Техника

Техника

наука

Космонавтика

оглавление

ОСНОВНЫЕ ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ КОСМОНАВТИКИ В РОССИИ

РАЗВИТИЕ И ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Ракеты-носители

Ракета-носитель легкого класса "Космос-3М" была создана в конструкторском бюро "Южное" (г. Днепропетровск) на базе баллистической ракеты средней дальности Р-14, принятой на вооружение в 1961 г. и снятой с вооружения по Договору о сокращении ракет средней и малой дальности в 1990 г. Для ракеты-носителя была спроектирована новая вторая ступень, несколько изменена конструкция бака окислителя и разработан переходной отсек между ступенями. Новая РН проходила летные испытания на космодроме Байконур под названием "Космос-1" (8 пусков), потом была доработана ("Космос-3"),однако этот вариант оказался неудачным (6 пусков с космодрома Байконур, из них 3 неудачных).

После модернизации РН приобрела название "Космос-3М" и уже длительное время успешно эксплуатируется для запусков К А различного назначения. По оценкам американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18 типов различных РН легкого класса, РН "Космос-3М" является одной из самых совершенных в мире в своем классе.

Транспортировка РН Космос
Транспортировка РН "Космос"

На космодроме Плесецк для пусков РН по проекту КБТМ был построен новый стартовый комплекс на две пусковые установки, а также переоборудован стартовый комплекс "Радуга",с которого ранее производились пуски РН "Космос-2". Летные испытания РН "Космос-3М" начались в 1967 г., а штатная эксплуатация - в 1971 г. Ее пуски проводились также и с полигона Капустин Яр.

Серийное производство РН "Космос-3М" было налажено в Омске на производственном объединении (ПО) "Полет". Ракета-носитель состоит из двух ступеней и головного обтекателя. Ступени соединены по схеме "тандем". Длина ракеты - 32,4 м, диаметр цилиндрической части корпуса - 2,4 м, стартовая масса - до 109 т. На обеих ступенях РН установлены ЖРД, работающие на самовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива - окислителе АК-27И и горючем НДМГ. Управление полетом на первой ступени осуществляется с помощью газовых рулей, на второй ступени - с помощью поворотных рулевых сопел генераторного газа. Разделение ступеней производится по полугорячей схеме.

На первой ступени установлен четырехкамерный ЖРД РД-216 с турбонасосной системой подачи топлива, выполненный по схеме без дожигания генераторного газа. Этот двигатель создан в НПО "Энергомаш" под руководством В.П. Глушко. Масса сухого двигателя - 1325 кг, время работы - 131 с. На второй ступени установлена жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ), разработанная в КБ химического машиностроения под руководством A.M. Исаева. В ЖРДУ входят маршевый однокамерный двигатель без дожигания с насосной системой подачи топлива и четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор системы малой тяги. Характерными особенностями данной ЖРДУ являются возможность повторного включения маршевого двигателя в условиях невесомости и наличие трех режимов тяги - основного, промежуточного и малого.

РН "Космос-3М" обеспечивает запуск КА на эллиптические и околокруговые орбиты высотой от 250 до 1700 км с наклонениями 51; 66; 83°, при этом масса выводимого полезного груза составляет от 1500 кг (высота орбиты 250 км) до 500 кг(высота орбиты 1700 км). Возможно также выведение КА массой до 850 кг на солнечно-синхронную орбиту высотой 475 км с наклонением 97,3°. В одном пуске эта РН способна выводить до 8 космических аппаратов. Выведение КА на рабочие орбиты осуществляется по схеме с двукратным включением маршевого ЖРД двигательной установки (ДУ) второй ступени. После первого включения двигателя полет ступени происходит по переходной траектории, в расчетной точке которой вторым включением ДУ обеспечивается дополнительное приращение скорости (в плоскости траектории), необходимое для выведения КА на заданную орбиту. Стабилизация второй ступени на участке полета по переходной траектории осуществляется специальным рулевым двигателем малой тяги. Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте - 75 км при скоростном напоре - 14 кгс/м2.

