Система запуска космических ракет "Гермес"

Департамент Образования и социально-правовой защиты детства

администрации города Нижнего Новгорода

Муниципальное общеобразовательное учреждение

"Лицей №87 имени "

Директор МОУ "Лицей №87 имени "

Утверждаю________________/ В./

Концептуальный проект

Система запуска космических ракет

"Гермес"

Авторы проекта:

Участник 1: Актуальность проекта

Участник 2: Обзор существующих аналогов

Участник 3: Схема работы транспортной системы

Участник 4: Обоснование выбора использования

дирижабля в транспортной системе

Участник 5: Конструкция дирижабля

Участник 6: Конструкция космической ракеты

Участник 7: Система безопасности

Участник 8: Экологическая часть

Участник 9: Экономическая часть

Участник 10: Компьютерная часть

Научный руководитель:

учитель физики, I категория

г. Нижний Новгород

2010

Содержание проекта:

I.  Введение………………………………………………………..

1.1  Актуальность проекта………………………………………………

1.2  Обзор существующих аналогов………………………………..

II.  Система запуска космических ракет «Гермес»…….

2.1  Схема работы транспортной системы………………………

2.2  Причины использования дирижабля …………………………….

2.3  Конструкция дирижабля……………………………………………….

  2.3.1. Общее строение и характеристика……………………………..

  2.3.2. Материалы и конструкция…………………………………………

  2.3.3. Работа дирижабля …………………………………………………

  2.3.4. Преимущества и недостатки…………………………………….

2.4  Конструкция космических ракет………………………………..

2.5  Система безопасности…………………………………………..

III.  Экологическая часть………………………………………….

IV.  Экономическая часть……………………………………….

V.  Компьютерная часть…………………………………………

VI.  Список литературы…………………………………………..

I. Введение

1.1 Актуальность проекта

В наше время мы часто слышим новости о том, как какая-нибудь страна вывела на орбиту спутник или доставила своего космонавта на МКС. Но не каждый представляет себе насколько это сложный и дорогостоящий процесс - процесс запуска ракетоносителей. Не случайно в последнее время правительства некоторых стран прекращают или сокращают поддержку космических программ.

Например, в России были внесены изменения в программу финансирования ФЦП «Развитие российских космодромов на гг.» Бюджет было решено сократить на 69,4%. В 2009 г. практически приостановлена на стадии проектирования программа по строительству служебного жилья для военнослужащих космодрома «Плесецк». Но с 2010 года в России.

В США также было упразднено или временно закрыто несколько космодромов - сильно повлиял недавний кризис.

Вариант запуска ракеты с космодрома имеет внушительное количество недостатков. Одной из главных проблем является огромный объём топлива, нужного для преодоления ракетой земного притяжения и ускорения свободного падения, равного у Земли приблизительно 9,8 м/с2. Во время подъёма ракеты на первые 10 километров, тратится половина её топливной энергии. К тому же, при сгорании топлива, в состав которого входит много нефтепродуктов (керосин, водород и другие соединения) выделяется громадное кол-во веществ загрязняющих окружающую среду (газообразных выбросов, происходят проливы топлива и образуются твердые отходы в виде отработавших элементов конструкции), из-за чего космодромы стараются размещать подальше от населённых пунктов. Большое количество космодромов расположено на побережьях (на мысе Канаверал, Европейский Куру, в России на Баренцевом море и др.). У таких космодромов меньше всего проблем, так как они имеют выгодное расположение «полей падения» - районов падения отработанных ступеней и других частей ракет. Но это засоряет водные акватории, а также предусматривает ещё более сложное расположение и устройство космодрома, чем его внутриконтинентальная версия.

Система космодромов уже постепенно теряет свою рентабельность и необходимость, как единственный вариант запуска ракет. Необходимо что-то более мобильное, дешёвое, актуальное и перспективное.

1.2 Обзор существующих аналогов

В мире достаточно большое количество способов запуска ракет. Много средств и сил направлено на улучшение старых и разработку новых путей вывода ракеты на орбиту и т. д.

Для того чтобы иметь ясную картину о положении проекта следует рассмотреть существующие способы. Стартов ракет.

Прежде всего, вспомним, что большинство запусков полезных грузов в космос осуществляется челноками Space Shuttle, с помощью ракет-носителей, методами воздушного старта.

Space Shuttle

Space shuttle - американский многоразовый транспортный космический корабль. Шаттл запускается в космос с помощью ракет-носителей, осуществляет манёвры на орбите как космический корабль и возвращается на Землю как самолёт. Подразумевалось, что шаттлы будут сновать, как челноки, между околоземной орбитой и Землей, доставляя полезные грузы в обоих направлениях. При разработке предусматривалось, что каждый из шаттлов должен был до 100 раз стартовать в космос. На практике же они используются значительно меньше. К сентябрю 2009 года больше всего полётов — 37 — совершил шаттл «Discovery». Всего с 1975 по 1991 год было построено пять шаттлов: «Колумбия» (сгорел при посадке в 2003), «Challenger» (взорвался при старте в 1986), «Discovery», «Atlantis» и «Endeavor». В конце 2010 года «Space Shuttle» совершит свой последний полёт (рис.1).

Рисунок 1. Space Shuttle

Конструкция

Шаттл состоит из трех основных компонентов: Орбитальный аппарат (Орбитер, Orbiter), который выводится на околоземную орбиту и который является, собственно, космическим кораблём; большой внешний топливный бак, для главных двигателей; и два твёрдотопливных ракетных ускорителя, которые работают в течение двух минут после старта. После выхода в космос Орбитер самостоятельно возвращается на Землю и совершает посадку, как самолёт, на взлётно-посадочную полосу. Твёрдотопливные ускорители приводняются на парашютах и затем используются вновь. Внешний топливный бак сгорает в атмосфере.

Длительность полета

Шаттл рассчитан на двухнедельное пребывание на орбите. Самое длинное космическое путешествие совершил шаттл «Columbia» в ноябре 1996 года (полёт STS-80) — 17 суток 15 часов 53 минуты. Самое короткое космическое путешествие совершил шаттл «Колумбия» в ноябре 1981 года (полёт STS-2) — 2 дня 6 часов 13 минут. Обычно полёты шаттлов продолжаются от 5 до 16 суток.

Экипаж

Наименьший экипаж шаттла состоит из двух астронавтов — командира и пилота. Наибольший экипаж шаттла — восемь астронавтов. Обычно в экипаж входят от пяти до семи астронавтов. Беспилотных запусков не было.

Орбиты

Орбита шаттлов располагается на высоте приблизительно в пределах от 185 километров (115 миль) до 643 километров (400 миль).

Полезная нагрузка

Доставляемая в космос полезная нагрузка орбитальной ступени (орбитального самолета) для низкой околоземной орбиты составляет 24,4 тонны. Максимальный вес загруженного космического корабля на орбите 120—130 тонн. С 1981 года с помощью шаттлов было доставлено на орбиту более чем 1360 тонн полезных грузов.

Рисунок 2.Конструкция шатла

В общей сложности к ноябрю 2009 года шаттлы совершили 129 полётов, из них: «Discovery» — 37, «Atlantis» — 31, «Columbia» — 28, «Endeavor» — 23, «Challenger» — 10.

Технические данные.

Высота на стартовой позиции	56,14 м
Масса при старте	2045 т
Масса полезного груза	29,5 т
Процент полезного груза от общего веса	1,4 %
Подъёмная сила при старте	30 806 кН (3141 тс)

Твёрдотопливный ускоритель

Длина	50 м
Диаметр	3,71 м
Общая масса двух ускорителей	1180 т
Подъёмная сила двух ускорителей	25500кН (2600 тс)
Удельный импульс	269 с
Время работы	123 с

Внешний топливный бак

Бак содержит топливо и окислитель для трех жидкостных двигателей «SSME» (или «RS-24») на Орбитере и не снабжен собственными двигателями.

