Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского (МАТИ)

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

проектирование и конструирование / Raketno-kosmicheskaya_tekhnika_Mashinostroenie_En.pdf

Скачиваний:

1072

Добавлен:

09.03.2016

Размер:

14 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 7576 / 10176 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 > Следующая >>>

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

Р а з д е л 6

СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ

Глава 6.1

ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ

Для доставки КА различного назначения на их рабочие траектории — околоземные ор биты или отлетные межпланетные траекто рии — служит система космических транспорт4 ных средств (система средств выведения). Она состоит из нескольких ракетных космических комплексов (РКК), каждый из которых включает

ракеты космического назначения (РКН) одного из классов (от легких до сверхтяжелых) и на4 земные комплексы их обслуживания на всех эта пах от доставки на космодром до запуска.

Решение всего круга космических задач обуславливает широкий диапазон конечных скоростей, обеспечиваемых РКН.

При располагаемых двигателях на извест ных химических топливах и конструкционных материалах рентабельное достижение этих скоростей возможно в общем случае при ис пользовании составных или многоступенчатых ракет с перспективой создания рентабельных многократно используемых одноступенчатых ракет.

Принято различать в составе РКН (рис. 6.1.1) РН, стартующую с Земли, с аквато рии или с атмосферного ЛА (самолета, аэро стата и др.) и обеспечивающую выведение на низкие (или опорные) орбиты высотой 200… 300 км космических головных частей (КГЧ) различного назначения.

КГЧ в общем случае могут включать в се бя, кроме одного или нескольких целевых КА, также межорбитальные буксиры (МБ) или РБ и головные обтекатели для защиты КА при выведении.

Рис. 6.1.1. Структура составной (многоступен чатой) РКН:

РКН — ракета космического назначения; РН — ракета носитель; ГО — головной обтека тель; КА — космический аппарат; Пр. КА — проставка КА; МБ — межорбитальный буксир; Пр. МБ — проставка МБ; РС I, РС II — ракет

ные ступени РН

МБ в свою очередь могут быть предна либо для выведения КА на средние 20 000 км), высокие орбиты (в основном

геостационарную) или на отлетные траек

— РБ. Для транспортного обслуживания (сборка, снабжение, ремонт) других КА, нахо дящихся на рабочих орбитах, служат букси4

700	Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ

ры4стыковщики (БС). В отличие от РБ БС должны обеспечивать сближение и стыковку с обслуживаемым КА. В ряде случаев БС долж ны совершать челночные полеты между опор ной орбитой и КА.

Характерные особенности РН: относи тельно высокая стартовая тяговооруженность (отношение тяги к весу ракеты), которая при вертикальном старте должна быть больше еди ницы, практически непрерывная работа двига телей и относительно короткое время выведе ния (десятки минут). В большинстве случаев на высотах от 70 до 100 км сбрасывается го ловной обтекатель.

Характерные особенности МБ: относи тельно небольшая тяговооруженность (деся тые доли единицы и меньше), неоднократный запуск двигателей в условиях невесомости по сле длительных интервалов (от нескольких минут или часов до нескольких месяцев и да же лет). Они могут быть одно или многосту пенчатыми.

Ракетная ступень (PC) — отделяемая часть составной ракеты, обеспечивающая бла годаря работе своих двигателей разгон ракеты на определенном участке траектории полета. PC состоит из одного или нескольких одно временно работающих ракетных блоков. При

параллельном	расположении ра
кетных блоков	и последующей PC

возможна их одновременная работа, в том числе с переливом компонентов топлива в ба ки последующей PC. Ракетный блок включает в себя в общем случае ДУ, силовую конструк цию, элементы системы управления (СУ) с ис полнительными органами, и механизмы разде ления ступеней.

ДУ включает в себя ракетные двигате ли с системами, обеспечивающими их рабо ту: емкости с рабочим телом или топливом, источники и преобразователи энергии, ав томатику, элементы управления вектором тяги и др.

Становится правилом, чтобы во избежа ние засорения околоземного пространства по следние отработавшие одноразовые PC РН па дали с первого полувитка в отдаленные районы Мирового океана в антиподную точку. Для это го они не доводят КГЧ до круговой скорости на опорной орбите на 50…60 м/с, что затем восполняется бортовыми средствами выводи мого КА или МБ. В ряде случаев представля ется целесообразным использовать МБ снача ла в качестве последней ступени РН, а затем —

по основному назначению. Например: ракет ный блок «S IVB» РКН «Сатурн 5», который сначала используется в качестве третьей ступе ни РН «Сатурн 5» (~1000 м/с), а затем как РБ к Луне (~3100 м/с).

Потребная частота пусков КГЧ различ ной массы описывается спектром полезных нагрузок, анализ которого ложится в основу выбора нескольких типоразмеров РН.

В зависимости от энергетических харак

теристик, оцениваемых	выносимым на
низкие опорные орбиты,	можно условно
разделить на следующие	легкие — до
5 т, средние — 5…20 т,	— 20…100 т и

сверхтяжелые — свыше 100 т. К легкому клас су можно отнести РН «Космос», «Скаут», «Ро кот»; к среднему — «Союз», «Молния», «Зе нит», «Ариан 4»; к тяжелому — «Протон», «Ариан 5»; к сверхтяжелому — «Сатурн 5», «Энергия», «Н 1».

В случаях, когда потребная масса КА не совпадает с грузоподъемностью существующих РКН, возможно:

форсирование РН и использование бо лее результативных МБ (например, модер низация РКН «Протон» — «Протон М» с РБ «Бриз М» и кислородно водородным РБ (рис. 6.1.2));

недогрузка (неполное использование рас полагаемой грузоподъемности);

дефорсирование (снятие части ступеней, двигателей в целях удешевления),

модульный принцип построения ряда РН разной грузоподъемности из типовых ракет ных блоков модулей (рис. 6.1.3);

сборка на орбите; групповое выведение КА.

Проектирование РКН сводится к выбору: типа ДУ и топлива; числа ступеней; схемы и компоновки; системы управления;

конструкционных материалов; технологии изготовления.

Критерием их выбора является техни4 ко экономическая эффективность:

сопоставление в денежной форме при были от использования РКН с затратами на создание, производство и эксплуатацию с учетом надежности и преемственности от других систем и возможного использования частей или разработок создаваемой РКН в других системах, отчуждаемых природных ресурсов (в частности, территорий для кос

Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ	701

Рис. 6.1.2. Форсирование за счет модернизации на примере тяжелой РН:

а — «Протон»; б — модернизированная РН «Протон М»

модромов, полей падения отработавших час тей РКН и др.);

утраченной выгоды в других отраслях в результате отвлечения средств на создаваемую систему и т.п., вплоть до коммерческого и по литического эффекта.

В качестве частного критерия принятия ряда технических решений зачастую исполь зуется критерий энергомассовой эффектив ности.

Альтернативные топлива, двигатели, конструкционные материалы и оборудование характеризуются их удельной интенсивно стью (удельный импульс топлива, удельная

прочность конструкционных	материалов и
др.) и удельной стоимостью	единицу их

массы) с учетом технологии изготовления. Как правило, чем выше интенсив ность, тем выше удельная стоимость. Поэто му более интенсивные и дорогие решения внедряются, начиная с более легких верхних

ступеней. Так, водородно кислородное топли во целесообразнее применять на МБ и верх них ступенях РН, где его относительно немно го, а на первой ступени удорожание по срав нению с керосино кислородным топливом уже не окупает прироста энергетики (напри мер: РН «Энергия» и «Сатурн 5»). С уменьше нием удельной стоимости более интенсивные решения (топлива, материалы и др использоваться и на низших ступеня до первой.

Облик и летно эксплуатационные по казатели создаваемой ракетной системы оп ределяются, прежде всего, выбором ти па ДУ.

ДУ с ЖРД обеспечивают по сравнению с РДТТ повышенный удельный импульс и луч шее массовое качество (отношение массы конструкции ДУ, ракетного блока или PC к их заправленной массе). Наиболее употребитель ны жидкие двухкомпонентные топлива, со стоящие из горючего и окислителя (табл. 6.1.1 и 6.1.2).

На первых ступенях ряда РН (например, «Ариан 5»,»Титан 4», «Дельта») используются основные или дополнительные РДТТ, привле кающие относительной простотой и надежно стью. В них применяются смесевые топлива. Добавки алюминия или бериллия могут повы сить удельный импульс (до ~3000 м/с), однако при этом кроме высокой стоимости имеют ме сто неудовлетворительные экологические по казатели (до 70 % токсичных веществ в вы хлопных газах).