В настоящее время ракета-носитель "Космос-3М" практически снята с производства, отдельные запуски КА осуществляются РН, изготовленными ранее. В КБ ПО "Полет" была предпринята попытка модернизации данной РН с целью замены устаревшей аналоговой системы управления на современную - цифровую, повышения энергетических характеристик РН путем увеличения запаса топлива на второй ступени,улучшения ее экологических характеристик, перевод а производства всех элементов РН на российскую производственную базу. Однако значительное сокращение ассигнований на космическую деятельность в России, отразившееся, естественно на производственной деятельности ПО "Полет", не позволяет в настоящее время делать оптимистические прогнозы по поводу завершения этой работы. Разработка ракет-носителей "Циклон-2" и "Циклон-3" началась в августе 1965 г. в КБ "Южное". Предусматривалось создание двухступенчатого носителя на базе межконтинентальной балли-стической ракеты Р-36, а в дальнейшем его модернизация путем установки третьей ступени.

Старт РН Циклон
Старт РН "Циклон"

Летно-конструкторские испытания двухступенчатого носителя начались в 1968 г. на космодроме Байконур. Испытывались как базовый (РН "Циклон"), так и модифицированный вариант (РН "Циклон-2"), который и стал основным. Летные испытания трехступенчатого носителя (РН "Циклон-3") проходили с июня 1977 г. по февраль 1979 г. на космодроме Плесецк, где были сооружены технический и стартовый комплексы с двумя пусковыми установками открытого типа.

Основные отличия этих комплексов от аналогичных на космо-дроме Байконур заключаются в отсутствии башен обслуживания на старте, а также в наличии стационарного пункта заправки и последующей ампулизации третьей ступени ракеты. Оборудование космодрома Плесецк обеспечивает высокую степень автоматизации предстартовых операций при минимальном числе участвующих в них людей. При этом полностью исключается необходимость нахождения личного состава у пусковой установки с момента доставки к ней ракеты и до момента старта.

Первые ступени РН "Циклон-2" и "Циклон-3" практически полностью унифицированы. Все ступени ракет соединены последовательно. Длина РН "Циклон-3" - 39,3 м, диаметр цилиндрической части - 3,0 м, стартовая масса - до 188 т. РН способна выводить на орбиту высотой 200 км полезный груз массой до 3,6 т (РН "Циклон-2" - до 2,9 т). Имеется возможность выводить на орбиту в одном пуске до 6 КА. Разделение первой и второй ступеней РН осуществляется по полугорячей схеме, разделение второй и третьей - по холодной, с помощью четырех пружинных толкателей. Сброс головного обтекателя производится во время работы второй ступени.

Двигательная установка первой ступени состоит из двух двигателей - маршевого РД-218 и рулевого Д-68М. Оба двигателя рабо-тают на компонентах топлива AT и НДМГ. Маршевый двигатель РД-218 с турбонасосной системой подачи разработан в НПО "Энер-гомаш" и выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Рулевой двигатель Д-68М также имеет турбонасосную систему по-дачи и выполнен по схеме без дожигания. Запуск и выключение -одноступенчатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами. Маршевый двигатель второй ступени РД-219 также разработан в НПО "Энергомаш". Он имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Фактически данный ЖРД представляет собой блок, аналогичный двухкамерному блоку двигателя РД-218. Рулевой двигатель второй ступени Д-69М по конструкции и расположению идентичен рулевому двигателю первой ступени.

ЖРД Д-25 третьей ступени с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Этот небольшой двигатель разработан в НПО "Южное" под руководством В.Ф. Уткина. Он работает на тех же компонентах топлива - AT и НДМГ. Помимо маршевого двигателя Д-25 третья ступень РН "Циклон-3" снабжена специальной жидкостной реактивной системой управления. Она предназначена для успокоения ступени с К А после отделения, ее ориентации и стабилизации в свободном полете и обеспечения запуска маршевого двигателя в условиях невесомости. Работает на тех же КРТ, что и маршевый двигатель ступени фактически представляет собой ЖРД с вытеснительной подачей компонентов топлива.

При создании ракетно-космического комплекса (РКК) "Циклон" были внедрены новые подходы к организации работ по подготовке к пуску РН. Это вывело отечественное космическое ракетостроение в середине 1960-х гг. на новый качественный уровень. До настоящего времени этот комплекс по своим эксплуатационным характеристикам не имеет аналогов за рубежом. При создании стартового и технического комплексов разработчику (КБТМ) удалось автоматизировать все основные и многие из вспомогательных операций. Уровень автоматизации по циклу предстартовой подготовки и пуска РН "Циклон-2" и "Циклон-3" составляет 100 %, а в целом по работам на комплексе - не менее 80 %. Единственной опасной ручной операцией является повторное подсоединение заправочных коммуникаций в случае отмены пуска. На стартовом комплексе "Циклон" применены современные средства управления и контроля и впервые организован процесс управления подготовкой и пуском РН по единой программе в полностью автоматическом режи-ме, начиная с подвода РН к пусковому столу.