Длина	47 м
Диаметр	8,38 м
Масса при старте	756 т
Тяга на уровне моря (104,5 %)	5252 кН (535,5 тс)
Удельный импульс	455 с
Время работы	480 с
Топливо	жидкий водород
Масса топлива при старте	103 т
Окислитель	жидкий кислород
Масса окислителя при старте	616 т

Орбитер

Длина	37,24 м
Размах крыльев	23,79 м
Масса (без полезного груза)	80 т
Общая подъёмная сила при старте	5306 кН (541 тс)
Удельный импульс	316 с
Время работы	1250 с
Топливо	метилгидразин (MMH)
Окислитель	тетраоксид диазота (N2O4)

Стоимость

В 2006 году общие расходы составили $160 млрд., к этому времени было выполнено 115 запусков. Средние расходы на каждый полёт составили 1,3 млрд. долл., но основная часть расходов (проектирование, модернизация и др.) не зависит от числа запусков — поэтому по другим оценкам стоимость каждого полёта составляет 60 млн. долл.

Стоимость запуска грузового аналога — Протон-М с выводимой нагрузкой в 22 т составляет 25 млн. долл.

К 2011году проект будет закрыт.

Буран

«Буран» — советский многоразовый транспортный космический корабль, созданный в рамках программы Энергия—Буран.

Технические характеристики

Длина «Бурана» — 36,4 м,

Размах крыльев — около 24 м,

Высота корабля, когда он стоит на шасси, — более 16 м,

Стартовая масса — 105 т.

Грузовой отсек вмещает полезный груз массой до 30 т при взлете, до 20 т при посадке.

В носовой отсек вставлена герметичная цельносварная кабина для экипажа и людей для проведения работ на орбите (до 10 человек) и большей части аппаратуры для обеспечения полёта в составе ракетно-космического комплекса, автономного полёта на орбите, спуска и посадки. Объём кабины составляет свыше семидесяти кубометров.

Имеет треугольное крыло с двойной стреловидностью, а также аэродинамические органы управления, работающие при посадке после возвращения в плотные слои атмосферы — руль направления, элероны и аэродинамический щиток.

Две группы двигателей для маневрирования размещены в конце хвостового отсека и передней части корпуса. Выполняется маневр возврата или выхода на одновитковую траекторию.

Впервые в практике двигателестроения была создана объединённая двигательная установка, включающая топливные баки окислителя и горючего со средствами заправки, термостатирования, наддува, забора жидкости в невесомости, аппаратурой системы управления и т. д. Бортовой комплекс управления состоит примерно из пятидесяти систем. При разработке программного обеспечения для космического корабля и наземных систем использовались технология структурного проектирования программ и язык универсальной ЭВМ, что позволило в короткие сроки разработать программные комплексы объёмом около 100 Мб. В случае отказов ракетных блоков первой и второй ступеней ракеты-носителя система управления орбитального корабля обеспечивает в автоматических режимах его аварийное возвращение.

Первостепенное значение для успешного преодоления гравитационно - обусловленных термических и пневматических нагрузок, возникающих при прохождении корабля в плотных слоях атмосферы, имеет его защитная обшивка. Ряд научно-исследовательских организаций страны получил задание по разработке огнеупорных материалов, соответствующих в характеристиках стойкости этим экстремальным техническим условиям. В числе других учреждений руководящее место принадлежало Институту химии силикатов, а работами этими руководил выдающийся физико-химик .

Отличия от Спейс шаттла

При общей внешней схожести проектов, имеются и существенные отличия.

Спейс шаттл — комплекс состоит из топливного бака (сигарообразный объект красного цвета по центру), двух твердотопливных ускорителей и самого космического челнока. При старте запускаются оба ускорителя и три маршевых двигателя шаттла (первая ступень).

Таким образом данный комплекс нельзя применять для вывода на орбиту иных аппаратов, даже меньшей в сравнении с шаттлом массы. Челнок садится с неработающими двигателями. Он не имеет возможности несколько раз заходить на посадку, поэтому предусмотрено несколько посадочных площадок на территории США.

Буран: название комплекса «Энергия—Буран». Комплекс состоит из: первой ступени (четыре боковых блока с кислород-керосиновыми четырёхкамерными двигателями РД-170) (многоразовые), второй ступени (Сигарообразный объект белого цвета в центре. оснащена четырьмя кислород-водородными двигателями РД-0120) и возвращаемого космического аппарата «Буран». При старте запускаются обе ступени. Отработав, отстыковывается первая ступень (4 боковые ракеты), и довывод осуществляется второй ступенью.

Данная схема универсальна, поскольку позволяет осуществлять вывод на орбиту не только МТКК «Буран», но и прочие полезные грузы (массой до 100 тонн). При возвращении на Землю «Буран» ведёт себя иначе, нежели шаттл [источник не указан 279 дней]. Буран входит в атмосферу и начинает гасить скорость (угол входа примерно 30°, постепенно угол входа уменьшается). Первоначально, для управляемого полёта в атмосфере, Буран должен был быть оснащён двумя ТРД находившимися в зоне аэродинамической тени, рядом с килем, однако к моменту первого (и единственного) старта данная система не была готова к полёту, поэтому корабль управлялся рулями, не используя тягу двигателей (в атмосфере). Перед приземлением Буран осуществил гасящий скорость корректирующий маневр (полет по нисходящей восьмёрке), после чего шёл на посадку. В этом единственном полете у «Бурана» была лишь одна попытка для захода на посадку. При посадке скорость составляет 300 км/ч, во время входа в атмосферу доходит до 25 скоростей звука (почти 30 тыс. км/ч).

В отличие от шаттлов, в «Буране» предусмотрена система экстренного спасения экипажа. На малых высотах работает катапульта для первых двух пилотов, на достаточной высоте, в случае нештатной ситуации, Буран отделяется от ракеты-носителя и совершает экстренную посадку.

Главные конструкторы «Бурана» никогда не отрицали, что «Буран» был скопирован с американского Спейс шаттла.

В настоящее время проект закрыт.

Воздушный старт.

Воздушный старт — способ запуска ракет с высоты нескольких километров, куда доставляется запускаемый аппарат. Средством доставки чаще всего служит самолёт, но может выступать и воздушный шар или дирижабль.

Наиболее часто данный способ в настоящее время используется для запуска аппаратов по суборбитальной траектории, либо для вывода спутников на околоземную орбиту.

В последние годы данный способ запуска на низкие околоземные орбиты приобретает популярность в определенных областях (довольно многие компании рассматривают данный способ запуска)

При помощи воздушного старта был запущен SpaceShipOne.

В России разрабатывается способ запуска при помощи АнВС («РУСЛАН»).

В США действует система Пегас / L-1011.

За счет воздушного старта можно произвести существенную экономию, именно поэтому он приобретает все большую популярность. В этой связи, реализация в России программы «Воздушный старт» (сброс ракеты с борта самолета, которая осуществляется совместно с Индонезией) выглядит как реальный шанс снизить высокие издержки от запуска ракет-носителей и, тем самым, повысить доходность программ по выводу в космос коммерческого полезного груза.

Данный проект не только позволяет отказаться в ряде случаев от строительства стационарных космодромов и осуществлять запуск практически из любой точки Земли, но и отвечает требованиям сегодняшнего космического рынка.

Идея такого необычного старта состоит в том, что тяжелый транспортный самолет «Руслан» доставляет двухступенчатую ракету со спутником на высоту 11 километров и сбрасывает. Когда с помощью парашюта ракета принимает вертикальное положение, производится запуск первой ступени.