На ряде ракет, в основном легкого клас са, используются все ступени с РДТТ (РН «Старт»).

Известны также так называемые гибрид4 ные ракетные двигатели (ГРД), у которых один компонент является жидким, а дру гой — твердым.

Воздушно4реактивные двигатели (ВРД) при полете в атмосфере обеспечивают удель ный импульс (на единицу массы расходуемого горючего) на порядок выше, чем РД на хими ческих топливах, однако их масса на единицу тяги на порядок выше. Их целесообразно ис пользовать на атмосферном этапе полета в комбинации с крылом, что за счет аэродина мического качества (отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению) снижает по требную тягу. Это одно из перспективных на правлений создания носителей многократного использования.

702	Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ

Рис. 6.1.3. Модульный принцип построения РКН различной грузоподъемности

на примере ряда РКН «Ангара»
Термические ядерные ракетные двигате4	20 000 м/с — при газофазных. Однако на про
ли (ЯРД) (с нагревом рабочего тела в реакторе	гнозируемом	их использование не пла
и с газодинамическим соплом) при использо	нируется в	РН по экологическим
вании водорода в качестве рабочего тела	причинам,	всего из за возможных
обеспечивают удельный импульс от 8000…	аварийных последствий при выведении на
…9000 м/с при твердотельных реакторах и до	опорные орбиты. Их использование начнется

Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ			703

6.1.1. Наиболее употребительные жидкие двухкомпонентные топлива,
состоящие из горючего и окислителя

Компоненты	Плотность,	Температура, С
	Плотность,
	кг/дм3	Плавления	Кипения
	кг/дм3


Горючие:
керосин	(0,76…0,84)	(50…70)	(170…180)
несимметричный диметилгидразин (НДМГ)*	0,79	57,2	63,1
водород (Н2)	0,071	259,2	252,8
метан (СПГ) (СН4)	0,455	182,5	161,6
Окислители:
кислород (О2)	1,14	218,8	183
азотный тетраоксид (AT) (N2O4 )	1,45	11,2	21,2
фтор (F2)	1,51	218	188

* Близкий аналог, используемый в США, «Аэрозин 50» — смесь 50% гидразина и 50% НДМГ.

6.1.2. Жидкие ракетные топлива

Топливо	Плотность,	Удельный импульс,	kт	mo	(соотношение окислителя
Топливо	кг/дм3	м/с	kт	mг	(соотношение окислителя
	кг/дм3	м/с		mг	и горючего)

Керосин О2	1,00	3400…3500			2,5…2,6
НДМГ AT	1,14	3100…3300			2,6…2,7

Н2 О2	0,35	4500…4700			6,0…6,5
СН4 О2	0,85	3500…3550			3,4
Н2 F2	0,70	4650…4900			13…17

с МБ, стартующи	опорных орбит не ниже	орбиты или отлетные траектории, соответст
800 км, где в	аварии их активизиро	венно, до одного года и более.
ванные обломки	находиться не менее	Чем выше удельный импульс двигателей
30…40 лет для «высвечивания» до безопасно		и лучше массовое качество конструкции PC —
го уровня.		тем меньше оптимальное количество ступеней.
Электроракетные двигатели (ЭРД) — тер		Поэтому у РН новой разработки с ЖРД — две
мические, магнитогидродинамические, элек		ступени, а у РН со всеми твердотопливными
тростатические и др. обеспечивают удельные		PC — три и более.
импульсы от 20 000	м/с и выше (вплоть до	Одним из основных направлений разви
3 108 м/с для гипотетических фотонного, анни4		тия космических транспортных средств явля
гиляционного или квантового двигателей). Их		ется создание в перспективе многоразово ис
потребная электрическая мощность пропор		пользуемой одноступенчатой РН.
циональна удельному импульсу. При извест		Определенный интерес при этом пред
ных ядерных и солнечных источниках элек		ставляет использование трехкомпонентных
троэнергии масса ДУ с ЭРД составляет сотни		ЖРД, работающих сначала на керосине с ки
и тысячи килограмм на один килограмм тяги.		слородом, что позволяет снизить массу баков
Поэтому они могут использоваться только в		и двигателей, а на заключительном этапе — на
составе МБ или РБ, где приемлемая тягово		водороде с кислородом.
оруженность может составлять десятитысяч		Недостатком одноступенчатых ракет яв
ные доли, а время выхода на рабочие высокие		ляется то, что освобождающаяся в полете

704	Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ

часть баков и часть массы двигателей, обу словленная их начальной потребной тягой, становится балластной.

Идеальной представляется ракета, у кото рой становящаяся ненужной часть конструк ции баков и двигателей непрерывно отделяет ся. Однако таких конструкций еще не создано. В настоящее время реализуется дискретное от деление частей конструкции.

Рис. 6.1.4. Варианты реализации идеи много ступенчатости

На рис. 6.1.4 приведены варианты по строения двух смежных ступеней (переход к очередной ступени характеризуется сбро сом элементов конструкции предыдущей ступени).

Вариант № 1 — сброс части баков по ме ре их опорожнения (например, РБ «Бриз М», рис. 6.1.5). Эта схема рациональна в основ ном для МБ, где тяговооруженность и, следо

Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ	705

Рис. 6.1.5. Сброс части баков на примере РБ «Бриз М»:

а — РБ «Бриз М» в сборе; б — центральный блок РБ «Бриз М» (ДТБ опорожнен и сбро шен); 1 — трубопровод перелива «О»; 2 — бак «О»; 3 — бак «Г»; 4 — трубопровод перелива «Г»; 5 — опора роликовая; 6 — направляющая для схода ДТБ; 7 — дополнительный топливный бак

вательно, масса двигателей относительно не		юз» (рис. 6.1.7) вместе с двигателями отрабо
велика.		тавших ракетных блоков первой ступени (80 %
Вариант № 2 — сброс части ЖРД по мере		общей тяги), в отличие от «Атласа», сбрасыва
облегчения ракеты. Это использовано на РН		ется также до 80 % освободившегося общего
«Атлас» (рис. 6.1.6), где стартовая масса раке		объема баков. В этом варианте ракетные бло
ты обуславливает, соответственно, относи		ки I и II ступеней могут быть как с ЖРД на
тельно большую потребную тягу и массу дви		разных компонентах (I PC РН «Энергия» — на
гателей, что делает целесообразным сброс		керосине и кислороде, а II PC — на водороде
стартовых двигателей (~85 % общей тяги) по		и кислороде, рис. 6.1.8), так и с РДТТ (напри
сле выработки основной части топлива. Осво		мер, «Ариан 5», рис. 6.1.9 и «Спейс Шаттл»,
бодившаяся часть баков (~85 % их общего		где два ракетных блока I ступени твердотоп
объема) становится балластной, что составляет		ливные, а ракетный блок II ступени — водо
основной недостаток этого варианта. Одним		родно кислородный). Преимущество, как и у
из преимуществ является запуск всех двигате		«Атласа», — запуск всех двигателей I и II сту
лей на старте возможностью их контроля до		пеней на старте. Недостатки — остающаяся
отделения ракеты	пускового устройства.	балластная часть баков II ступени, вычитаю
Вариант № 3 — сброс части ставших бал		щаяся из полезной нагрузки, а также средне
ластными баков и двигателей. Так, в РН «Со		интегральный «недобор» удельного импульса

706	Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ

Рис. 6.1.6. РН со сбросом стартовых двигате лей на примере РКН «Атлас 2»:

1 — сбрасываемый в полете блоковый ЖРД;

2 — основной ЖРД LR 106 NA

при двигателях с соплом с фиксированной степенью расширения, которое должно рабо

тать при внешнем давлении от 1	стар
те до нуля. Как и в варианте №	идеале

должен быть двигатель либо с переменной степенью расширения, в частности, с надвиж ным насадком на сопло, увеличивающим в полете степень расширения, либо с централь ным телом.

Вариант № 4 — с последовательной рабо той ракетных блоков II и последующих ступе ней. При этом блоки смежных ступеней могут располагаться как последовательно (тандем но), что наиболее распространено (например, РН «Протон»), так и параллельно (например,

РН «Титан 4», где сначала работают два РДТТ I ступени, называемые иногда стартовыми, а после их сброса включается ЖРД II ступени). В этом варианте нет балластного объема баков второй и последующих ступеней, на них уста новлены двигатели с фиксированным «пустот ным» соплом с максимальной степенью рас ширения (давление на срезе сопла 0,05… …0,1атм). Этот вариант также не накладывает ограничения на выбор типа двигателей ступе ней и топлива. Недостатки: по сравнению с вариантом № 3 увеличивается потребная тяга двигателей I ступени из за неиспользуемых на этом этапе двигателей II ступени, а значит, их масса и стоимость.

Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ	707

Рис. 6.1.7. РН со сбрасываемыми блоками I ступени на примере РКН «Союз»:

1 — боковые блоки ускорителя I ступени; 2 — ускоритель I и II ступеней; 3 — ускоритель III ступени

Вариант № 5 — одновременная работа	щего количества двигателей, так и за счет
со старта ракетных блоков первых двух ступе	возможности их предстартовой проверки и
ней РН, при их параллельном расположении	своевременного аварийного отключения. Для
и перелив топлива в полете из баков ракет	максимальной реализации преимуществ этого
ных блоков I ступени в баки II ступени. По	варианта на II ступени нужен двигатель с пе
сравнению с вариантом № 3 это избавляет от	ременной степенью расширения (как это же
балластного объема баков и ступени, а по	лательно и в варианте № 3).
сравнению с вариантом № 4 уменьшается об	Рассмотренные варианты в значительной
щая потребная тяга двигателей на I и II сту	мере предопределяют основной компоновоч
пенях на 15…20 %, а следовательно, их стои	ный признак составной ракеты — взаимное
мость (составляющая основную долю стои	расположение ракетных блоков ступеней: про
мости пуска) и масса. Возрастает также по	дольное или тандемное — с поперечным раз
летная надежность как из за уменьшения об	делением отработавших ракетных блоков (ва

708	Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ

Рис. 6.1.8. РН с ракетными блоками на разных компонен тах на примере РКН «Энергия М»:

1, 2, 3 — баки кислорода II ступени, жидкого водорода и ки слорода блока I ступени соответственно; 4 — бак керосина блока I ступени

Рис. 6.1.9. РН с ракетными блоками на разных компонентах на примере РКН «Ариан 5»:

1 — криогенная ступень с двигателем «Вулкан» (тяга 980 кН (100 тс), компоненты — Н2жО2ж); 2 — твердотопливный ускоритель, 2 шт.

(тяга 3138 кН (320 тс))

Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ	709

Рис. 6.1.10. Схемы ракетных блоков:

а — моноблочный с раздельными баками; б — моноблочный с общим (или совмещенным) днищем баков «О» и «Г»; в — с параллельным («пакетным») расположением баков (боковые баки могут быть ненесущими); г — с ненесу

щими («подвесными») баками

рианты № 2 и 4); параллельное или пакет ное — с продольным разделением отработав ших ракетных блоков или их частей (варианты № 1, 3, 4 и 5). Возможно на одной ракете ис пользование обеих компоновок (например, на РН «Союз» ступени I и II с продольным разде лением, a II и III с поперечным).

Ракетные блоки (рис. 6.1.10) могут быть моноблочными, когда баки горючего и окис лителя объединены совместно с двигатель ным отсеком в один блок, или пакетными, когда баки горючего и окислителя располо жены параллельно в целях сокращения дли ны РБ или транспортабельности (I ступень РН «Протон» — один бак окислителя и шесть баков горючего с закрепленными на них двигателями, транспортируемые отдель но). Баки ракетных блоков могут быть под весными, не воспринимающими внешних нагрузок, что в ряде случаев оправдано при малом удлинении РБ, а также иногда при криогенных компонентах топлива, нуждаю

щихся в	теплоизоляции	(РКН	«Н 1»,
pиc. 6.1.11).	В большинстве	случаев	баки

включены в силовую схему ракеты как эле менты балки. Это особенно выгодно в весо вом отношении при наличии внутрибаково го давления, создающего осевую растяги вающую силу, которая частично или полно стью компенсирует сжимающую силу от тяги двигателей и от изгиба.

С учетом высокой стоимости, пропор циональной тяге, современных ЖРД целе сообразно максимально использовать их

Рис. 6.1.11. Подвесные и/или криогенные баки ракетных блоков на примере РКН «Н 1»

располагаемую тягу путем увеличения стар товой массы РН за счет самых дешевых со ставляющих стоимости РН — массы топли ва и обечаек баков. С учетом этого эконо мический оптимум для жидкостных ракет достигается при начальной тяговооружен ности 1,12…1,15.

С увеличением числа двигателей нарас тает вероятность отказа одного из них и,

710	Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ

начиная с семи восьми, возникает необхо димость в горячем резервировании — до полнительном двигателе (или нескольких двигателях). Это поднимает стоимость РН и снижает массу полезного груза, особенно при нескольких параллельно расположен ных РБ или при нескольких для каж дого компонента, и требуется сложная, тя желая и дорогая система их одновременной выработки, как при нормальной работе, так и при отказе одного из двигателей. Все это увеличивает удельную стоимость выведе ния. Несколько двигателей стоят дороже, чем один с той же суммарной тягой. Много двигательные установки используются в случаях, когда нецелесообразно создание одного мощного двигателя.

Эти особенности многодвигательных ус тановок смягчаются в составе многоразово ис пользуемых РН.

Что касается РДТТ, то их высокая стои мость обусловлена, прежде всего, массой топ лива и относительно мало зависит от тяги. По этому оптимальная тяговооруженность РН с твердотопливной I ступенью получается суще ственно выше, чем РН с ЖРД.

Для стабилизации и управления полетом ракеты необходимо иметь возможность созда ния трех независимых друг от друга управляю щих моментов: двух относительно поперечных осей, проходящих через центр масс (тангаж и рыскание), и относительно продольной оси (крен). Эти моменты создаются либо отклоне нием вектора тяги основных (маршевых) дви гателей ракеты, либо специальных рулевых двигателей, камер или сопел относительно ма лой тяги. В последнем случае маршевый дви гатель (или несколько двигателей) закрепляет ся неподвижно.

Жидкостные рулевые двигатели обычно многокамерные с поворотными камерами и одним турбонасосным агрегатом (ТНА) или с питанием от маршевого двигателя его компо

. Возможно также использование ра тела (газа) от специального газогене ратора или основного двигателя. При этом сопла могут быть поворотными или непод вижными парными с перераспределением га

за между ними.

При карданном подвесе рулевых камер (или сопел) их может быть всего две, обеспе чивающие создание всех трех моментов. На чиная с трех камер (или сопел) возможно создание всех трех моментов качанием каж

дой из них лишь в одной (тангенциальной) плоскости, что существенно упрощает кон струкцию, хотя обычно используются четыре камеры, расположенные по принципу «вер тикаль»–«горизонталь». В отдельных случаях они могут быть расположены и по диагона ли, при этом (а также при трех камерах) их отклонения при командах «тангаж–рыска ние» задаются через преобразователь коор динат.

При создании управляющих моментов тягой маршевых двигателей они могут быть либо в карданном подвесе, либо каждый с ка чанием в одной плоскости. При этом, если двигатель в карданном подвесе один, то для создания кренящего момента необходимы две дополнительные рулевые камеры, качающиеся в тангенциальном направлении, или две пары неподвижных камер. При двух маршевых дви гателях в карданных подвесах их отклонения создают все три момента (II ступень «Ти тан 4»). При трех и более двигателях можно ограничиться их качанием только в тангенци альном направлении, что существенно упро щает компоновку двигательного отсека, но по сравнению с карданным подвесом требует их вдвое больших отклонений для создания таких же управляющих моментов. На РН «Сатурн 5» (рис. 6.1.12) из пяти маршевых двигателей I ступени центральный закреплен неподвижно, а четыре периферийных — в кардановых под весах в связи с большими потребными управ ляющими моментами и ограниченными воз можностями отклонения двигателей F 1 с тя гой по 6669 кН (680 тс) на большие углы.

Известны и другие способы создания управляющих моментов:

–газовые рули в настоящее время почти не используются в связи с большим сопро тивлением и потерей тяги и удельного им пульса;

–газовые дефлекторы и интерцепторы, в отличие от газовых рулей вводятся в поток только в процессе создания управляющего мо мента; известны кольцевые дефлекторы, яв ляющиеся, по существу, поворотной частью сопла;

–качающиеся в карданном подвесе ка меры сгорания вместе с соплом при непод вижном ТНА в четырехкамерном двигателе РД174 I ступени РН «Энергия» и «Зенит» с тя гой 7257 кН (740 тс);

–качающиеся сопла РДТТ в упругом под

весе;

Глава 6.1. ОБЩАЯ КОНЦЕПЦИЯ	711

Рис. 6.1.12. Компоновка двигательного отсека на примере ДУ I ступени РКН «Сатурн 5»

–отклонение вектора тяги путем впры ска легко испаряющейся жидкости (фреон, азотный тетроксид) или введением газа в за критическую часть неподвижно закрепленного сопла;

–попарное создание разности тяг 24 не подвижно закрепленных двигателей I ступени,

расположенных по окружности диаметром 14 м (еще шесть двигателей были закреплены в центре), было применено на РН «Н 1» (см. рис. 6.1.11); этот же способ был использован и на II ступени с попарным дросселированием и форсажем восьми диаметрально расположен ных двигателей. Такой способ применим лишь при достаточно большой поперечной удален ности друг от друга двигателей;

– аэродинамические рули, эффективные на начальном участке движения.