Производство всех основных элементов РН "Циклон-2" и "Циклон-3" осуществлялось на Украине: конструкции и ДУ - в Днепропетровске системы управления - в Харькове. В настоящее время линия по производству "Циклонов" в Днепропетровском ракетном центре практически демонтирована, и ее восстановление маловероятно. Таким образом,в сложившихся условиях использование Россией РН "Циклон" нереально. Ракета-носитель "Союз-У" является наиболее известной и используемой ракетой из всех модификаций, разработанных на базе баллистической ракеты Р-7А. Она является модернизацией РН "Союз", эксплуатировавшейся в период с 1966 по 1973 г.

РН Союз-У на стартовом комплексе
РН "Союз-У" на стартовом комплексе

Первый пуск РН "Союз-У" состоялся в мае 1973 г. В декабре 1982 г. стартовала ее модификация - "Союз-У2", у которой на центральном блоке вместо керосина используется синтетическое углеводородное горючее - синтин. Топливная пара жидкий кислород + синтин обеспечивает более высокий удельный импульс двигателя, что несколько улучшило энергетические возможности ракеты-носителя. РН "Союз-У" и "Союз-У2" обеспечивают запуски космических аппаратов различного назначения (в том числе и пилотируемых) с космодрома Байконур и с космодрома Плесецк - только непилотируемых КА. Масса полезного груза, доставляемого на низкую околоземную орбиту РН "Союз-У", составляет до 6,8 т с космодрома Плесецк и 7,1 т с космодрома Байконур.

РН "Союз-У" трехступенчатая. На всех ступенях в качестве окислителя используется жидкий кислород, а в качестве горючего - керосин. Первая и вторая ступени РН соединены по схеме "пакет", причем в качестве первой ступени используются четыре боковых блока "Б","В","Г","Д",а в качестве второй ступени выступает центральный блок "А". Третья ступень (блок "И") соединена со второй ступенью по схеме "тандем". На третью ступень через переходной отсек под головным обтекателем устанавливается КА. В зависимости от типа КА обтекатель может иметь различные форму и размеры. Стартовая масса РН -310 т, максимальная длина - 50,7 м, максимальный поперечный размер - 10,3 м. В случае запуска пилотируемых космических кораблей РН "Союз-У" комплектуется системой аварийного спасения экипажа, которая устанавливается на вершине головного обтекателя.

Первая ступень РН образована четырьмя одинаковыми по конструкции блоками, которые располагаются вокруг центрального блока по плоскостям стабилизации и крепятся к нему автономно двумя узлами связи - верхним и нижним. Для отделения боковых блоков они снабжены соответствующими механизмами. Верхние узлы связи предназначены для передачи осевых усилий (тяги двигателей), а нижние - для восприятия поперечных нагрузок. Таким образом, большая часть корпуса центрального блока в полете не нагружается тягой боковых блоков. А при нахождении на стартовом устройстве РН закреплена на нем в районе верхних узлов крепления боковых блоков,что также обеспечивает благоприятные условия нагружения блоков РН. Данная схема размещения ракеты пакетной схемы на стартовом устройстве не имеет аналогов.

В хвостовом отсеке каждого бокового блока размещается ЖРД РД-107, разработанный в НПО "Энергомаш" под руководством В.П. Глушко. ЖРД выполнен по открытой схеме и включает в себя четыре основные неподвижные и две рулевые подвижные камеры, а также питающий их турбонасосный агрегат (ТНА), генератор каталитического разложения перекиси водорода, агрегаты управления и силовую раму. ЖРД Р-107 устанавливается под углом 3,5° к продольной оси бокового блока. При этом оси всех ЖРД бо-ковых блоков оказываются параллельными продольной оси РН. Маршевый двигатель второй ступени РД-108 по конструкции аналогичен маршевому двигателю РД-107 бокового блока и отличается от него числом рулевых камер (на РД-108 их четыре) и конструкцией дросселя горючего, осуществляющего регулирование соотношения компонентов топлива в двигателе с целью синхронизации опорожнения баков. Тяга двигателя передается на корпус блока "А" через силовую раму, на которой закреплены все агрегаты систем топливоподачи и пневмосистемы двигателя, а также часть приборов системы управления.

