Нури (ракета) - Nuri (rocket)

Нури (KSLV-II)
KSLV-II на стартовой площадке CGI Render 02.jpg
CGI рендер ракеты Нури на стартовой площадке
ФункцияОрбитальный ракета-носитель
ПроизводительКАРИ
Страна происхожденияЮжная Корея
Размер
Высота47,2 м (155 футов)[1]
Диаметр3,5 м (11 футов)[1]
Масса200000 кг (440 000 фунтов)[1]
Этапы3[1]
Емкость
Полезная нагрузка для ЛЕО (300 км)[2]
Масса2600 кг (5700 фунтов)
Полезная нагрузка для ЛЕО (600 ~ 800 км)
Масса1500 кг (3300 фунтов)
История запуска
Положение делВ разработке
Запустить сайтыКосмический центр Наро LC-2
Начальная ступень
Двигатели4 КРЭ-075 SL
Толкать266,4 тс (2612 кН; 262,2 тс; 293,7 тс)[2]
Удельный импульс261,7 с (SL), 289,1 с (Vac.)[3]
Время горения127с[2]
ТопливоLOX / Самолет А-1
Вторая стадия
Двигатели1 KRE-075 Vac.
Толкать80,4 тс (788 кН; 79,1 тс; 88,6 тс)[2]
Удельный импульс315,4 с (пер.)[2]
Время горения148с[2]
ТопливоLOX / Самолет А-1
Третий этап
Двигатели1 KRE-007 Vac.
Толкать7,0 тс (69 кН; 6,9 тс; 7,7 тс)[2]
Удельный импульс325,1 с (Vac.)[2]
Время горения498с[2]
ТопливоLOX / Самолет А-1

Нури (Корейский: 누리, что означает "мир"), также известный как КСЛВ-II, является Южная Корея вторая ракета-носитель и преемница КСЛВ-1. Нури находится в разработке КАРИ / Корейский институт аэрокосмических исследований, и его первый полет планируется в феврале 2021 года.[4][5] На всех трех ступенях планируется использовать ракетные двигатели собственной разработки. Правительство Южной Кореи установило SpaceX (основан Илоном Маском и сформирован бывшим Макдоннелл Дуглас и TRW выпускники) в качестве «образца для подражания», стремясь разработать относительно дешевые и надежные ракеты, достаточно конкурентоспособные для рынка коммерческих запусков. В настоящее время цель - запустить 1500 кг полезной нагрузки на расстояние 600–800 км. низкая околоземная орбита (ЛЕО)[5] и 2600 кг на НОО длиной 300 км.[6]

Технические характеристики

Нури - трехступенчатая ракета. В ускорителе первой ступени используются четыре двигателя КРЭ-075 SL, развивающие тягу 266,4 т с тяговым усилием удельный импульс 289,1 с. Бустер второй ступени использует один KRE-075 Vac. двигатель с более широким соплом для повышения эффективности в вакууме с удельным импульсом 315,4 с. В бустере третьей ступени используется один двигатель КРЭ-007 с удельным импульсом 325,1 с. Обе модели двигателей используют Самолет А-1 как топливо и жидкий кислород (LOX) как окислитель.

Будущие версии

Дальнейшие улучшения будут добавлены после успеха программы KSLV-II, в основном за счет увеличения тяги KRE-075 с 75,9 до 86,6 тс и удельного импульса с 261,7 до 315,4 с. Также есть планы по облегчению двигателя с помощью таких методов, как удаление пиротехнического воспламенителя или ограничение диапазона его действия на кардане. Это позволит увеличить грузоподъемность модифицированного KSLV-II с 1,5 до 2,8 тонны.[7]