Степень использования потенциальных возможностей РКН в значительной мере опре географическим положением (прежде широтой) их мест старта и дополнитель политическими или экономическими ограничениями, определяющими допустимую трассу выведения и возможный угол наклона опорных орбит к плоскости экватора. Так, из

Байконура, расположенного на широте 46 , можно запускать ракеты на опорные орбиты с наклонением к экватору не менее 51,6 , чтобы трасса активного участка траектории проходи ла в основном не над территорией Китая. Ог раничения касаются также допустимых мест падения отработавших ступеней, что в целом ограничивает использование потенциальных возможностей ракет.

Наклон опорных орбит к экватору опре деляет дополнительную скорость, обусловлен ную окружной скоростью вращения Земли, и влияет на грузоподъемность носителей, а при выведении на геостационарную орбиту — еще и на необходимый угол поворота плоскости опорной орбиты для совмещения ее с эквато риальной плоскостью. Эта зависимость в мак симальной степени проявляется для односту пенчатых РН и в меньшей — для двух и трех ступенчатых РН (табл. 6.1.3).

Для достижения этой же цели возможен старт РН с самолета или корабля, спускающе гося в низкие широты. При этом также созда ется возможность всеазимутальных пусков, что осложнено в условиях внутриконтинен тального расположения космодромов.

712	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

6.1.3. Влияние наклона опорной орбиты и окружной скорости				грузоподъемность носителей

	Наклон	Окружная	Отношение полезной		Полезная нагрузка на
Место старта (МС)	опорной ор	скорость	нагрузки на опорной		геостационарной орби
Место старта (МС)	биты (широ	Земли,	орбите при старте на		те при старте на МС на
	биты (широ	Земли,	орбите при старте на		те при старте на МС на
	та, МС),	м/с	МС/на экваторе, %		экваторе, %

Экватор	0	465	100		100
Алькантара, 2,3 ю.ш.	2,5	465	~100		~100
Куру, 5,3 с.ш.	5,0	463	99		99
Сичан 28,0 с.ш.	26,5	416	97		87
Космический центр	28,5	409	97		85
им. Кеннеди	28,5	409	97		85
им. Кеннеди
Байконур, 46,0 с.ш.	51,6	289	93		62
Свободный, 51,7 с.ш.	51,8	288	92		62
Плесецк, 62,8 с.ш.	63,0	211	87		47

«Сатурн 5» — трехступенчатая РН, пред назначенная для полетов космического кораб ля «Апполон» на околоземные и окололунные орбиты. Стартовая масса до 2950 т. ДУ I ступе ни (ракета S 1C) состоит из пяти ЖРД F 1 об щей тягой на земле 3450 т.

Один ЖРД жестко крепится по оси раке ты, а остальные установлены по периферии в карданных подвесах, обеспечивающих откло нение ЖРД в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол /5 .

Глава 6.2

ОДНОРАЗОВЫЕ РАКЕТЫ НОСИТЕЛИ

6.2.1. РАКЕТЫ НОСИТЕЛИ ТИПА Р 7А

21 августа 1957 г. впервые в мире ус пешно стартовала двухступенчатая межкон4 тинентальная баллистическая ракета (МБР) Р 7 (8К71), созданная в опытно конструк торском бюро № 1 (ОКБ 1), возглавляемым Сергеем Павловичем Королевым. В дальней шем работа была передана в «ЦСКБ Про гресс».

Эта МБР была применена как РН и полу чила впоследствии в печати название — РН «Спутник».

За многие годы разработаны РН сред него класса типа Р 7А различных модифи каций (рис. 6.2.1, табл. 6.2.1) и осуществле но более 1700 пусков РН типа Р 7/Р 7А (табл. 6.2.2).

Основные характеристики модификаций РН типа Р 7А представлены в табл. 6.2.3, а об щий вид РН «Союз У» на рис. 6.2.2.

РН «Союз,2» (изделие 14А14) этапа 1а и этапа 1б

РН «Союз 2» создана на базе серийной и успешно эксплуатируемой в настоящее время РН «Союз» в целях повышения ее такти ко технических характеристик, расширения номенклатуры и целевых возможностей запус каемых КА и обеспечения только российской кооперации разработчиков и изготовителей комплектующих элементов и РН в целом.

Новая система управления на базе бор4 тового цифрового вычислительного комплекса

(БЦВК) и энергетические возможности мо дернизированной РН позволяют применить головные обтекатели диаметром 3,715 4,11 м и значительно увеличить выводимую массу и габариты полезного груза по сравне нию с РН »Союз».

Использование в составе ракеты кос мического назначения (РН «Союз 2»с кос4 мической головной частью (КГЧ)) разгонного блока «Фрегат» позволяет обеспечить выве дение КА в широком диапазоне орбит, в том числе на геопереходные и геостацио нарные орбиты.

Основные сведения по РН

Классификация: РН среднего класса. Количество ступеней: 3.

Схема деления ступеней РН: продоль но поперечная.

РН ТИПА Р 7А	713

Рис. 6.2.1. Семейство РН типа Р 7/Р 7А

Применяемые компоненты топлива: окис литель — жидкий кислород; горючее — керо син.

Головной разработчик и изготовитель РН «Союз 2»: Государственный научно производ ственный ракетно космический центр «ЦСКБ Прогресс», г. Самара.

Разработчики составных частей РН: двигатели I ступени — НПО «Энер

гомаш», ПФ НПО «Энергомаш», АО «Моторо строитель»;

двигатели III — КБ «Химавтома тика», Воронежский механический завод;

система управления — НПО «Автома тика»;

телеметрическая система — РНИИ КП; технический комплекс РН — ГНПРКЦ

«ЦСКБ Прогресс»; стартовый комплекс — КБ «Общего ма

шиностроения».

Создание РН «Союз 2» проводится в два этапа.

Этап 1а

На РН «Союз 2» этапа 1а используются: новая система управления на БЦВМ;

новая цифровая радиотелеметрическая сис

тема;

модернизированные двигатели с повы шенными энергетическими характеристика ми 14Д21, 14Д22 на первой второй ступе нях;

унифицированная конструкция блока III ступени для РН этапов 1а и 1б.

Этап 1б

На РН «Союз 2» этапа 1б дополнительно к мероприятиям реализованным на этапе 1а, на блоке III ступени устанавливается новый двигатель 14Д23 с высокими удельными харак теристиками.

В состав РН «Союз 2» входят:

четыре боковых блока первой ступени; центральный блок первой и второй сту

пени;

блок III ступени.

РН «Союз 2», в зависимости от габаритов КА, может использоваться с разными КГЧ, включающими в себя:

сборочно защитный блок в составе го ловного обтекателя и переходного отсека;

КА;

6.2.1. Этапы модернизации РН типа Р7А

I этап 1957–1959 гг.

II этап 1960–1963 гг.

III этап 1964–1972 гг.

IV этап 1973–1985 гг.

V этап С 1993 г.

Модификации РН

Наименование

Индекс (да

Наименование

Индекс (да

Наименование

Индекс (да

Наименование

Индекс (дата

Приня

Офи

Принятое

Офици

та первого

Принятое

Офици

та первого

Принятое

Офици

первого пуска)

альное

пуска)

в СМИ

альное

пуска)

тое в

циаль

пуска)

в СМИ

циаль

в СМИ

альное

в СМИ

СМИ

ное

МБР 7Р

Не

8К71

«Мол

8К78

«Вос

8А92М

«Со

11А511У

«Со

ФГ11А511У

присв.

(15.05.1957)

ния»

(10.10.1960)

2М»ток

ток»

(28.08.1964)

У»юз

юз»

(18.05.1973)

ФГ»юз

(21.05.2001)

7Р

Не

8К71

«Вос

8А92

«Вос

Не

11А510

«Со

211А511У

«Со

14А14 (этап 1а)

«Спут

присв.

(4.10.1957)

2»ток

ток»

(28.07.1962)

2А»ток

присв.