Система разделения первой и второй ступеней РН отличается оригинальностью и не имеет аналогов. Она обеспечивает надежное одновременное отделение четырех боковых блоков, размещенных вокруг центрального. В состав системы разделения входят реактивные сопла баков окислителя и горючего боковых блоков, обеспечивающие необходимые усилия разведения блоков за счет истечения через них газов наддува баков, верхние и нижние узлы механических связей боковых блоков с центральным и система управления разделением. Реактивные сопла снабжены крышками, которые имеют соответствующие механизмы открытия с пиротехническим приводом. На третьей ступени (блок "И") установлен ЖРД РД-0110,разработанный в КБ химической автоматики (КБХА). Этот четырехкамерный двигатель выполнен по открытой схеме с турбонасосной системой подачи топлива. Все четыре камеры питаются от одного ТНА, который расположен по оси блока между камерами вертикально. Рабочим телом газовой турбины являются продукты сгорания восстановительного газогенератора, работающего на основных компонентах. Генераторный газ после турбины направляется в четыре поворотных рулевых сопла, управляющих полетом блока.

Отделение центрального блока от блока "И" происходит по горячей схеме. Через заданный промежуток времени после отделения блока "А" от блока "И" подается команда на раскрытие шариковых пирозамков системы отделения хвостового отсека блока "И". В настоящее время в ГНПКРЦ "ЦСКБ - Прогресс" (г. Самара) в рамках ОКР "Русь" проводится модернизация РН "Союз-У". Новая РН, которая будет носить название "Союз-2", создается с ориентацией только на промышленную базу России. Она призвана заменить все типы РН, созданные на базе МБР Р-7А ("Союз-У ","Союз-У2", "Молния-М"). Основными причинами, обусловившими необходимость проведения модернизации, являются, с одной стороны, устаревшая элементная база системы управления и телеметрии (многие элементы снимаются с производства, а их замена требует дополнительных наземных отработок и дополнительных затрат), а с другой стороны, пожелания разработчиков полезных грузов о повышении энергетических возможностей РН с целью расширения номенклатуры запускаемых КА и круга решаемых задач.

Новая РН будет способна выводить КА на высокоэллиптичес-кие, геопереходные, солнечно-синхронные, а также средние и высокие круговые орбиты в широком диапазоне высот и наклонений. Энергетические возможности РН "Союз-2" позволят существенно увеличить массу и габариты выводимого на орбиту полезного груза, обеспечив решение всех задач, возлагаемых сейчас на серию ракет-носителей типа Р-7А.

В рамках проводимой модернизации планируется осуществить следующие мероприятия:

  • разместить производство всех комплектующих элементов в России;
  • заменить существующую аналоговую систему управления (СУ) на новую, основу которой составляет бортовой вычислительный комплекс, что позволит снизить массу СУ примерно на 200 кг и сократить площадь полей падения отделяющихся частей (сокращение может составлять до 40 %, поскольку запуски будут осуществляться по одному азимуту);
  • повысить энергетику маршевых ЖРД "пакета" за счет замены двухкомпонентных струйно-струйных форсунок на новые одно-компонентные струйно-центробежные;
  • использовать новую, имеющую современную элементную базу бортовую систему телеизмерений,что даст экономию массы до 160 кг;
  • оснастить РН "Союз-2" разгонным блоком (РБ) "Фрегат" разработки НПО им. С.А. Лавочкина, использующим высококипящие компоненты топлива (AT + НДМГ). Летные испытания РБ "Фрегат" начались в 2000 г. В данном случае РН будет комплектоваться головным обтекателем увеличенного диаметра - 3,7 м;
  • обновить блок "И" (третья ступень РН) за счет установки на нем нового четырехкамерного ЖРД с дожиганием генераторного газа, что позволит увеличить массу полезного груза на 950 кг.