С технической точки зрения, выводимая на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 90 градусов масса полезного груза на порядок превышает показатели аналогичных американских проектов, а возможность выведения комплексом «Воздушный старт» полезного груза массой 0,8 тонны на геостационарную орбиту (высота 36000 км) не имеет прецедентов в мировой практике.

Согласно экспертным оценкам, затраты на создание комплекса составит 120-130 млн. долл. Сравнительно невысокая стоимость проекта связана с тем, что в нем будет использована уже созданная надежная техника. Прежде всего, - это тяжелый транспортный Ан, модифицированный в самолет-носитель, который обеспечит доставку ракеты-носителя к месту старта и предстартовый маневр. В самой ракете найдет применение модифицированный кислородно-керосиновый двигатель НК-43М (двигатель первой ступени ракеты-носителя «Полет») и модифицированный блок «И» ракеты-носителя «Союз-2».

Летные испытания комплекса планируется завершить в 2009 году.

Грузоподъемность будет 4 т, а высота выброса ракеты около 11 тыс. км. Примерно через 5 с после отделения включаются двигатели, и ракета самостоятельно выводится в космос. Благодаря такой раздельной системе старта комплекс получается крайне экономичным. Общая стоимость доставки 1 кг груза на орбиту составляет примерно 10 тыс. долл. Для сравнения: работа существующих систем обходится в два-три раза дороже.

В США уже существует аэрокосмический комплекс Pegasus. Правда, рассчитан он исключительно для выведения в космос мини-спутников массой до 800 кг и конкуренцию «Воздушному старту» составить не может.

Продолжаются разработки многоразового космического корабля и в НПО «Молния». «Мы значительно усовершенствовали и подвели к реалиям сегодняшнего дня старые наработки «Спирали» и получили совершенно новую систему МАКС, — рассказывает Владимир Скороделов. — В качестве первой ступени выступает самолет Ан-225 «Мрия» грузоподъемностью 250 т. На его спине размещается пилотируемый корабль, который после отделения выводит на орбиту до 7 т груза или шесть человек экипажа. Стоимость же доставки 1 кг груза на орбиту на МАКСе составляет 1 тыс. долл.»

Пегас (ракета-носитель)

«Пегас» (Пегасус, Pegasus) — американская крылатая ракета, ракета-носитель лёгкого класса с возможностью воздушного старта.

Разработана корпорацией Orbital Sciences Corporation. Старт производится с помощью самолёта L-1011 фирмы Lockheed Corporation, специально для этого оборудованного. Отделение ракеты от самолёта-носителя происходит на высоте порядка 12 км.

Основную тягу двигателя создают три основных ступени ракеты, работающие на твердом топливе. В варианте Pegasus HAPS дополнена блоком маневрирования, работающим на гидразине.

Масса носи,500 кг (Pegasus), 23,130 кг (Pegasus XL)

Масса полезного груза, выводимого низкую околоземную орбиту носителем «Пегас» — до 443 кг.

Стоимость запуска (на 199млн. долларов США.

С 1990 по 2008 произведено всего 40 запусков носителя «Пегас» с выведением на орбиту искусственных спутников, из них неудачными были 3 запуска.

SpaceShipOne

SpaceShipOne (англ. Спейс Шип Уан) — частный пилотируемый суборбитальный космический корабль многоразового использования.

Изготовлен компанией Scaled Composites LLC (США), с 1982 года занимающейся производством экспериментальных летательных аппаратов.

Полёт SpaceShipOne

В начале полёта корабль поднимается на высоту примерно 14 км над уровнем моря при помощи специального самолёта WhiteKnight (Белый Рыцарь). Затем происходит отстыковка, SpaceShipOne выравнивается в течение примерно 10 секунд, а потом включается ракетный двигатель. Он приводит корабль почти в вертикальное положение, ускорение длится немногим больше одной минуты, при этом пилот испытывает нагрузку до 3g. На этом этапе корабль достигает высоты примерно 50 км. Максимальная скорость корабля в этот момент достигает 3 500 км/ч (М 3.09), что существенно меньше чем первая космическая скорость км/ч, 7.9 км/с), которая необходима для выхода на околоземную орбиту.

Еще на 50 км он поднимается под действием инерции. Движение проходит по параболической траектории. В космосе SpaceShipOne находится около трёх минут. Немногим не доходя до апогея траектории, корабль складывает крылья и хвост, тем самым помогая входить в земную атмосферу. Перегрузки, длящиеся менее 10 секунд, могут достигать 6g. Таким образом, он спускается на высоту около 17 км, где снова принимает первоначальное положение крыльев и планирует до посадки наподобие планера.

Так как является частным, он предназначен исключительно для «космо-туристов» стремящихся испытать чувство невесомости и при этом «побывать в космосе» хотя бы очень не большое количество времени. Не может выводить полезный груз на орбиту.

Существует так же проект SpaceShipTwo, который является более развитым продолжением SpaceShipOne. В нем устранены некоторые недоработки предыдущей части и увеличина высота полета, как и время нахождения в невесомости.

II.Система запуска космических ракет «Гермес»

2.1 Схема работы транспортной системы

Наш проект представляет собой транспортную систему, предназначенную дл запуска космических ракет. Запуск производится из стратосферы, куда ракета доставляется с помощью дирижабля.

Общую работу транспортной системы можно представить в 3 этапа:

Первый этап

Проходит на космодроме, где ракета прикрепляется к дирижаблю. Для этого этапа может быть выбрано любое подходящее по площади место, но космодром – наиболее выгодный вариант, поскольку отпадает необходимость в установке дополнительного оборудования, и не менее важную роль играет удалённость космодрома от населённых пунктов (что очень важно при первоначальных испытаниях и при чрезвычайных происшествиях). Прикрепление осуществляется посредством специальных балок-кронштейнов, которые поддерживают ракету, не позволяя ей опускаться, но не препятствуют её движению вверх.

Второй этап

Подъём дирижабля до предельной высоты (около 50 км). Начинается нагревания воздуха во внутренних камерах дирижабля, и, за счёт Архимедовой силы, дирижабль начинает подниматься вверх. Достигнув высоты 50 км, двигатели, нагревающие воздух в баллонах переходят в пассивный режим работы, дирижабль тяжелеет и переходит в положение равновесия, сила Архимеда становится равна силе тяжести, действующей на дирижабль, и он останавливается.

Третий этап

Стабилизация дирижабля, включение двигателей ракеты, запуск. Ракета, при запуске отдаёт свой стартовый импульс дирижаблю. Для гашения этого импульса на дирижабле кратковременно включаются двигатели, специализированный ракетный модуль «Искра» стабилизирующий его высоту. Далее происходит откачка гелия из верхних камер дирижабля, и дирижабль идёт на посадку.

Координация всех действий происходит из Центра Управления Полётами (ЦУП). Оттуда контролировались практически все запуски ракет на территории России. В данный момент ЦУП отвечает за управление российским сегментом МКС и ряда космических аппаратов.

2.2 Причина использования дирижабля и преимущества дирижабля над другими транспортными средствами.

Современные варианты запуска ракет не удовлетворяют всем критериями реального времени. Для этой проблемы требуется более совершенное решение, включающее в себя и преимущества в экологической части и выгодные стороны в экономическом вопросе. Для этого требуется транспортное средство, способное доставить ракету на нужную высоту для дальнейшего запуска на орбиту, и при этом транспортное средство должно обладать нужными характеристиками. Таким транспортным средством являлся бы обычный дирижабль, если бы не ряд его недостатков:

максимальная скорость дирижабля составляет 150 км/ч. При средней скорости 130 км/ч путешествие из Москвы во Владивосток может растянуться на 43 часа. Большие коммерческие авиалайнеры летают со скоростью 900 км/ч, при этом перелет на аналогичное расстояние составит меньше 7 часов. дирижабли более чувствительны к сильным порывам ветра, нежели авиалайнеры, это значит, что рейсы могут чаще отменяться при непогоде. безопасность. История становления дирижабля как средства передвижения изобилует примерами фатальных катастроф.