(28.12.1965)

У2»юз

юз»

(23.12.1982)

2»юз

(8.11.2004 г.)

ник»

7Р

Не

8А91

Не

11А59

«Мол

8К78М

«Со

ПВБ11А511У

«Со

14А14 (этап 1б)

«Спут

(начало ЛКИ

присв.

(27.04.1958)

присв.

(1.11.1963)

М»ния

ния»

(4.10.1965)

У»юз

юз»

(21.03.1984)

2»юз

ник»

2006 г.)

МБР

Не

8К74

«Восход»

Не

11А57

«Союз»

«Со

11А511

«Мол

ПВБ8К78М

7АР

присв.

(24.12.1959)

присв.

(16.11.1963)

юз»

(28.11.1966)

М»ния

ния»

(29.05.1985)

«Восток»

Не

8К72

«Со

11А511Л

присв.

(23.09.1958)

Л»юз

юз»

(24.11.1970)

«Со

11А511М

М»юз

юз»

(27.12.1971)

* СМИ — средства массовой информации.

6.2.2. Общие сведения о РН типа 7А7/РР

Наименова

Число

На базе какого из

Период

Число без

Предприятие

Индекс

ние для пе

Назначение

ступе

делия разрабатыва

отказных

Примечание

эксплуатации

разработчик

чати

ней

ется

пусков

Предназначалась для дос

8К71

МБР

тавки головной части с

Разработана

1957–1960

1ОКБ

–

7Р

ядерным боезарядом в за

вновь

(РКК «Энергия»)

данный район земли

714	Аким ,.П.А Аджян .Машиностроение
РН ОДНОРАЗОВЫЕ .2.6 Глава	космическая-Ракетно .Н.А Андреев ,.М.О Алифанов ,.Л.Э первая Книга .книгах двух В 22-IV .T .Энциклопедия
	.техника

.Машиностроение

Аким,.П.А Аджян

ИСЗ

РН

для выведе

1ОКБ

8К71

«Спутник»

ния в космос первых в

МБР 7Р 8К71

1957

(РКК «Энергия»)

–

мире ИСЗ

РН

Применялась для выведе

1ОКБ

8А91

ния в космос третьего

МБР 7Р 8К71

1958

–

«Спутник»

(РКК «Энергия»)

Алифанов,.Л.Э .Энциклопедия

Усовершенствованная

МБР 7АР предназначалась

8К74

МБР 7АР

для доставки головной час

МБР 7Р 8К71

1959–1967

1ОКБ

–

ти с ядерным боезарядом

(РКК «Энергия»«)

облегченного типа в задан

ный район Земли

космическая-Ракетно.Н.ААндреев,.М.О

В состав РН 8К72 входи

перваяКнига.книгахдвухВ22-IV .T

ла новая III ступень —

не, Венере, Марсу, КА

блок «Е». 12.04.61 г.

7АРТИПАРН

впервые в мире осущест

Применялась для выведе

влен запуск РН 8К72К с

пилотируемым космиче

8К72,

РН

ния автоматических меж

1ОКБ

МБР 7Р 8К71

1958–1964

ским кораблем «Восток»

8К72К

«Восток»

планетных станций при

(РКК «Энергия»)

Ю.А. Га

исследования луны

I и II ступени РН были

изготовлены на заводе

«Прогресс» в г. Куйбы

шеве

Применялась для выведе

РН

ния автоматических меж

МБР 7АР 8К74

1ОКБ

8К78

планетных станций к Лу

1960–1967

–

«Молния»

МБР 9АР 8К75

(РКК «Энергия»)

.техника

серии «Космос»

1ОКБ

(РКК «Энергия»)

8А92

РН

Применялась для выведе

РН 8К72

1962–1967

и филиал № 3

–

2»«Восток

ния КА типа «Зенит»

1ОКБ

(ГНПРКЦ

715

Прогресс»)«ЦСКБ

								Продолжение табл. 6.2.2

1	2	3	4	5	6	7	8	9

	РН	Применялась для запуска КА					ГНПРКЦ
8А92М	РН	на низкие, средние и солнеч	3	РН 8А92	1964–1991	92	ГНПРКЦ	–
8А92М	2М»«Восток	на низкие, средние и солнеч	3	РН 8А92	1964–1991	92	Прогресс»«ЦСКБ	–
		синхронныено орбиты
	РН	Применялась для проведе					ГНПРКЦ
11А510	РН	ния летных испытаний КА	3	РН 8А92М	1965	2	ГНПРКЦ	–
11А510		ния летных испытаний КА	3	РН 8А92М	1965	2	Прогресс»«ЦСКБ	–
		«ИС» и «УС»					Прогресс»«ЦСКБ
		«ИС» и «УС»

								РН 11А57 в тот период
							1ОКБ	была наиболее мощной
	РН	Применялась для запуска		МБР 7АР 8К74			(РКК «Энергия»)	из класса ракет 7,Р ее
11А57	РН	КК «Восход» и КА серии	3	Блок III ступени	1963–1976	285	и Филиал № 3	использование позво
11А57	«Восход»	КК «Восход» и КА серии	3	Блок III ступени	1963–1976	285	и Филиал № 3	использование позво
	«Восход»	«Космос»		РН 8К78			1ОКБ (ГНПРКЦ	лило существенно уве
		«Космос»		РН 8К78			1ОКБ (ГНПРКЦ	лило существенно уве
							Прогресс»)«ЦСКБ	личить массу ПГ выво
								димого на орбиту

		Применялась для вывода на					ГНПРКЦ
11А59	Нет	орбиту КА 1»«Полет и	2	МБР 7АР 8К74	1963	2	ГНПРКЦ	–
11А59	Нет	орбиту КА 1»«Полет и	2	МБР 7АР 8К74	1963	2	Прогресс»«ЦСКБ	–
		2»«Полет					Прогресс»«ЦСКБ
		2»«Полет

							1ОКБ	С 1985 г. на РН 8К78М
8К78М,	РН	Применяется для запуска			С 1965 г. по		(РКК «Энергия»)	реализованы мероприя
8К78М	РН	КА на высокоэллиптиче	4	РН 8К78	С 1965 г. по	263	и Филиал № 3	тия по повышению по
8К78М	«Молния»	КА на высокоэллиптиче	4	РН 8К78	наст. время	263	и Филиал № 3	тия по повышению по
ПВБ	«Молния»	ские орбиты			наст. время		1ОКБ (ГНПРКЦ	жаровзрывобезопасно
ПВБ		ские орбиты					1ОКБ (ГНПРКЦ	жаровзрывобезопасно
							Прогресс»)«ЦСКБ	сти (ПВБ)

							1ОКБ
	РН	Применялась для запуска КК					(РКК «Энергия»)
11А511	РН	Применялась для запуска КК	3	РН 11А57	1966–1976	30	и Филиал № 3	–
11А511	«Союз»	типа «Союз»	3	РН 11А57	1966–1976	30	и Филиал № 3	–
	«Союз»	типа «Союз»					1ОКБ (ГНПРКЦ
							1ОКБ (ГНПРКЦ
							Прогресс»)«ЦСКБ
	РН	Применялась для отработки					Филиал № 3
11А511Л	РН	лунной кабины РКК	3	РН 11А511	1970	3	1ОКБ (ГНПРКЦ	–
11А511Л	Л»«Союз	лунной кабины РКК	3	РН 11А511	1970	3	1ОКБ (ГНПРКЦ	–
	Л»«Союз	Л3»1«Н (объект Т2К)					Прогресс»)«ЦСКБ
		Л3»1«Н (объект Т2К)					Прогресс»)«ЦСКБ

							Филиал
11А511М	РН	Применялась для запуска	3	РН 11А511	1971	8	№ 3 1ОКБ	–
11А511М	М»«Союз	КА серии «Космос»	3	РН 11А511	1971	8	(ГНПРКЦ	–
							Прогресс»)«ЦСКБ

716	Аким ,.П.А Аджян .Машиностроение
РН ОДНОРАЗОВЫЕ .2.6 Глава	космическая-Ракетно .Н.А Андреев ,.М.О Алифанов ,.Л.Э первая Книга .книгах двух В 22-IV .T .Энциклопедия
	.техника