Необходимо отметить, что первоначально намечалось провести модернизацию в два этапа - так называемые "малая" и "глубокая" модернизации. При этом обновление блока "И" планировалось на стадии "глубокой" модернизации. Однако неполное и нерегулярное финансирование ОКР приводит к затягиванию сроков и невозможности выполнения намечаемых объемов работ. В связи с этим в сложившихся условиях стадия "малой" модернизации также будет проходить в несколько этапов - в зависимости от финансовых и производственных возможностей кооперации исполнителей ОКР. Название "Молния" имеет серия четырехступенчатых ракет-носителей, также разработанных на базе МБР Р-7А. Первый пуск РН этой серии состоялся в октябре 1960 г. В 1965 и 1985 гг. эта РН претерпела существенную модернизацию с целью расширения ее возможностей и повышения безопасности обслуживания. В настоящее время применяется РН "Молния-М".

Экономичная схема выведения, использующая промежуточную орбиту с запуском четвертой ступени в условиях невесомости, позволяет выводить с помощью этой РН полезные грузы на отлетные траектории и вытянутые эллиптические орбиты. РН "Молния-М" обеспечивает выведение КА массой до 2000 кг на высокоэллиптические орбиты с высотой перигея до 700 км и высотой апогея до 36 000 км при наклонении -63° или на орбиты перелета к другим планетам Солнечной системы. Пуски РН "Молния-М" производятся с космодромов Байконур и Плесецк с тех же площадок,что и РН "Союз-У". Стартовая масса РН около 305 т, максимальная длина 43,4 м.

РН "Молния-М" отличается от РН "Союз-У" наличием четвертой ступени,которая совместно с головным обтекателем,космическим аппаратом и блоком обеспечения запуска образует головной блок с максимальным диаметром 2,7 м и длиной 8,46 м. Различия также состоят в конструкции приборного отсека центрального блока и стержневой фермы связи блока второй ступени (блок "А") с третьей ступенью (блоком "И") и в отсутствии у РН "Молния-М" системы управления на блоке "И". Функционирование третьей ступени РН "Молния-М" в отличие от РН "Союз-У" обеспечивается системой управления четвертой ступени. В качестве четвертой ступени РН "Молния-М" используется разгонный блок "Л", который конструктивно состоит из приборного отсека, блока топливных баков и двигателя.

Блок топливных баков, в свою очередь, состоит из торового бака горючего (керосин) и торового бака окислителя (жидкий кислород), которые соединены между собой с помощью цилиндрической обечайки. Маршевый ЖРД блока - С1-5400 - однокамерный стурбонасосной системой подачи, выполненный по схеме с дожиганием окислительного газа. Он разработан в начале 1960-х гг. в Центральном конструкторском бюро экспериментального машиностроения. ЖРД работает на жидком кислороде и керосине с соотношением компонентов 2,45. Двигатель закреплен в карданном подвесе и позволяет управлять полетом блока "Л" по углам тангажа и рыскания. Для управления по вращению используются сопла, работающие на газе, вырабатываемом специальным газогенератором. Этот же газ используется для наддува бака горючего. Бак окислителя наддувается кислородом, предварительно газифицированным и подогретым в теплообменнике.

Блок обеспечения запуска включает в себя переходную ферму, соединяющую блоки "Л" и "И", на которой установлены два твердотопливных двигателя, предназначенных для создания начальной перегрузки перед включением двигателя блока "Л". На этой же ферме крепятся элементы системы стабилизации, которая функционирует на этапе пассивного полета блока "Л" на промежуточной орбите и в процессе запуска основного двигателя. Исполнительными органами системы стабилизации являются газовые сопла, сблокированные с электропневмоклапанами. После запуска двигателя блока "Л" блок обеспечения запуска отстыковывается и сбрасывается.

Тремя ступенями РН головной блок выводится на промежуточную орбиту с высотой перигея от 200 до 250 км, высотой апогея от 400 до 700 км и наклонением 63°. После выведения на промежуточную орбиту головной блок совершает стабилизированный полет по орбите до точки старта с промежуточной орбиты на расчетную. Время пассивного стабилизированного полета по промежуточной орбите составляет 50...60 мин. В расчетное время запускается ДУ четвертой ступени РН, и осуществляется старт с промежуточной орбиты на расчетную. Для обеспечения запуска ДУ в условиях невесомости используются два пороховых реактивных двигателя. При достижении двигателем 75 % номинальной тяги ферма блока обеспечения запуска отделяется от блока четвертой ступени РН. После достижения расчетной скорости двигатель выключается, и через 8 с космический аппарат отделяется от блока "Л". Затем происходят закрутка блока "Л" и увод его с направления отстрела КА. Ракета-носитель "Зенит" - последняя разработка Днепропетровского КБ "Южное". На сегодняшний день это самый совершенный в мире носитель, который воплотил в себе весь богатейший опыт отечественной ракетно-космической отрасли и самые передовые идеи.

