其摆动范围，可在每个控制平面上产生294kN控制力液氢箱采用由发动机引出气氢增压，增压气氢温度T=±50℃，靠压调器将液氢箱的增压压力保持在8kPa的范围内。

液氧箱釆用冷氦增压系统，氦气瓶浸泡在液氢箱的下部，气瓶充气压力达22.56MP气瓶使用末压到 1.96MPa。

由气瓶流出来的冷氦经发动机系统加温器加温至100~150℃，然后经压调器进入液氧箱。

靠压调器将液氧箱的增压压力控制在137±9.8kPa的范围内。

为了制造耐低温的大直径推进剂贮箱、导管、自动器等附件，曾研制出高比强度的特殊结构，釆用了新型高强度钢与铝合金，研制了防热与隔热涂层，还掌握了制造大型蜂窝结构壳体的工艺和大直径部件的组装方法级
采用4台高压补燃的单燃烧室液氧液氢发动机，每台发动机的地面推力为1451kN，真推力为1961.3kN，真空比冲4452.2N燃烧室压力20.6M作时间约
380s，发动机质量3.25t，这种发动机能在最小气动耗损与再生冷却以及材料在液氢介质中能保持稳定的条件下，保证火箭很高的预定性能。

它还具有长寿命与可重复使用的特点
有效载荷
能源号”火箭的有效载荷大致可以分为轨道飞行器与其它载荷两大类，均配置在运载火箭的一侧。

由于“能源号”并不直接将有效载荷运送入轨，因此除轨器外，其它有效载荷都装在火箭旁侧的大型通用货舱内。

货舱实际上起上面级的作用，配有自己的推进系统。

货舱长42m，直径6.7m，内部有效容积达1000m2，净质量(不包括推进系统货舱有三种不同状态，但采用相同的外形尺寸，可以满足不同轨道的运载需要。

第一种状态的货舱包括上部的有效载荷和下部的喷气操纵级(RCS)。

RCS 米用一台推达85kN的液氧/煤油主发动机提供推力，并用游动发动机控制货舱的飞行姿态。

主发动机系统长直径推进剂质量11~15t。

主发动机可以多次起动。

这种货舱能把88t载荷送入200km轨道或把载荷送入600km轨道。

除向低地球轨道运送有效载荷外，这种货抢还用作轨道间的空间拖船或用于与行星交会的机动飞行器。

第二种状态的货舱与第一种状态的基本上相同，但用“能源号”上面级取代s，EUS用一台推力达100kN的液氧/液氢主发动机提供推力，并用游动发动机进行姿态控制。

主发动机系统长以多次起动，推进剂质量70t。

这种货舱的主要用途是将有效载荷送入高轨道(包括地球静止轨道)、月球轨道和行星际轨道。

第三种状态的货舱既使用RCS，又使用EUS，主要用于执行行星际轨道飞行与着陆任务于第种状态的货舱来说，有效载荷的长度分别可达35m、23.5m 和19.5m，最大直径为5.5m。

典型飞行程序
在起飞前约13，助推器与芯级的发动机几乎同时在地面点火工作。

芯级发动机先点燃接着助推级的发动机也点燃。

采用地面同时点火的方案可以避开发动机高空点火的问题，有提高发射可靠性。

火衛在起飞前3达到全推力，起飞后20需要适当降低芯级发动机的推力，以使火箭在主动段的气动载荷不致过大。

火箭起飞后不久，即开始偏东飞行助推级的4台发动机在工作约148s后关机，这时火箭达到高度与1.8km/s速度。

在此高度上4个助推器分成两对先后与芯级分离，落在距发射点约400km的预定区域。

助推器可借助回收系统在地面回
收芯级继续工作，直至点火后约3805关机。

这时火箭达到高度与亚轨道速度(6km/s)。

芯级在此高度与有效载荷分离，滑行约30min后再入大气层，最后溅落在太平洋的预定水域，有效载荷再依靠自身发动机的推力加速飞行，直至进入预定的轨道
发展趋势
能源号”火箭的主要发展趋势是以基本型为基础，逐步扩展，形成不同运载能力的运载火箭系列。

1)以基本型为基础，考虑采用的方案有：
在芯级两侧捆绑2个助推器，火箭质量1700，地面推力19，真空推力23536kN，运载カ65t(近地轨道)，可能于1995年首次发射;在芯级周围捆绑6个助推器，运载能力提高到(近地轨道)，可能在2010年间使用;在芯级四周捆绑8个助推器，火箭质量4000，地面推力63740kN，真空推力70608载能200t(近地轨道)，可望在2010年间开始使用)。

2)研究与解决运载火箭的回收与重复使用问题，以便大幅度地降低运载成本。

正在研究两个基本方案:助推器装备回收系统(降落伞、反推火箭、着陆装置等)，使助推器在分离后能够有控制地下降与着陆;芯级装机翼，使其能滑翔返回发射场。

前一方案正在研究中，后一方案是长远方案，当前仅在进行可行性研究。