									Аким,.П.ААджян .Машиностроение
		Выводит пилотируемые и			1973–2004				Аким,.П.ААджян .Машиностроение
		Выводит пилотируемые и			1973–2004			С 1984 г. на РН
		грузовые КК типа «Союз» и			(РН 11А511У)			С 1984 г. на РН
11А511У,		грузовые КК типа «Союз» и			(РН 11А511У)			ПВБ11А511У реализо
11А511У,	РН	«Прогресс», КА серии			С 1984 г. по		ГНПРКЦ	ПВБ11А511У реализо
11А511У	РН	«Прогресс», КА серии	3	РН 11А511	С 1984 г. по	714	ГНПРКЦ	ваны мероприятия по
11А511У	У»«Союз	«Космос», КА социаль	3	РН 11А511	наст. время	714	Прогресс»«ЦСКБ	ваны мероприятия по
ПВБ	У»«Союз	«Космос», КА социаль			наст. время		Прогресс»«ЦСКБ	повышению пожаро
		экономическогоно назна			(РН 11А511У			взрывобезопасности
		чения			ПВБ)			взрывобезопасности
		чения			ПВБ)

		Применялась для запуска пи						Для увеличения энерге		.Энциклопедия	Алифанов,.Л.Э
		Применялась для запуска пи						Для увеличения энерге
11А511У	РН	лотируемых и грузовых КК					ГНПРКЦ	тических характеристик
11А511У	РН	типа «Союз» и «Прогресс» и	3	РН 11А511У 1982–1995		70	ГНПРКЦ	РН в ДУ центрального
2	У2»«Союз	типа «Союз» и «Прогресс» и	3	РН 11А511У 1982–1995		70	Прогресс»«ЦСКБ	РН в ДУ центрального
2	У2»«Союз	автоматических КА серии					Прогресс»«ЦСКБ	блока использовалось
		«Космос»						горючее «синтин»

								На I и II ступенях ис
11А511У	РН	Выводит пилотируемые КА			С 2001 г. по		ГНПРКЦ	пользуются двигатели		перваяКнига.книгахдвухВ22-IV .T	космическая-Ракетно.Н.ААндреев,.М.О
11А511У	РН	типа ТМА»,«Союз грузо	3	РН 11А511У	С 2001 г. по	15	ГНПРКЦ	107АРД и 108АРД с
ФГ	ФГ»«Союз	типа ТМА»,«Союз грузо	3	РН 11А511У	наст. время	15	Прогресс»«ЦСКБ	107АРД и 108АРД с
ФГ	ФГ»«Союз	вые КК типа М»«Прогресс			наст. время		Прогресс»«ЦСКБ	новыми форсуночными	7АРТИПАРН
								головками	7АРТИПАРН
								головками
		Предназначена для выведе
		ния на околоземную орбиту
		пилотируемых и грузовых
		КК ТМ»,(«Союз «Про
		М1»,гресс ММ»),«Прогресс
14А14	РН	КА специального назначе	3	РН 11А511У	Начало	1	ГНПРКЦ	–
этап 1а	2»«Союз ния (серии «Космос»), КА		3	РН 11А511У	в 2004 г.	1	Прогресс»«ЦСКБ	–
этап 1а	2»«Союз ния (серии «Космос»), КА				в 2004 г.		Прогресс»«ЦСКБ
		экономическогосоциально
		назначения 01»,(«Ресурс
		М»),«Фотон вновь разраба
		тываемых КА различного на
		значения

								На РН 2»«Союз этапа
этап 1б	2»«Союз				в 2006 г.		Прогресс»«ЦСКБ	1б дополнительно к ме			.техника
этап 1б	2»«Союз				в 2006 г.		Прогресс»«ЦСКБ	ке III ступени устанавли			.техника
								роприятиям, реализован
14А14	РН		3	14А14 этап 1а	Начало ЛКИ		ГНПРКЦ	ным на этапе 1а, на бло
			3	14А14 этап 1а
								вается новый двигатель
								14Д23 с высокими удель
								ными характеристиками	717
									717

									Окончание табл. 6.2.2.

1	2	3	4	5	6	7	8		9

									На базе РН 2»«Союз
									разработана РН «Со
	РН		3	14А14 этап 1а	Начало ЛКИ		ГНПРКЦ		СТ»,юз адаптирован
	АСТ«Союз (Б)»		3	и этап 1б	в 2008 г.		Прогресс»«ЦСКБ		ная к условиям экс
	АСТ«Союз (Б)»			и этап 1б	в 2008 г.		Прогресс»«ЦСКБ		ная к условиям экс
									плуатации с француз
									ского космодрома Куру

П р и м е ч а н и е. Для выведения полезных грузов на средние, высокие круговые и эллиптические орбиты в								ракет космического назна

чения с РН 11А511У («Союз»), 11А511УФГ («СоюзФГ»), 14А14 («Союз2») используется блок выведения «Икар» или разгонный блок «Фре гат». Разгонный блок «Фрегат» разработан и изготавливается в НПО им. С.А. Лавочкина.

6.2.3. Основные характеристики модификаций РН типа Р7А

Параметр			Значение для РН

	«Спутник»	«Восток»	«Восход»	«Молния»	У»«Союз
	«Спутник»	«Восток»	«Восход»	«Молния»	У»«Союз
Количество ракетных ступеней	2	3	3	4	3

Стартовая масса, кг	268 600	287 000	290 000	300 000	309 700

Масса ПГ, выводимого на ОИСЗ*, кг	1350	4730	4900	6700	6855
Топливо на I, II и III ступенях		Жидкий кислород керосин

Двигатели на блоках I ступени			107РД (8Д74)

Конструкция двигателя на блоках I ступени		4 основных камеры и 2 рулевых камеры

Тяга двигателя в пустоте,тс			82,1

Удельный импульс тяги двигателей I ступени на земле, с			252

Двигатель на II ступени			108РД (8Д75)

Конструкция двигателя II ступени		4 основных камеры и 4 рулевых камеры

Тяга двигателя в пустоте, тс			74,5

Удельный импульс тяги двигателя II ступени на земле, с			243

Блок III ступени (шифр)	–	Е	Е	И	И

Габаритные размеры РН:
длина ракеты с ГЧ, мм	29 167	38 246	44 328	43 440	50 670

максимальный поперечный размер,мм			10 300

* Круговая орбита с высотой 200 км и наклонением 51,8 град.

718	Аким ,.П.А Аджян .Машиностроение
РН ОДНОРАЗОВЫЕ .2.6 Глава	космическая-Ракетно .Н.А Андреев ,.М.О Алифанов ,.Л.Э первая Книга .книгах двух В 22-IV .T .Энциклопедия
	.техника

РН ТИПА Р 7А	719

разгонный блок «Фрегат» (при выведении КА на высококруговые , высокоэллиптические орбиты и отлетные траектории).

Используемые с РН головные обтекатели диаметром: 2,7; 3,0; 3,3; 3,715; 4,11 м.

В результате проводимых мероприятий энергетические возможности РН «Союз 2» этапа 1а повышаются по сравнению с базовой РН «Союз» примерно на 250…300 кг.

Энергетические возможности РН «Со юз 2» этапа 1б за счет применения на III сту пени двигателя новой разработки повышаются

на 800…900	сравнению с РН «Союз 2»
этапа 1а и на	…1200 по сравнению с базо
вой РН «Союз»

Боковые блоки первой ступени и цен тральный блок (I и II ступени) соединены ме жду собой по схеме «пакет», центральный блок с блоком III ступени соединены последова тельно.

Система управления РН единая для всех трех ступеней, создана на базе бортовой цифровой вычислительной машины, высо коточного комплекса командных приборов с использованием современной элементной базы и прогрессивных системно технических решений.

Система управления обеспечивает: послестартовый разворот РН на задан

ный азимут полета; реализацию выведения КА по гибким оп

тимальным траекториям при максимальном использовании энергетических возможностей РН и обеспечения падения отделяющихся час тей в выделенные районы;

своевременное распознавание аварийных ситуаций на борту, формирование необходи мых команд и прекращение неуправляемого полета;

точность выведения КА: по периоду — /2,5 с;

по наклонению — /2 угл. мин.

Система информационно телеметриче ского обеспечения осуществляет сбор, переда чу, прием и обработку информации о работе систем, агрегатов и конструкции РН на всех этапах эксплуатации РН.

В ее состав входит цифровая радиотеле метрическая система и наземный телеметриче ский комплекс.

Система внешнетраекторных измерений обеспечивает контроль параметров траектории РН на участке выведения и в момент отделе ния КА от РН.