Разработка

Развитие двигателей

  • В марте 2014 года было успешно завершено первое испытание на сгорание камеры сгорания 7-тонного класса, а полная сборка и испытание начального зажигания двигателя KRE-007 началось в июле 2015 года. Кроме того, первая фаза проекта была завершена с добавление установки для испытания трехступенчатого двигателя сгорания и испытательной установки сгорания в камере сгорания. Однако проблема нестабильности горения в горелке КРЭ-075 потребовала доработки.
  • Hanwha Techwin Компания подписала 25 января 2016 года контракт на 14,1 миллиарда вон (11,77 миллиона долларов США) с Корейским институтом аэрокосмических исследований (KARI) на производство обоих типов жидкостных ракетных двигателей для Нури.[8]
  • 8 января 2016 года был проведен второй этап проекта по преодолению трудностей, связанных с нестабильностью горения в камере сгорания и технологией сварки топливного бака жидкого двигателя, и испытание на горение двигателя КРЭ-075 в течение нескольких секунд прошло успешно.
  • 3 мая 2016 года двигатель КРЭ-075 прошел 1,5-секундное испытание на искровое зажигание. Позже, 8 июня 2016 года, он сгорел в течение 75 секунд. После этих успехов, 20 июля 2016 года, в 13:39, было успешно достигнуто конечное целевое время горения 145 секунд (147 секунд). Во время испытания на сгорание двигатель работал номинально, со всеми параметрами, такими как безопасность сгорания и тяга сгорания, в пределах ожидаемого диапазона ошибок. Во время фактического запуска двигатель первой ступени будет работать 127 секунд, а двигатель второй ступени - 143 секунды.
  • С октября 2016 года было проведено более 200 испытаний на горение второго двигателя КРЭ-075.

KRE-075 SL Двигатель

Художественный рендер 75-тонного двигателя Нури
КРЭ-075 Двигатель
ТопливоСамолет А-1 / LOX
Толкать66,6 тс (SL), 75,9 тс (Vac.)[3]
Удельный импульс289,1 с[3]
Высота2,9 млн
Диаметр2м
ЦиклГенератор газа

Двигатель КРЭ-075 был разработан по программе разработки двигателей 30 тс.[9]

KRE-075 Vac. Двигатель

ТопливоСамолет А-1 / LOX
Толкать80,3 тс (Vac.)[3]
Удельный импульс315,4 с[3]
ЦиклГенератор газа

КРЭ-007 Двигатель

ТопливоСамолет А-1 / LOX
Толкать7.0тс[3]
Удельный импульс325,1 с[3]
ЦиклГенератор газа

KSLV-II TLV

Испытательная ракета-носитель (TLV) представляет собой двухступенчатую ракету, отвечающую требованиям двигателя KRE-075, который будет установлен на KSLV-II. TLV составляет 25,8 м в длину, 2,6 м в диаметре и массу 52,1 м. тонн. Основная сцена Kerolox двигатель полностью карданный.[10][11]С установленным двигателем 2-й ступени TLV будет работать как малая спутниковая ракета-носитель.[12]

Полет 2018

Влажная масса52,1 т[13]
Сухая масса38 тонн
Высота25,8 млн
Диаметр2,6 м
Этапы1
Двигатель1 KRE-075
Полезная нагрузкамассовый тренажер

TLV был запущен из Космического центра Наро в Кохыне, провинция Южная Чолла, 28 ноября 2018 года. Основная цель первого суборбитального полета заключалась в том, чтобы основной двигатель одноступенчатой ​​ракеты работал 140 секунд, достигнув высоты 100 км. плещется в море между Остров Чеджу и остров Окинава.[14]

Первый полет впервые был отложен с 25 октября 2018 года на два месяца из-за аномальных показаний, обнаруженных в системе наддува ракетного топлива.[15]Затем испытательный полет был перенесен на 28 ноября 2018 г., в 16:00 KST (UTC + 9). На орбиту нельзя было выводить полезную нагрузку.[16]

Запуск TLV был признан успешным, его главный двигатель работал 151 секунду за 10-минутный полет,[17] не транслировался в прямом эфире.[18]Достигнув максимальной высоты 209 километров, ступень ракеты приводнилась в Тихом океане, в 429 километрах к юго-востоку от острова Чеджу.[19]

Поскольку TLV предназначался для использования в качестве испытательного корабля и поскольку полет завершился успешно, второго запуска TLV не будет.

GEO KSLV

Модернизированная разновидность KSLV-II для геостационарная экваториальная орбита находится в стадии разработки. Он будет объединять четыре двигателя KRE-090 в основной ступени с четырьмя боковыми ускорителями, оснащенными одним двигателем KRE-090 каждый. Вторая ступень будет оснащена вакуумно-оптимизированным вариантом того же двигателя KRE-090 (KRE-090V), а третья ступень будет оснащена недавно разработанным KRE-010V, богатым окислителем. ступенчатое горение двигатель.[20]

использование

Нури будет использоваться для запуска нескольких спутников наблюдения Земли, таких как KOMPSAT, спутников среднего класса и разведывательных спутников LEO. Планируется поддержать южнокорейскую миссию по исследованию Луны для отправки орбитальных аппаратов и посадочных устройств. Нури станет первой ракетой Южной Кореи, которая выйдет на рынок коммерческих пусковых услуг. Стоимость запуска оценивается примерно в 30 миллионов долларов, что дешевле, чем у азиатских аналогов. Это позволит Южной Корее предоставлять дешевые пусковые услуги странам Юго-Восточной Азии.