Однако, дирижабль обладает и массой преимуществ. Дирижабли, по оценкам экспертов британского центра исследования изменения климата Tyndall Centre for Climate Change Research, оказывают на 80-90% меньше вредного воздействия на окружающую среду, чем привычные нам самолёты. Эти воздушные суда часто используют водородное топливо вместо углеводородного, у них, так же как и самолётов, есть крылья (правда, небольшие) и хвост. Дирижабли, в отличие от самолетов, могут приземляться и взлетать с любой ровной поверхности, даже с воды. Крупнейшие авиастроительные компании говорят о гигантских дирижаблях как о реальной альтернативе пассажирскому или грузовому воздушному транспорту.

Рассмотрим дирижабли в целом.

Рисунок 3. Внешний вид дирижабля

Устройство и принципы действия

Двигатели

На протяжении XX века дирижабли оснащались практически исключительно ДВС — авиационными и, значительно реже, дизельными (на некоторых цеппелинах и некоторых современных дирижаблях). В качестве движителей используются воздушные винты.

Полёт

Набор высоты и снижение производят, наклоняя дирижабль рулями высоты — двигатели тогда тянут его вверх или вниз. Сбрасывание балласта и выпуск газа в полёте производят редко, например, выпускают газ при выработке топлива.

В реальных условиях для посадки дирижабля требуется, чтобы находящиеся на земле люди подобрали сброшенные с разных точек дирижабля канаты и привязали их к подходящим наземным объектам; затем дирижабль можно подтянуть к земле. Наиболее же удобный и безопасный способ посадки (особенно для больших дирижаблей) — причаливание к специальным мачтам.

Рисунок 4. Крепление дирижабля к мачте

Виды дирижаблей:

·  По конструкции

По конструкции дирижабли подразделяются на три основных типа: мягкий, полужёсткий и жёсткий.

В мягкой и полужёсткой системах матерчатый корпус служит также оболочкой для газа. Дирижабли полужёсткого типа отличаются наличием в нижней (как правило) части оболочки металлической (в большинстве случаев) фермы, препятствующей деформации оболочки. Примером полужесткого дирижабля является дирижабль «Италия». Килевая ферма состояла из стальных шпангоутов треугольной формы, соединённых стальными же продольными стрингерами. Спереди к килевой ферме было прикреплено носовое усиление, представлявшее собой стальные трубчатые фермы, скреплённые поперечными кольцами, сзади — кормовое развитие. Также к килевой ферме были подвешены гондолы: в одной располагались рубка управления и пассажирские помещения, в трёх мотогондолах — двигатели. В дирижаблях мягкой и полужёсткой систем неизменяемость внешней формы достигается избыточным давлением несущего газа, постоянно поддерживаемым баллонетами — мягкими ёмкостями, расположенными внутри оболочки, в которые нагнетается воздух.

В жёстких дирижаблях неизменяемость внешней формы обеспечивалась металлическим (реже — деревянным) каркасом, обтянутым тканью, а газ находился внутри жёсткого каркаса в мешках (баллонах) из газонепроницаемой материи. Жёсткие дирижабли имели ряд недостатков, вытекавших из особенностей их конструкции: например, спуск на неподготовленную площадку без помощи людей на земле был чрезвычайно труден, и стоянка жёсткого дирижабля на подобной площадке, как правило, заканчивалась аварией, так как хрупкий каркас при более-менее сильном ветре неминуемо разрушался, ремонт каркаса и замена его отдельных частей требовали значительного времени и опытного персонала, поэтому стоимость жёстких дирижаблей была очень высока.

·  По форме

По форме дирижабли делятся на:

1.  сигарообразные — с уменьшенным лобовым сопротивлением (таких большинство) и все прочие дирижабли, в задачи которых входит зависание над землей или медленный полёт:

2.  эллипсоидные — с уменьшенным сопротивлением боковому ветру

3.  тороидальные — предназначенные для использования в качестве воздушного крана

4.  «вертикальные дирижабли», напоминающие по форме летающие небоскребы — предназначены для полётов над городами, где улицы создают условия для сильного ветра, дующего вдоль зданий, что приводит к турбулентным течениям воздуха.

·  По заполняющему газу

По типу заполнителя дирижабли делятся на:

1.  Использующие газ с плотностью меньшей, чем плотность окружающего воздуха при равных температуре и давлении, что согласно закону Архимеда означает, что дирижабль будет «плавать» в воздухе. В наши дни это, как правило, инертный гелий, в прошлом применялся огнеопасный водород.

2.  Тепловые дирижабли, использующие нагретый воздух.

3.  Комбинированные варианты (так называемые аэростаты типа розьер). Идея использования горячего воздуха в таком случае состоит в регулировании плавучести дирижабля без выпуска несущего газа в атмосферу — достаточно перестать подогревать горячий воздух после облегчения дирижабля, чтобы аппарат потяжелел. 

Также есть много современных разработок дирижаблей, позволяющих подниматься на высоту, недоступную ни одному самолёту: до 80 км. Такой аппарат, называемый стратосферным дирижаблем фактически является суборбитальным аппаратом.

Также существуют проекты дирижаблей, способные поднимать объекты, массой до 2000 тонн.

Такие дирижабли называются термопланы и имеют свои отличительные особенности.

Термоплан — проект огромного дирижабля гибридного типа, прототип которого был построен на Ульяновском заводе.

В конце 80-х — начале 90-х в России появился проект «Термоплан», отличительной особенностью которого являлось использование для создания подъёмной силы помимо гелиевой секции дирижабля и секции с воздухом, нагреваемым двигателями (идея высказанная в 90-х гг. XIX века). Благодаря этому удалось снизить вес непроизводительного балласта на 70-75 % в сравнении с дирижаблями других конструкций и, следовательно, повысить экономичность (до 28,125 грамм на тонно-километр для проектной грузоподъёмности 2000 тонн). Кроме того, такому дирижаблю не нужны закрытые эллинги и причальные мачты, что резко снижает стоимость обслуживающей инфраструктуры. Дискообразная форма корпуса позволяет осуществлять полет при боковом и встречном ветре в 20 м/с.

В итоге:

Преимущества

§  Большие грузоподъёмность и дальность беспосадочных полётов.

§  В принципе достижимы более высокая надёжность и безопасность, чем у самолётов и вертолётов. (Даже в самых крупных катастрофах дирижабли показали высокую выживаемость людей.)

§  Дешевизна перевозок, особенно крупногабаритных и массивных грузов. Меньший, чем у вертолётов, удельный расход топлива и, как следствие, меньшая стоимость полёта в расчёте на пассажирокилометр или единицу массы перевозимого груза.

§  Размеры внутренних помещений могут быть очень велики.

§  Длительность нахождения в воздухе может измеряться неделями.

§  Дирижаблю не требуется взлётно-посадочной полосы (но зато требуется причальная мачта) — более того, он может вообще не приземляться, а просто «зависнуть» над землёй (что, впрочем, осуществимо только при отсутствии сильного бокового ветра).

Недостатки

§  Относительно малая скорость по сравнению с самолётами и вертолётами (как правило до 160 км/ч), низкая манёвренность — в первую очередь из-за высокого аэродинамического сопротивления при полёте.

§  Сложность приземления.

§  Зависимость от погодных условий.

§  Очень большие размеры требуемых ангаров (эллингов), сложность хранения и обслуживания на земле.

2.3 Конструкция дирижабля

Наш дирижабль представляет собой аппарат, дискообразной формы, с жёсткой конструкцией.