РН Зенит на старте
РН "Зенит" на старте

Предусматривалось создание РН, которая будет обладать уникальными эксплуатационными свойствами:

  • возможностью заблаговременной подготовки к применению с последующим длительным нахождением в готовности к пуску;
  • высокой оперативностью пуска (за время не более полутора часов после получения команды);
  • высокой экологической чистотой и нетоксичностью всех используемых компонентов и газов;
  • высокой безопасностью проведения всех пусковых работ за счет реализации концепции безлюдного старта;
  • возможностью транспортировки по железной дороге полностью собранных ступеней без остановки встречного движения и др.

Решение о разработке РН "Зенит" было принято в 1976 г. практически одновременно с постановлением Правительства о создании многоразовой космической системы (МКС) "Энергия" - "Буран". Во многом такое совпадение было вызвано тем,что в качестве боковых блоков МКС предполагалось использовать доработанные первые ступени РН "Зенит". Успешная и опережающая отработка данной РН являлась необходимым условием создания и МКС. Кроме того, РН "Зенит" задумывалась как универсальный базовый носитель - основа целой серии перспективных РН различных классов.

Первоначально предусматривалось создание пускового комплекса РН "Зенит" только на космодроме Плесецк. Однако в связи с тем, что все строительные мощности специализированных организаций в то время были сосредоточены на космодроме Байконур, где создавался комплекс МКС, первый старт для РН "Зенит" был построен на Байконуре. Здесь же в середине 1980-х гг. начались ее летные испытания; первый пуск состоялся в апреле 1985 г. Из тринадцати первоначальных пусков два были аварийными, в связи с чем Научно-технический совет космодрома дал отрицательное заключение по результатам летных испытаний. Акт Госкомиссии о приеме РН "Зенит" на вооружение в 1989 г. был подписан с особым мнением. Следующий пуск РН показал, что для такой позиции испытателей было достаточно оснований. В октябре 1990 г. произошла крупная авария. Из-за отказа на третьей секунде маршевого ЖРД первой ступени ракета упала в газоход пускового устройства, взорвалась и полностью разрушила старт,который не восстановлен до сих пор. Потребовалась доработка РН, прежде всего маршевого ЖРД первой ступени, на которую ушло почти два года. Последующие пуски доработанной РН проводились со второй (сохранившейся) пусковой установки стартового комплекса.

В зависимости от решаемых задач РН "Зенит" может применяться в двухступенчатом ("Зенит-2") и трехступенчатом ("Зенит-3") вариантах. В качестве третьей ступени используется разгонный блок, что позволит выводить КА на высокие и геостационарную орбиты, а также на отлетные траектории. Стартовая масса РН "Зенит-2" - 459 т. Масса полезного груза, выводимого с космодрома Байконур на орбиту высотой 200 км, составляет до 13,8 т. РН "Зенит" выполнена по тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Все ступени работают на нетоксичных компонентах топлива: жидком кислороде и керосине. Разделение ступеней осуществляется по полугорячей схеме. Управление РН на участке полета первой ступени производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя, а на участке полета второй ступени - с помощью специального рулевого двигателя.

Интересной особенностью РН "Зенит" является неоптимальное распределение компонентов топлива по ступеням. Такое решение было принято для того, чтобы сократить длину первой ступени и обеспечить возможность ее транспортировки по железной дороге в полностью собранном виде при существующих ограничениях на габариты перевозимых по ней грузов. Это обстоятельство предопределило и необычайно плотную для РН компоновку обеих ступеней. Маршевый двигатель первой ступени РД-170 является в настоящее время самым мощным ЖРД в мире. Он создан в НПО "Энергомаш" под руководством В.Н. Радовского. РД-170 - четырехкамерный ЖРД с одним ТНА. Двигатель выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа, при этом камеры двигателя имеют возможность отклоняться на угол до 6° в двух плоскостях. В двигателе используется химическое зажигание компонентов топлива в камерах и газогенераторах. Время работы двигателя составляет 140...150 с.

Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД - маршевого РД-120 и рулевого. РД-120 разработан в НПО "Энергомаш" под руководством В.Н. Радовского. Однокамерный ЖРД РД-120, закрепленный неподвижно, выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Продолжительность работы двигателя при однократном включении 300 с. Рулевой двигатель - четырехкамерный с одним турбонасосным агрегатом, выполнен также по схеме с дожиганием генераторного газа. Камеры рулевого двигателя могут отклоняться на угол до 31° с помощью гидроприводов. Продолжительность работы двигателя 375 с. Рулевой двигатель разработан в НПО "Южное".

На стартовом комплексе РН "Зенит" полностью исключены ручные работы по обслуживанию РН как при подготовке ее к пуску, так и при снятии с пусковой установки, если пуск не состоялся. В составе комплекса используются агрегаты, которые, отрабатывая программу автоматизированного управления, сами устанавливают РН на пусковой стол и подсоединяют к ней все необходимые коммуникации от наземных систем. При этом они могут повторять эти операции многократно, в том числе на заправленной РН с целью слива компонентов топлива. На стартовом комплексе РН "Зенит" отсутствуют изделия разового применения, сгорающие при пуске, не требуется ремонта пусковой установки после пуска, в связи с чем новую РН можно пустить с той же ПУ уже через 5 ч после пуска предыдущей. С целью повышения надежности РН комплекс снабжен системой диагностирования работы маршевого ЖРД первой ступени в процессе его запуска. Создание РН "Зенит" явилось результатом совместной работы многих организаций и предприятий, основные комплектующие элементы РН изготавливаются на предприятиях России и Украины, сборка осуществляется на Южном машиностроительном заводе в Днепропетровске.

На базе РН "Зенит-2" и разгонного блока "ДМ" (РН "Зенит-3SL") в настоящее время создан ракетно-космический комплекс морского базирования "Морской старт", в состав которого входят сборочно-командное судно и самоходная стартовая платформа. Для реализации проекта "Морской старт" была образована международная компания Sea Launch, в которую вошли Boeing Commercial Space (США, 40 % уставного капитала), РКК "Энергия" (Россия, 25 %),Kvaerner Maritime (Норвегия, 20 %),ГКБ "Южное" ПО "Южмаш" (Украина, 15 %). Основными преимуществами "Морского старта" перед наземными космодромами являются всеазимутальность пуска, отсутствие необходимости отвода террито-рии под поля падения и полное использование вращения Земли для увеличения массы выводимого полезного груза. Первый пуск с мобильной стартовой платформы морского базирования с целью демонстрации возможностей комплекса "Морской старт" состоялся 27 марта 1999 г.

Проект Морской старт
Проект "Морской старт"

Ракета-носитель "Протон-К" разрабатывалась в КБ "Салют" на базе тяжелой межконтинентальной баллистической ракеты УР-500. Летные испытания двухступенчатого варианта (РН "Протон") закончились в 1966 г. А в 1968 г. был проведен пуск уже трехступенчатого варианта (РН "Протон-К"). Переход от двухступенчатого варианта РН к трехступенчатому был выполнен быстро и сравнительно легко: на второй ступени были увеличены объемы топливных баков и изменена конструкция ферменного переходного отсека, соединяющего ее с первой ступенью. Третья ступень была образована укорочением исходного варианта второй ступени, и на ней был установлен один маршевый ЖРД вместо четырех. Все маршевые двигатели РН "Протон" имеют экономичную схему с дожиганием окислительного генераторного газа.

РН Протон-К на старте
РН "Протон-К" на старте (Ю.Л. Арзуманов, Е.И. Соколов, И.В. Бармин)

Двигатели первой и второй ступеней установлены в шарнирных подвесах, что позволяет управлять РН с наименьшими потерями. На третьей ступени управление вектором тяги осуществляется дополнительным рулевым четырехкамерным ЖРД без дожигания. Использование на РН "Протон-К" в качестве четвертой ступени разгонного блока "Д", двигатель которого может многократно включаться в космосе,позволило "Протону-К" стать единственным отечественным средством выведения КА на геостационарную орбиту. Первый такой запуск был осуществлен в марте 1974 г. В дальнейшем блок "Д" был модернизирован за счет установки на нем специального приборного отсека, и в настоящее время РН "Протон-К" чаще всего используется с разгонным блоком "ДМ" для вывода КА на геостационарную орбиту.