Ожидается, что улучшенная версия Nuri запустит корейский лунный аппарат к 2030 году.

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ а б c d "Корейская космическая ракета-носитель KSLV-Ⅱ". Корейский институт аэрокосмических исследований.
  2. ^ а б c d е ж грамм час я ", 이제는 누구? - 한국형 발사체" 누리 호 "!".
  3. ^ а б c d е ж грамм «7 톤 / 75 톤급 엔진 의 스펙 / 성능 + 누리 호 발사대 설계».
  4. ^ Ко, Чжун-тэ (7 июня 2019 г.). «Космос: последний рубеж, но ненадолго». Корея JoongAng Daily. Получено 2 октября 2019.
  5. ^ а б "Корейская космическая ракета-носитель KSLV-II". Корейский институт аэрокосмических исследований. Получено 7 декабря 2016.
  6. ^ "네이버 뉴스".
  7. ^ "누리 호 75 톤급 엔진 의 개량, 정지 궤도 투입, 페이 로드 옵션 그리고 재사용 에 대하여".
  8. ^ "Hanwha Techwin будет производить жидкостный ракетный двигатель для корейской ракеты-носителя". 비즈니스 코리아 - BusinessKorea. 26 января 2016 г.. Получено 7 февраля 2019.
  9. ^ 한국 항공 우주 연구원 (КАРИ). "[КАРИ] 연비 가 향상된 로켓 엔진 연소 시험 (100 초) 공개". Получено 7 февраля 2019 - через YouTube.
  10. ^ 한국 항공 우주 연구원 (10 сентября 2018 г.). "올 10 월로 다가올 # 시험 발사체 조립 장면 타임 랩스 영상 으로 만나 보시죠! Pic.twitter.com/25hDmf2lAg". twitter.com. Получено 7 февраля 2019.
  11. ^ "사진> КАРИ ИЗОБРАЖЕНИЕ>". www.kari.re.kr. Получено 7 февраля 2019.
  12. ^ "누리 호 75 톤급 엔진 시험 발사체 를 활용 한" 소형 발사체 "후속 개발 에 대하여 (메탄 엔진 을 사용 하는 2 단)> KARI IMAGE>".
  13. ^ https://i.servimg.com/u/f48/19/39/35/83/scree261.jpg
  14. ^ 김한주 (28 ноября 2018 г.). «Южная Корея испытает запуск ракетного двигателя». Информационное агентство Yonhap. Получено 7 февраля 2019.
  15. ^ «Южная Корея задерживает испытательный запуск ракетного двигателя». English.yonhapnews.co.kr. 2018-10-17. Получено 2019-02-07.
  16. ^ 한국 항공 우주 연구원 (13 ноября 2018 г.). «11 월 28 일, 한국형 발사체 '누리 호' 의 엔진 시험 을 위한 시험 발사체 발사 가 추진 될 입니다 .pic.twitter.com / 9eOHhufcym». twitter.com. Получено 7 февраля 2019.
  17. ^ 김한주 (28 ноября 2018 г.). «(2-й LD) Испытания на время горения ракетного двигателя соответствуют целевой цели». Информационное агентство Yonhap. Получено 7 февраля 2019.
  18. ^ 한국 항공 우주 연구원 (27 ноября 2018 г.). "# 시험 발사체 발사 성공! 발사 모습 을 영상 으로 공개 합니다 .pic.twitter.com / lTkonvL7ax". twitter.com. Получено 7 февраля 2019.
  19. ^ 김한주 (28 ноября 2018 г.). «(2-й LD) Южная Корея успешно тестирует ракетный двигатель». Информационное агентство Yonhap. Получено 7 февраля 2019.
  20. ^ Ю, Бюнгил; Ли, Кван-Джин; Ву, Сонфил; Им, Джи-Хёк; Итак, Юнсок; Чон, Джунсу; Ли, Чонхо; Seo, Daeban; Хан, Ёнминь; Ким, Джинхан (апрель 2018 г.). «Состояние разработки и план высокоэффективного верхнего ступенчатого двигателя для GEO KSLV». Журнал Корейского общества инженеров двигательных установок. 22 (2): 125-130.