Рассмотрим его общие характеристики:

·  Диаметр диска: 275 м

·  Максимальная высота: 35 м

·  Объём: 730000 м3

·  Несущий газ: Гелий +

камеры с нагреваемым воздухом

Рисунок 5. Внешний вид

·  Оборудование двигателями:

4 Тяговых электродвигателя,

Дополнительный ракетный модуль «Искра» Дирижабль. Вид сбоку

·  Максимальная грузоподъёмность : 400 т

·  Масса: 1050 т

·  Максимальная скорость: 70 км/ч

·  Диаметр ракетной трубы: 10 м

·  Максимальная высота подъёма: 50 км

·  Способ нагревания воздуха в

камерах:

Маломощный водородный двигатель

·  Количество камер с гелием: 120 Рисунок 6. Дирижабль. Вид сверху. Чёрным

·  Количество отсеков воздуха: 42 отмечены солнечные батареи на верхней

·  Основной источник энергии: части дирижабля. В центре – защитное Солнечная энергия покрытие от огня

Внутри дирижабль представляет собой 4-х этажный комплекс. Каждый этаж комплекса держится на наружном каркасе. 1-й этаж комплекса содержит 42 баллона с воздухом и двигатели, нагревающие его. Под ним находится Центр управления и ракетный модй и 4й этажи комплекса представляют собой хранилища для камер с гелием, а также дополнительные компрессоры для откачки гелия.

По бокам дирижабля располагаются корректирующие ТЭД, работающие от солнечных батарей. Основной двигатель расположен в задней части дирижабля и представляет собой сдвоенный ТЭД. Сверху дирижабля, по кругу на каркасе располагаются солнечные батареи, позволяющие вырабатывать электрический ток, нужный для работы системы управления и электрических двигателей.

 

Рисунок 7. Внутренние части дирижабля. Вид сверху

Рисунок 8. Внутренние части дирижабля. Вид сбоку

Материалы и конструкции в дирижабле.

Каркас.

Каркас дирижабля представляет собой металлический профиль, стянутый треугольными балками. Профиль выполнен из титана, т. к. титан обладает отличительными характеристиками, подходящими для каркаса и имеет преимущества над дюраллюминием – стандартным материалом каркаса.

Преимущества титана:

1. Высокая температура плавления: 1671 °C

2. Титан – один из самых прочных металлов, совмещающий в себе прочность и лёгкость

3. Титан при обычной температуре покрывается защитной пассивирующей пленкой оксида TiO2, благодаря этому коррозионностоек в большинстве сред (кроме щелочной) 15-25 $ за килограмм, в зависимости от чистоты.

Рисунок 9. Каркас дирижабля.

Вид изнутри

Обтяжка.

Для обтяжки дирижабля используется материал микрофибра с пропиткой из целлона.

Микрофи́бра — ткань, произведенная из волокон полиэстера[1], также может состоять из волокон полиамида и других полимеров[2]. Свое название ткань получила из-за толщины волокон, составляющей несколько микрометров (в переводе с английского слово «микрофибра» обозначает «волокно микрометровой толщины, микроволокно»). Микрофибра изготавливается из волокна размером менее 1 денье (денье определяется как вес в граммах на 9000 метров нити), волокна объединятся для формирования пряжи. Современная нить микрофибры при длине в метров весит всего 6 граммов[1].

Главное преимущество микрофибры заключается в её прочности, сочетаемой с гибкостью ткани. Благодаря этому облегчается обтяжка каркаса. Микрофибра не рвётся, за счёт чего обтяжка прослужит долго и защитит внутренние части дирижабля.

Пропитка из целлона требуется для устранения впитывания влаги микрофиброй.

Рисунок 10

Микрофибра. Заводской вид ткани.

Камеры с газом.

Для камер с гелием, а также с нагреваемым воздухом используется материал неопрен.

Неопрен — разновидность синтетического каучука. Водонепроницаем, эластичен. Мягкий, пористый материал. Цвет — обычно черный. Имеет множество вариантов применения, например, из него изготавливают гидрокостюмы. Кроме того, неопрен применялся при изготовлении Transit Habitation Module (транспортируемого жилищного модуля), разрабатываемого специалистами NASA для международной космической станции. Неопрен стоек к воздействиям солнечного света и химически активным нефтепродуктам.

Материал эластичен и воздухонепроницаем, а также растяжим, что позволяет использовать его для камер с гелием при низком атмосферном давлении.

Пусковая труба. Центральная часть дирижабля.

Пусковая труба для дирижабля представляет собой многослойную систему состоящую из 2 слоёв.

1 слой (наружный): состоит из вольфрама и требуется для предотвращения возгорания дирижабля. Вольфрам наиболее тугоплавкий из всех металлов, однако имеет большую теплопроводность.

2 слой: Состоит из деревянных плит, выполненных из обработанного огнеупорного дерева. Требуется для гашения тепла, излучаемого огнем ракеты при старте. Тепло проходит через вольфрам и гасится благодаря низкой теплопроводности дерева. Деревянные плиты держатся на титановом каркасе, что позволяет достигнуть нужной жёсткости конструкции.

Благодаря двуслойности пусковой трубы достигаются лучшие условия для запуска ракеты с дирижабля, максимальная безопасность и прочность конструкции.

Двигатели.

Двигательная система дирижабля представляет собой 4 тяговых электродвигателя (ТЭД).

Тяговый электродвигатель (ТЭД) — электрический двигатель, предназначенный для приведения в движение транспортных средств. Тяговый электродвигатель, по сути, представляет собой электродвигатель с передачей вращающего момента на движитель транспортного средства (винт). Электродвигатель не загрязняет среду, не требует топлива, за исключением электрического тока, вырабатываемого солнечными батареями.

Рисунок 11. Тяговый электродвигатель ДК-207А

Ракетный модуль «Искра»

Рисунок 12. Ракетный модуль «Искра»

Ракетный модуль «Искра» представляет собой независимый модуль, отделяемый от дирижабля, нужный для гашения импульса, передаваемого ракетой дирижаблю при старте.

Модуль состоит из : 1. Основы – тора, разделённого на 9 ячеек. В Каждой ячейке находится запас топлива, необходимый для кратковременного запуска двигателя.

2 часть – 9 Водородных ЖРД. В общей сложности двигатели дают необходимый импульс, стабилизирующий дирижабль. На земле модуль отделяется, подвергается починке и обновлению запаса топлива.

2.4 Конструкция космических ракет

Проектно, в нашей транспортной системе возможно использование любых ракет среднего и лёгкого класса, не превышающих допустимых габаритов дирижабля, однако для достижения наилучшего эффекта и максимальной выгоды, мы предлагаем использовать наш вариант ракеты.

Ниже приводится его описание:

Длина: 25 м

Диаметр: 3 м

Стартовая масса: 120 т

Конечная масса: 10 т

Количество ступеней: 2

Количество используемых

двигателей: 2 + ускорительные блоки

Используемое топливо: Кислородно-

Водородная смесь

Этапы работы ступеней ракеты:

1. Первая ступень работает 120с.

и отсоединяется на высоте 180км.

2. Вторая ступень работает 100с.

и отсоединяется на высоте 250км.

Тяга и удельный импульс двигателей:

RL10 – 6,8 т, 4360 м/с

J2 – 104т, 4170 м/с

Топливо

В нашем проекте для наилучшей

работы ракеты будет использовать

кислородно-водородные жидкостные

ракетные двигатели.

LH2 имеет ряд преимуществ перед

другими топливами.