Старт РН Протон-К с РБ ДМ
Старт РН "Протон-К" с РБ "ДМ"

Энергетические возможности РН "Протон-К" позволяют выводить на низкую околоземную орбиту полезный груз массой до 20,6 т, а на геостационарную орбиту (при использовании разгонного блока "ДМ") - до 2,3 т. Все ступени РН соединены последовательно (схема "тандем"). Разделение первой и второй ступеней осуществляется по горячей схеме, а второй и третьей - по полугорячей. Первая ступень состоит из центрального блока и шести боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Боковые блоки по конструкции одинаковы, каждый из них состоит из переднего отсека,бака горючего и хвостового отсека, в котором за-креплен двигатель.

Двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых ЖРД РД-253 разработки НПО "Энергомаш", каждый из которых установлен на двух траверсах хвостового отсека бокового блока. Для управления вектором тяги двигатель с помощью гидропривода может отклоняться на угол до 7°30'. Это обеспечивается закреплением двигателя с помощью специальных цапф в районе критического сечения камеры в подшипниках траверс. Двигатель РД-253 с турбонасосной системой топливоподачи и дожиганием окислительного газа работает на компонентах топлива AT и НДМГ. Продолжительность работы двигателя 130 с.

Двигательная установка второй ступени состоит из четырех однотипных автономных маршевых ЖРД: трех РД-0210 и одного РД-0211 разработки КБХА. На двигателе РД-0211 в отличие от РД-0210 установлены агрегаты наддува баков - газогенератор наддува бака горючего и смеситель наддува бака окислителя, аналогичные с агрегатами РД-253. Все ЖРД с помощью цапф закреплены в ферме так, что допускается отклонение любого из них на углы до 315'. Отклонение осуществляется гидравлическим приводом. Двигатели второй ступени также имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием окислительного газа. Они работают на компонентах топлива AT и НДМГ. Продолжительность работы 230 с. Двигательная установка третьей ступени состоит из маршевого ЖРД РД-0212 и четырехкамерного рулевого двигателя РД-0214. Маршевый двигатель по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является его модификацией. Рулевой двигатель - без дожигания генераторного газа, имеет в своем составе четыре камеры, один ТНА,два газогенератора и пороховой стартер. Продолжительность работы рулевого двигателя 250 с.

Разделение второй и третьей ступеней происходит за счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения второй ступени имеющимися на ней шестью пороховыми двигателями. В конце активного участка траектории маршевый ЖРД РД-0212 выключается и работает только рулевой двигатель,что позволяет более точно обеспечить достижение требуемой конечной скорости. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214, при этом третья ступень тормозится четырьмя пороховыми двигателями. При использовании разгонного блока "ДМ" он нижним шпан-гоутом своего конического переходника стыкуется непосредственно с приборным отсеком третьей ступени по его верхнему шпангоуту с помощью болтов и штырей. Отделение РБ от третьей ступени осуществляется по стыку конического и цилиндрического переходников блока "ДМ". При этом конический переходник остается вместе с третьей ступенью. Для каждого полезного груза используется соответствующий головной обтекатель, который сбрасывается в начальный период работы второй ступени.

В настоящее время появилась острая необходимость в увеличении массы полезного груза, выводимого на геостационарную орбиту, в улучшении экологических характеристик ракет-носителей, а также в замене системы управления на более совершенную и производимую только на предприятиях России. С этой целью в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева проводится модернизация ракеты-носителя "Протон-К". Новая ракета-носитель "Протон-М" оснащена современной системой управления на базе бортового вычислительного комплекса, а ее первая ступень очищается от остатков компонентов топлива после отделения от ракеты и требует в три раза меньшую площадь района падения, чем для РН "Протон-К". Форсирование всех маршевых двигателей повышает грузоподъемность ракеты при выведении на низкую орбиту до 22 т, а использование кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ) увеличивает до 3 т массу полезной нагрузки,выводимой на геостационарную орбиту. Кроме того, предполагается оснастить РН "Протон-М" головным обтекателем большего диаметра (5 м) для запуска К А больших размеров. Первый пуск РН "Протон-М" в рамках летных испытаний успешно прошел 7 апреля 2001 г.

Протон-М
РН "Протон-М"

Необходимо отметить, что стартовые комплексы ракеты-носителя "Протон" имеются только на космодроме Байконур.





Авиация и космонавтика, вооружения, hi-tech, открытия, концепции и изобретения...

Наука, техника, изобретения © 2009-