Основные характеристики РН «Союз42»

Полная длина (без СЗБ), мм . . . . . . . . . . 33883 Длина центрального блока А, мм . . . . . . . 27138 Длина бокового блока, мм . . . . . . . . . . . 19198 Длина блока III ступени, мм . . . . . . . . . . . 6745 Максимальный поперечный размер РН

(по воздушным рулям), мм . . . . . . . . . 10303 Максимальный диаметр центрального

блока А, мм . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2950 Максимальный диаметр бокового

блока, мм . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2680 Максимальный диметр блока

III ступени, мм. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2660 Массовые характеристики:

масса незаправленной («сухой»)

РН этапа 1а, кг. . . . . . . . . . . . . . . . . . 24200 масса заправленной РН этапа 1а, кг. . . 303040

Характеристики двигателей РН «Союз,2»

Двигатели I и II ступени РН «Союз42» этапов 1а и 1б.

На центральном и боковых блоках РН «Союз 2» (этап 1а) используются модернизи рованные двигатели 14Д21, 14Д22 и рулевые агрегаты Д664 000, Д664 200(400), разработан ные на базе применяемых на центральном и боковых блоках РН «Союз» двигателей 11Д511, 11Д512 и рулевых агрегатов Д064 000, Д064 200(400).

Модернизация заключается в примене нии на двигателях 14Д21, 14Д22 новой кон струкции смесительной головки, а на руле вых агрегатах Д664 000, Д664 200(400) — в увеличении соотношения компонентов топ лива для повышения удельного импульса тяги.

Применение новой смесительной го ловки с однокомпонентными форсунками окислителя и горючего вместо двухкомпо нентных обеспечивает улучшение смесеоб разования и повышение за счет этого энер гетических характеристик 14Д21, 14Д22.

За счет наличия в конструкции смеси тельной головки антипульсационны перего родок, образованных выступающими в огневое пространство камеры форсунками окислителя и горючего, двигатели 14Д21, 14Д22 имеют по вышенный по сравнению с двигателями про тотипами запас устойчивости рабочего про цесса в камерах сгорания.

Основные характеристики двигателей 14Д21, 14Д22 совместно с рулевыми агрегата

720	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.2.2. РН «Союз У»:

1 — система аварийного спасения; 2 — космиче ский корабль; 3 — головной обтекатель; 4 — пе реходный отсек; 5, 13 — бак горючего, керосин; 6 — отсек систем управления и измерения; 7, 11, 14 — баки окислителя, кислород; 8 — маршевый двигатель; 9 — ферма переходная; 10 — прибор ный отсек; 12 — межбаковый отсек; 15 — мар

шевые двигатели; 16 — рулевые двигатели

ми Д664 000, Д664 200(400) приведены в табл. 6.2.4.

Двигатель III ступени РН «Союз42» этапа 1а.

На блоке III ступени РН «Союз 2» (этап 1а) используется двигатель 11Д55(РД 0110) разработки КБ «Химавтоматика», серийно эксплуатируемый в составе РН «Союз».

Основные характеристики двигателя 11Д55:

Индекс двигателя. . . . . . . . . . . . . . . . . 11Д55 Компоненты топлива:

окислитель . . . . . . . . . . . кислород жидкий технический, ГОСТ 6331–78, сорт 2

горючее . . . . . . . . . . . . керосин Т 1(Т 1С), ГОСТ 10227–86

Тяга двигателя, приведенная

к номинальным условиям
работы в	кН (кгс)	. . . . 297,9 (30 380)
Двигатель	ступени РН «Союз42» этапа 1б.
На блоке	ступени РН «Союз 2» (этап
1б) используется новый		двигатель 14Д23

(РД 0124) разработки КБ «Химавтоматика».

Основные характеристики двигателя 14Д23:

Индекс двигателя. . . . . . . . . . . . . . . . . 14Д23 Компоненты топлива:

окислитель . . . . . . . . . . . кислород жидкий технический, ГОСТ 6331 сорт 2

горючее . . . . . . . . . . . . керосин Т 1(Т 1С), ГОСТ –86

Тяга двигателя, приведенная к номинальным

условиям работы в пустоте, кН . . . . . . . 294,3

Конструктивно компоновочная схема РН «Союз 2»приведена на рис. 6.2.3.

РН Союз,2» (изделие 14А14) этап 1б

Трехступенчатая РН среднего класса «Со юз 2» этапа 1б предназначена для выведения с высокой точностью на околоземную орбиту полезных грузов — пилотируемых и грузовых КК (типа «Союз» и «Прогресс»), КА специаль ного назначения (серии «Космос»), социаль но экономического назначения («Ресурс 01», «Фотон М»), зарубежных и отечественных коммерческих КА и целого ряда вновь разра батываемых КА различного назначения.

С использованием в составе РН «Союз 2» этапа 1б разгонного блока «Фрегат» обеспечи

РН «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»			721

6.2.4. Основные характеристики	14Д21, 14Д22 совместно
с рулевыми агрегатами	Д664 200(400)

	Значение характеристик

Наименование	Боковой блок		Центральный
характеристик
	Главная	Промежуточная
			блок

	ступень	ступень
	ступень	ступень

Индекс маршевого двигателя	14Д22 (РД 107А)		14Д21(РД 108А)

Компоненты топлива:
окислитель	Кислород жидкий технический, ГОСТ 6331–78
горючее	Керосин Т 1(Т 1С), ГОСТ 10227–86
привод ТНА	Пероксид водорода ГОСТ Р 50632–93

Тяга двигателя совместно с РА, приведенная
к номинальным условиям работы, кН (кгс):
у Земли	838,47 (85 500)	660,68 (67 370)	792,48 (80 810)
в пустоте	1021,27 (104 140)	858,39 (87 530)	990,18 (100 970)

вается выведение КА на средние, высокие кру говые и эллиптические, солнечно синхронные, геопереходные и геостационарные орбиты.

Технические характеристики

Максимальная стартовая масса РН с космической головной

частью, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 310 Масса полезного груза, выводимого РН, т:

на низкие околоземные орбиты:

с космодрома «Байконур» . . от 4,55 до 8,35 с космодрома «Плесецк». . . . от 4,55 до 7,9

на высокие и средние орбиты с разгонным блоком типа

«Фрегат» . . . . . . . . . . . . . . . . от 0,87 до 4,55 Максимальная длина РН с космической головной частью, м. . . . . . 50,67

Максимальный поперечный размер (по аэродинамическим рулям), м. . . . . . . . 10,3 Диаметры головных обтекателей, используемых с РН, м . . . 2,7; 3,0; 3,3; Компоненты топлива:

окислитель . . . . . . . . . . . . жидкий горючее . . . . . . . . . . . . . . . . . . керосин Т 1

Тяга ДУ, кН:

I ступени у Земли . . . . . . . . . . . . . . . 4144,7 в пустоте . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5074,7 II ступени у Земли . . . . . . . . . . . . . . . 791,7 в пустоте . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 989,8 III ступени . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 294,3

Разработчик и изготовитель — Государст венный научно производственный ракетно космический центр «ЦСКБ Прогресс».

6.2.2. РАКЕТЫ НОСИТЕЛИ «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»

6.2.2.1. РН «Протон,К»

РН «Протон К» в составе РКН предна значена для выведения КА различного назна чения на низкие, средние и высокие круговые и эллиптические орбиты, а также на отлетные траектории к планетам солнечной системы.

РН «Протон К» состоит из трех ускори телей, соединенных по тандемной схеме.

На всех ступенях РН установлены высо коэкономичные двухкомпонентные ЖРД, ра ботающие по замкнутой схеме.

Ускоритель I ступени состоит из одного центрального блока и шести боковых блоков с двигателями.

Центральный блок состоит из переднего отсека, включающего в себя ферму и простав ку, бака «О» и хвостового отсека. На хвостовом отсеке между боковыми блоками размещены стартовые опоры, заправочные и дренажные горловины «О» и «Г», а на торце хвостового от сека расположены разъемы пневмо и электро коммуникаций связи с комплектом наземного оборудования (КНО).

Боковые блоки имеют одинаковую кон струкцию: каждый блок состоит из переднего конического отсека, в котором находятся при боры СУ и системы телеметрических измере4 ний (СТИ), бака «Г» и хвостового отсека с раз мещенным в нем одним ЖРД.

Хвостовые отсеки центрального и боко вых блоков стыкуются жестко. Сила тяги дви

722	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.2.3. Конструктивно компоновочная схема РН «Союз 2»:

1 — КА; 2 — головной обтекатель ( 2,7; 3,0; 3,3; 3,7; 4,11 м); 3 — переходной отсек; 4, 12, 15 — бак горючего; 5 — отсек систем управле" ния и измерения; 6, 10, 13 — бак окислителя; 7 — маршевый двигатель 11Д55; 8 — ферма пе" реходная; 9 — приборный отсек; 11, 14 — меж" баковый отсек; 16, 19 — бак перекиси водоро" да; 17, 18 — бак азота; 20 — маршевый двига" тель 14Д22; 21 — воздушный руль; 22 — руле" вые агрегаты; 23 — маршевый двигатель 14Д21; 24 — разгонный блок «Фрегат»; 25 — решетча" тые стабилизаторы; 26 — ДУ системы аварий"

ного спасения

РН «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»	723

гателей ускорителя I ступени передается на II ступень по центральному блоку.