Рисунок 13. Конструкция ракеты

Водородное топливо

Водород дает минимум загрязнения окружающей среды. Высокая массовая теплота сгорания примерно в 2,8 раза превышает теплоту сгорания керосина, его высокая полнота сгорания позволяет повысить эффективность двигателей, уменьшить удельный расход топлива, уменьшить массу и габариты двигателя. LH2 легко испаряется и быстро распространяется по всему объему камеры сгорания, что способствует быстрому запуску двигателя. Незначительная энергия и широкие пределы воспламенения водородно-воздушной смеси также способствуют быстрому запуску двигателя при различных температурах и на различных высотах. Водород при сгорании дает пламя с низкой излучающей способностью и сгорает без образования нагара, что позволяет увеличить ресурс и надежность двигателей. Малая коррозионная активность водорода. Двигатели на LH2 практически не загрязняют окружающую среду. Высокие кинетические свойства LH2 как горючего: быстрое протекание смесеобразования, устойчивость к ВЧ колебаниям. Работа на LH2 позволяет создавать компактные камеры сгорания с более равномерным температурным полем на выходе. Вследствие более высокой теплоемкости газа, температура на входе будет более низкой

и т. д.

Наряду с высокой эффективностью кислородно-водородные топлива имеют ряд других достоинств, среди которых следует отметить низкую температуру сгорания (на 200°С ниже, чем для кислородно-керосинового топлива) и нетоксичность как самого топлива, так и продуктов его сгорания (которые представляют собой смесь водяного пара с газообразным водородом).

Двигатели

Предположительно, в нашем проекте будут использоваться кислородно-водородные ЖРД RL10 и J2, являющиеся соответственно двигателями первой и второй ступени нашей ракеты.

Для наилучшего старта ракеты с дирижабля мы решили использовать на первой ступени кислородно-водородный двигатель J2, разработанный фирмой Рокетдайн, развивающий тягу 104 т. Он является однокамерным, с насосной подачей топлива и имеет ту особенность, что для окислителя и горючего предусмотрены отдельные турбонасосные агрегаты, каждый из которых состоит из насоса и турбины. На два агрегата предусмотрен один газогенератор, в который поступает около 2% топлива, расходуемого через двигатель. Образующийся газ приводит во вращение последовательно обе турбины, после чего сбрасывается в сопло трубчатой камеры через щели между трубками, по которым протекает горючее. Включение и выключение ЖРД производится при помощи клапанов, управляемых газообразным гелием. Раскрутка турбонасосных агрегатов при запуске осуществляется газообразным водородом, поступающим из специального баллона.

При давлении в камере сгорания 55 атм двигатель.1-2 развивает удельный импульс 4170 м/с. ЖРД весом 1600 кг крепится к ракете неподвижно. На первой ступени нашей ракеты будет предположительно установлено пять таких двигателей.

Рисунок 14

Принципиальная схема ЖРД RL-10: 1 - насос горючего; 2 - трубопроводы горючего; 3 - насос окислителя; 4 - турбина; 5 - камера

Рисунок 15. ЖРД

На второй ступени будет использоваться двигатель RL10, разработанный фирмой Пратт-Уитни, развивает тягу 6,8 т. Из принципиальной схемы двигателя, представленной на рисунке, видно, что он является однокамерным ЖРД с насосной подачей топлива. Однако в отличие от других ЖРД с турбонасосными агрегатами в RL10 отсутствует газогенератор: турбина вращается газом, который образуется при нагреве жидкого водорода в охлаждающем тракте камеры. Температура газообразного водорода составляет всего -70°С; после турбины он поступает в камеру, где сгорает с жидким кислородом при давлении около 28 атм (воспламенение смеси производится от электрической искровой свечи). Температура конструкции в начальный момент оказывается достаточной, чтобы обратить водород в газ, обеспечивающий раскрутку турбины. Простая принципиальная схема ЖРД КЫО объясняется исключительно высокими термодинамическими характеристиками водорода. По величине удельного импульса, которая равна 4360 м/с, RL10 является наилучшим ЖРД.

2.5. Система безопасности

Существует множество проблем связанных с безопасностью дирижабля вообще и нашего, как то:

1.Возможность обледенения обшивки дирижабля.

2.Короткое замыкание.

3.Проблема хранения водорода в топливных баках.

4.Возможность возгорания дирижабля при пуске ракеты.

Мы предлагаем такое решение этих проблем:

1.Наш дирижабль будет защищён от обледенения системой защиты, поддерживающей стабильную температуру

2.В нашем проекте предусмотрена система защиты от короткого замыкания. Если замыкание произойдёт, то в дирижабле главный аккумулятор отключается и включается запасной. Этого запасного аккумулятора хватает на приземление дирижабля.

3.Кислородно-керосиновое топливо, на котором работает двигатель нашей ракета широко применяется в космических ракетах. Хотя кислородно-водородное топливо было предложено еще в 1903 г. Циолковским, оно не находило применения в течение длительного времени по причинам, связанным со специфическими свойствами водорода. Жидкий водород, как известно, в 14 раз легче воды и закипает уже при температуре 20 К. Смеси водорода с воздухом являются чрезвычайно пожаро - и взрывоопасными. Например, энергия электростатического разряда, который мы иногда ощущаем, прикасаясь к дверной ручке, в десятки и сотни раз больше энергии, необходимой для воспламенения воздушно-водородной смеси. В связи с этим получение дешевого жидкого водорода в большом количестве представлялось проблематичным, конструирование и эксплуатация систем жидкого водорода относились к сложным техническим задачам, а топливные баки для жидкого водорода получались слишком тяжелыми.

В настоящее время кислородно-водородное топливо применяется на верхних ступенях космических ракет, где оно дает наибольший эффект. Примером этого является универсальная ступень "Центавр", используемая на космических ракетах семейств "Атлас" и "Титан-3", а также вторая и третья ступени ракеты "Сатурн-5". Топливные баки этих ракетных ступеней, предназначенные для размещения жидкого водорода, представляют собой гигантские термосы, металлические стенки которых покрыты теплоизолирующими полимерными материалами. В этой изоляции предусмотрены каналы, через которые при нахождении ракеты на старте подается газообразный гелий с целью удаления из изоляции взрывоопасных газов, которые могут там накопиться.

 

Стенка топливного бака жидкого водорода

(вторая ступень ракеты (Сатурн-5"):

1- силовая оболочка (алюминиевый сплав);

2, 5 - клеевой слой;

3 - каналы для прохода гелия;

4 - сотовая конструкция (полиуретановый материал);

6 – найлонофеиольный стой;

7 - герметизирующее покрытие (синтетический материал тедлар)

Рисунок 16. Стенка топливного бака жидкого водорода

Теплоизоляция утяжеляет конструкцию кислородно-водородных ступеней. Поскольку кислородно-водородное топливо втрое легче кислородно-керосинового, то оно требует при той же массе втрое большего объема для своего размещения. В итоге вес конструкции ракетной ступени, приходящийся на 1 кг топлива, оказывается для кислородно-водородного топлива на 40% большим, чем для кислородно-керосинового. Этот недостаток с избытком компенсируется высоким удельным импульсом кислородно-водородных ЖРД. При равной стартовой массе космическая ракета на кислородно-водородном топливе способна вывести на орбиту втрое больший полезный груз, чем ракета на кислородно-керосиновом топливе.

4. При пуске ракеты выделяется газ, обладающий высокой температурой. Для безопасности нашего проекта на трубе, из которой будет происходить пуск ракеты будет распылён вольфрам. Под вольфрамом будет располагаться слой деревянных плит обработанных огнезащитным составом, которые являются плохим проводником и обеспечат неизменяемость внутренней температуры.

Вольфра́м — химический элемент с атомным номером 74 в периодической системе, обозначается символом W (лат. Wolframium), твёрдый серый переходный металл. Главное применение — как основа тугоплавких материалов в металлургии. Крайне тугоплавок, при стандартных условиях химически стоек. Кларк вольфрама земной коры составляет (по Виноградову) 0,00013 г/т. Его среднее содержание в горных породах, г/т: ультраосновных — 0,00001, основных — 0,00007, средних — 0,00012, кислых — 0,00019.

Вольфрам встречается в природе главным образом в виде окисленных сложных соединений, образованных трехокисью вольфрама WO3 с оксидами железа и марганца или кальция, а иногда свинца, меди, тория и редкоземельных элементов. Промышленное значение имеют вольфрамит (вольфрамат железа и марганца nFeWO4 * mMnWO4 — соответственно, ферберит и гюбнерит) и шеелит (вольфрамат кальция CaWO4). Вольфрамовые минералы обычно вкраплены в гранитные породы, так что средняя концентрация вольфрама составляет 1-2 %.

Общие мировые запасы вольфрама (без России) составляют около 7,5 млн тонн, подтвержденные запасы около 4 млн тонн. Наиболее крупными запасами обладают Казахстан, Китай, Канада и США; известны также месторождения в Боливии, Португалии, России и Южной Корее. Мировое производство вольфрама составляет 18-20 тысяч тонн в год, в том числе в Китае 10, России 3,5; Казахстане 0,7, Австрии 0,5. Основные экспортёры вольфрама: Китай, Южная Корея, Австрия. Главные импортёры: США, Япония, Германия, Великобритания.

Процесс получения вольфрама проходит через стадию выделения триоксида WO3 из рудных концентратов и последующем восстановлении до металлического порошка водородом при температуре ок. 700 °C. Из-за высокой температуры плавления вольфрама для получения компактной формы используются методы порошковой металлургии: полученный порошок прессуют, спекают в атмосфере водорода при температуре 1200—1300 °C, затем пропускают через него электрический ток. Металл нагревается до 3000 °C, при этом происходит спекание в монолитный материал. Для последующей очистки и получения монокристаллической формы используется зонная плавка. Вольфрам — светло-серый металл, имеющий самые высокие температуры плавления и кипения.

Некоторые физические свойства приведены в таблице (см. выше). Другие физические свойства вольфрама:

твердость по Бринеллю 488 кг/мм².

удельное электрическое сопротивление при 20 °C 55×10−9 Ом·м, при 2700 °C — 904×10−9 Ом·м.

скорость звука в отожжённом вольфраме 4290 м/с.

Вольфрам является одним из наиболее тяжелых и самым тугоплавким металлом. В чистом виде представляет собой металл серебристо-белого цвета, похожий на платину, при температуре около 1600 °C хорошо поддается ковке и может быть вытянут в тонкую нить.

Валентность от 2 до 6. Наиболее устойчив 6-валентный вольфрам. 3- и 2-валентные соединения вольфрама неустойчивы и практического значения не имеют.

Вольфрам имеет высокую коррозионную стойкость: при комнатной температуре не изменяется на воздухе; при температуре красного каления медленно окисляется в оксид вольфрама VI; в соляной, серной и плавиковой кислотах почти не растворим. В азотной кислоте и царской водке окисляется с поверхности. В смеси азотной и плавиковой кислоты растворяется, образуя вольфрамовую кислоту. Из соединений вольфрама наибольшее значение имеют: триоксид вольфрама или вольфрамовый ангидрид, вольфраматы, перекисные соединения с общей формулой Me2WOX, а также соединения с галогенами, серой и углеродом. Вольфраматы склонны к образованию полимерных анионов, в том числе гетерополисоединений с включением других переходных металлов.

Тугоплавкость и пластичность вольфрама делают его незаменимым для нитей накаливания в осветительных приборах, а также в кинескопах и других вакуумных трубках. Благодаря высокой плотности вольфрам используется для противовесов, бронебойных сердечников подкалиберных и стреловидных оперенных снарядов артиллерийских орудий, сердечников бронебойных пуль и сверхскоростных роторов гироскопов для стабилизации полёта баллистических ракет (до 180 тыс. об/мин). Вольфрам используют в качестве электродов для аргоно-дуговой сварки. Сплавы вольфрама, ввиду его высокой температуры плавления, получают методом порошковой металлургии. Сплавы, содержащие вольфрам, отличаются жаропрочностью, кислотостойкостью, твердостью и устойчивостью к истиранию. Из них изготовляют хирургические инструменты (сплав «амалой»), танковую броню, оболочки торпед и снарядов, наиболее важные детали самолетов и двигателей, контейнеры для хранения радиоактивных веществ. Вольфрам — важный компонент лучших марок инструментальных сталей. Карбид вольфрама (зачастую наряду или вместо карбида титана) используют как наполнитель в твёрдых сплавах — керметах (бытовое название «победит»), где матрицей служит кобальт (5-16 %).

Цены на металлический вольфрам чистотой около 99 % в 2007 году составили в среднем 30—35 долларов США за килограмм.

III. Экологические проблемы эксплуатации ракет-носителей.

Загрязнение атмосферы

На различных фазах выведения космических аппаратов на орбиту существует ряд проблем экологии, требующих своего разрешения. Прежде всего, это загрязнение атмосферы продуктами сгорания и компонентами топлива. На экологическое состояние всех слоев атмосферы основное влияние оказывают продукты сгорания, состав которых определяется компонентами топлива.

В стратосфере движение ракетоносителя связано с проблемой нарушения озонового слоя. При полете любой ракеты-носителя в озоновом слое возникает «окно», которое со временем затягивается. Разрушение озонового слоя определяется следующими процессами. Озон разрушается в результате воздействия водяных паров продуктов сгорания ракетных топлив, а также окислов азота, образующихся из азота и кислорода воздуха под воздействием высоких температур в факелах ракетных двигателей. В следе ракеты озон разрушается полностью на всех высотах.

Рисунок 17. Запуск космического аппарата

Кроме загрязнения окружающей среды продуктами сгорания выхлопная струя оказывает механическое воздействие на тропосферу, приводящее к образованию мощных вихревых потоков в приземном слое. Такие вихревые образования могут являться очагами смерчей, ураганов и т. п. Существенной экологической проблемой при эксплуатации Ракетных топлив является необходимость отчуждения значительной поверхности Земли для обеспечения безопасности ее жителей при падении отработавших ступеней Ракет-Носителей и других отделяющихся элементов конструкции на территории, расположенные вдоль трасс пусков.

Поражение человека компонентами ракетных топлив

В течение нескольких лет, Центром независимых экологических программ СоЭС и Институтом социологии РАН при поддержке газеты “Труд” проводились исследования социальных, экологических и медицинских последствий ракетно-космической деятельности. В регионах ракетно-космической деятельности они занимались проблемой поражения человека компонентами ракетных топлив, изучали их воздействие на различные популяции и группы населения, в том числе на детей ракетчиков, исследовали репродуктивное здоровье жен ракетчиков. 

В результате исследования получен очень важный материал. Добыты факты, дающие новое представление о вредном воздействии компонентов ракетных топлив на человека. В районах падения отделяющихся частей ракет-носителей, содержащих остатки гептила, наблюдается типичная картина поражения человека в результате длительного воздействия малых доз гептила.

Гептил (несимметричный диметилгидразин, НДМГ) - жидкое ракетное топливо, представитель большого класса гидразинсодержащих веществ, с которыми соприкасаются миллионы людей. Исследование побочных эффектов и осложнений, возникающих при передозировке изониазида, позволило досконально изучить механизм и клинику воздействия гептила на организм человека.

Рисунок 18. Запуск ракеты «Протон». Иллюстрация выхлопа и наглядное изображение проблемы.

Тем не менее, не все проблемы в этой сфере пока разрешены, и одна из них - определение безопасных концентраций гидразинсодержащих веществ.

Воздействие на людей НДМГ, как и компонентов других ракетных топлив, приводит к поражению иммунной, сердечно-сосудистой, лимфатической и центральной нервной систем, желудочно-кишечного тракта, крови, печени, кожи, к нарушению репродуктивной деятельности, появлению тяжелых врожденных уродств, внутриутробному недоразвитию плода и другим патологическим состояниям. Причем наиболее сильно воздействие сказывается на беременных женщинах, на новорожденных и детях дошкольного возраста.
 

 Медико-биологические эффекты воздействия компонентов ракетного топлива чрезвычайно сходны с эффектами воздействия ионизирующего излучения: выпадение волос, носовые кровотечения, гиперплазия щитовидной железы, цитопения, анемия, астения, нейроциркуляторная дистония и многие другие симптомы и синдромы. Вместе с тем, сравнительные исследования показали, что воздействие на организм человека ракетного топлива, возможно, даже более разрушительно, чем длительное радиационное воздействие в самых загрязненных районах.

 Загрязнение окружающей среды компонентами жидких ракетных топлив - ароматическими углеводородами, синтином, гептилом, керосином - представляет большую опасность и для людей, и для окружающей среды. Компоненты ракетного топлива попадают в организм человека через воздух, воду, почву (при хождении по росе, по загрязненной земле), через фрукты и овощи и даже при нахождении человека в лесу - из-за десорбции токсикантов из растений. В местах, загрязненных компонентами ракетного топлива, обнаруживаются мутантные формы домашних птиц, насекомых, растительности. Эта проблема требует немедленного исследования на цитогенетическом уровне.

Вывод

 Результаты шестилетних исследований убеждают нас в том, что на протяжении 40 лет наука недооценивала низкоуровневое воздействие компонентов ракетного топлива на человека, что привело к большим жертвам как среди военнослужащих, так и среди мирного населения. Необходим полный пересмотр всех сложившихся представлений о воздействии ракетных топлив на организм человека и окружающую среду.

Проблема реально существует и требует немедленного решения.

Преимущества использования водорода

В мире активно обсуждается возможность широкой, хотя и не стопроцентной замены ископаемых источников энергии на чистый водород. На протяжении нескольких столетий источником энергии служило (и служит до сих пор) углеводородное ископаемое сырье. Станции на угле, газе и жидком топливе в мировом масштабе производят 2/3 электричества. Эти же виды топлива почти полностью доминируют на транспорте.

У водородной энергетики есть множество очевидных достоинств. Водород полностью сгорает в кислороде, выделяя большое количество энергии и оставляя после себя только водяной пар. Его легко транспортировать по трубопроводам практически на любые расстояния, тем более, что он не ядовит (хотя и взрывоопасен) и не обладает коррозирующим действием. Запасы водорода (как компонента воды) практически неограниченны и более или менее равномерно распределены по всем континентам. Водород представляется идеальным горючим для относительно маломощных и в то же время многочисленных силовых установок, размещенных на подвижных платформах - прежде всего для автомобильных и авиационных двигателей.

Экологические преимущества нашего проекта

Использование экологически чистого водородного топлива во всей системе.

Использование водорода позволяет существенно улучшить экологическую обстановку по всему миру, благодаря прекращению сильнейшего вредного воздействия ракетных топлив, основанных на углероде и минеральных веществ. Водород же полностью сгорает в кислороде, выделяя большое количество энергии и оставляя после себя только водяной пар, что делает двигатели нашей ракеты абсолютно безопасными для здоровья людей и окружающей среды

Запуск ракеты. Устранение первой ступени.

Благодаря тому, что запуск ракеты происходит на высоте 50 км, решаются следующие проблемы:

1.  Устранение озоновых дыр, возникающих при запуске ракет с Земли.

2.  Полное устранение воздействия ракетного топлива на Земную поверхность и окружающую среду.

3.  Устранение воздействия ракетного выхлопа на людей. Существенное увеличение рекреационного уровня в зонах старта ракет, космодромов.

В итоге, наш проект становится экологически чистым, решает массу экологических проблем, существующих в настоящее время.

IV. Экономическая часть

Полный объём нашего дирижабля составляет приблизительно куб. метров. Объём гелия от общего объёма составляет около 60%, т. е куб. метров. Стоимость гелия на мировом рынке ровняется примерно 2 - 2,5 доллара за кубический метр. Но, т. к. наш дирижабль поднимается на большую высоту, то понадобится гелий большего качества, и его цена составит около 3-х долларов за кубический метр. Полная стоимость гелия равна 1 долларов.

Площадь поверхности дирижабля равна кв. метров. Стоимость покрытия составляет примерно 2,2 доллара за кв. метр, т. е. полная стоимость покрытия долларов.

Для построения каркаса понадобится около 100 куб. метра, т. е. 434 т. При стоимости титана на мировом рынке 16 долларов за кг, затраты на него составят

7 долларов.

Покрытие отверстия двухслойное:

1) Вольфрам - его масса составит приблизительно кг. При стоимости 30 долларов за кг затраты на него составят 3 долларов.

2) Дерево - приблизительный объём 4800 куб. метра. Его полная стоимость равна 1 долларов.

Плюс ко всему этому добавляются двигатели и система нагрева, а так же некоторые другие материалы и расходы на постройку дирижабля долларов.

Материалы и стоимость строительства

Материал	Объём и/или масса	Стоимость(доллары США)
1. Гелий	куб. метров	1
2. Покрытие	кв. метров
3. Каркас (титан)	100 куб. метра - 434 т	7
4. Вольфрам (1-й слой)	кг	3
5. Дерево (2-й слой)	4800 куб. метра	1
Итог	13

Полная стоимость строительства: 13 + 3 650 000= 17 долларов.

Строительство дирижабля обходится сравнительно недорого. В эту стоимость входят практически все затраты на производство, включая зарплату рабочих. Сравним эту сумму с реальными затратами.

1. Сумма затрат на запуск ракетоносителя составляет млн. долларов. У нашего проекта затраты в десятки раз меньше.

2. Обслуживание ракетоносителей требует более сотни человек. Обслугой нашего дирижабля будут заниматься всего несколько десятков человек, что опять же выливается в меньшие затраты на зарплату персонала.

3. Запуск ракеты состоит из 3 - 4-х ступеней. Наш дирижабль пропускает первую ступень. К тому же, на данной высоте плотность воздуха и сила притяжения меньше, поэтому ракете будет легче взлететь. Благодаря всему этому расход топлива уменьшается на 50%.

4. Строительство нашего дирижабля составит около 5-7 месяцев. Если необходимо запускать ракету не с космодрома, то собирается специальный комплекс. Сборка данного комплекса на месте составит всегодней, в то время как строительство космодрома занимает 5 - 7 или даже десять и более лет. Всё это экономит время и, следовательно, бюджет.

Из всего вышеперечисленного очевидно, что наш проект выгоден и экономически.

V. Компьютерная часть

Алявдин Александр – создание и редактирование компьютерной презентации

Зырин Илья

Максимов Максим – компоновка пояснительной записки

Использовались компьютерные программы:

Пакет Microsoft Office

3D studio MAX

ADOBE Photoshop CS3

VI. Список литературы

Журнал «Наука и жизнь» Журнал «Популярная механика» Журнал «Российский космос» Фильмы телестудии «Роскосмос» Редкол.: (гл. ред.) Химическая энциклопедия — Москва: Советская энциклопедия, 1988. «Ракетные двигатели на химическом топливе», Москва «Мир», 1990. «Испытания жидкостных ракетных двигателей», Москва, 1992. , «Проблемы экологии при эксплуатации ракетно-космических комплексов», БГТУ, 1997.

Интернет-ресурсы:

http://www. http://*****/ http://www. http://ru. wikipedia. org/ http://www. rosaerosystems. *****/ http://www. mcc. *****/