Ускоритель II ступени включает в себя передний отсек, блок баков «О» и «Г» с общим промежуточным днищем, силовой конус с ус тановленными на нем четырьмя двигателями и хвостовой отсек, состоящий из фермы и ци линдрической проставки. На переднем отсеке установлено шесть тормозных твердотоплив ных ракетных двигателей.

нем рулевым двигателем с четырьмя по камерами. На хвостовом отсеке ус четыре тормозных РДТТ.

Система управления РН — автономная инерциальная, состоит из бортовой и назем ной аппаратуры и обеспечивает подготовку, проверку, пуск и управление полетом ракеты на заданную орбиту. Основные приборы и уст ройства СУ троированы, а цепи исполнитель ных устройств — дублированы.

СУ РН обеспечивает выполнение требо ваний по точности выведения полезных нагру зок, по управлению двигательными установка ми ступеней РН и смежными системами.

Полетное задание вводится в СУ РН дис танционно. Наведение ракеты по азимуту осу ществляется без разворота ее на пусковой уста4

новке (ПУ) стартового сооружения.
Управление полетом I и II	РН
производится отклонением основны

лей, а III ступени — отклонением камер руле вого двигателя.

Средства разделения получают команды от СУ РН и предназначены для разрыва меха нических связей и отделения I, II, III ступеней и орбитального блока.

Ускоритель I ступени отделяется «го рячим» способом под воздействием тяги ДУ II ступени, запускаемой до выключения ДУ I ступени.

Ускоритель II ступени отделяется путем торможения его шестью РДТТ и разгона III сту пени ракеты четырехкамерным рулевым двига телем.

Ускоритель III ступени отделяется от ор битального блока посредством торможения его четырьмя РДТТ.

Система безопасности носителя (СБН) РН устанавливает факт возникновения аварийной

ситуации в полете и выдает набор управляю щих команд в СУ РН на прекращение полета ракеты и команду «Авария» в КГЧ для прове дения необходимых операций.

Общий вид РКН «Протон К» представ лен на рис. 6.2.4.

Рис. 6.2.4. Общий вид РКН «Протон К»

724	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Основные характеристики РКН «Протон4К»

Стартовая масса РКН, т . . . . . . . . . . . . . . ~700 Масса полезной нагрузки, т:

на опорной орбите

(Нкр 200 км, i 51,6 ) . . . . . . . . . . . . . 20,9 на стандартной геопереходной

орбите. . . . . . . . . . . . . . 5,0 (с РБ «Бриз М») Геометрические характеристики:

длина с головным обтекателем, м . . . . . 57,240 максимальный поперечный размер, м . . . . 7,4 Компоненты топлива . . . . . . . . . . АТ НДМГ

Тяга маршевых двигателей, кН (тс):

I ступени, земная/пустотная. . . 9526,5/10492,5 (971,4/1069,8)

II ступени, пустотная . . . . . . . 2328,18 (237,4) III ступени, пустотная . . . . . . . 582,14 (59,36)

Точность выведения на опорную

орбиту . . . . . . . . . . Нп /6 км; На /15 км;i /1,5 угл. мин; T /8 c

РН «Протон,М»

РН «Протон М» в составе РКН предна значена для выведения КА различного назна чения на низкие, средние и высокие круговые

иэллиптические орбиты, а также на отлетные траектории к планетам солнечной системы.

РН «Протон М» состоит из трех ускори телей, соединенных по тандемной схеме.

На всех ступенях РН установлены высо коэкономичные двухкомпонентные ЖРД, ра ботающие по замкнутой схеме.

Ускоритель I ступени состоит из одного центрального блока и шести боковых блоков с двигателями.

Центральный блок состоит из переднего отсека, включающего в себя ферму и простав ку, бака «О» и хвостового отсека. На хвосто вом отсеке между боковыми блоками разме щены стартовые опоры, заправочные и дре нажные горловины «О» и «Г», а на торце хво стового отсека расположены разъемы пневмо

иэлектрокоммуникаций связи с комплектом наземного оборудования (КНО).

Боковые блоки имеют одинаковую кон струкцию: каждый блок состоит из переднего конического отсека, в котором находятся при боры СУ и СТИ, бака «Г» и хвостового отсека с размещенным в нем одним ЖРД.

Хвостовые отсеки центрального и боко вых блоков стыкуются жестко. Сила тяги дви гателей ускорителя I ступени передается на II ступень по центральному блоку.

Ускоритель II ступени включает в себя передний отсек, блок баков «О» и «Г» с общим

промежуточным днищем, силовой конус тановленными на нем четырьмя двигателями хвостовой отсек, состоящий из фермы и линдрической проставки. На переднем отсеке установлены шесть тормозных РДТТ.

Ускоритель III ступени состоит из перед него (приборного) отсека, блока баков «О» и «Г» с общим промежуточным днищем, основ ного двигателя, установленного неподвижно на баке «Г», и хвостового отсека с размещен ным в нем рулевым двигателем с четырьмя по воротными камерами. На хвостовом отсеке ус тановлены четыре тормозных РДТТ.

На РН применена автономная система управления с БЦВМ, реализующая терминаль ный (гибкий) метод управления на всех участ ках полета. СУ обеспечивает подготовку, про верку, пуск и управление полетом ракеты на заданную орбиту. Основные приборы и уст ройства СУ троированы, а цепи исполнитель ных устройств — дублированы.

Полетное задание вводится в СУ РН дис танционно. Наведение ракеты по азимуту осу ществляется без разворота ее на ПУ стартового сооружения.

Управление полетом I и II ступеней РН производится отклонением основных двигате лей, а III — отклонением камер руле вого двигателя

Система управления с помощью БЦВМ обеспечивает на РН реализацию функций СУ расходом топлива (СУРТ).

Одновременно СУ обеспечивает реализа цию функций системы безопасности носителя

(СБН).

СУ выдает команды на срабатывание пиросредств сброса створок головного обте кателя.

Ускоритель I ступени отделяется «горя чим» способом под воздействием тяги ДУ II ступени, запускаемой до выключения ДУ I ступени.

Ускоритель II ступени отделяется путем торможения его шестью РДТТ и разгона III ступени ракеты четырехкамерным рулевым двигателем.

РН «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»	725

	III ступени отделяется от ор
битального	посредством торможения его
четырьмя	.

Общий вид РКН «Протон М» представ лен на рис. 6.2.5.

Рис. 6.2.5. Общий вид РКН «Протон М»

Основные характеристики РКН «Протон4М»

Стартовая масса РКН, т. . . . . . . . . . . . . . ~702 Масса полезной нагрузки, т:

на опорной орбите (Нкр 200 км,

i 51,6 ) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22,0 на стандартной геопере ходной орбите. . . . . . . . 6,0 (с РБ «Бриз М») на геостационарной

орбите . . . . . . . . . . . . . 3,2 (с РБ «Бриз М») Геометрические характеристики:

длина с головным обтекателем, м . . . . 58,178 максимальный поперечный размер, м . . . 7,4 Компоненты топлива . . . . . . . . . . АТ НДМГ

Тяга маршевых двигателей, кН (тс): I ступени,

земная/пустотная. . . . . . . . . . 9526,5/10 492,5 (971,4/1069,8)

II ступени, пустотная . . . . . . . 2328,18 (237,4) III ступени, пустотная . . . . . . . 582,14 (59,36)

Точность выведения на

опорную орбиту . . . . . . . . . . . Нп /2 км;На /4 км;i /1,8 угл. мин;

T /3 c

РН семейства «Ангара»

Общие сведения по РН

РН «Ангара» в составе РКН предназна чены для выведения КА различного назначе ния на низкие, средние и высокие круговые и эллиптические орбиты, а также на отлет ные траектории к планетам солнечной сис темы.

семейства входят следующие РН: класса «Ангара 1.1», «Ангара 1.2»;

–среднего класса «Ангара А3»;

–тяжелого класса «Ангара А5».

Главной особенностью РН семейства «Ангара» является применение в их составе универсальных ракетных модулей УРМ 1 и УРМ 2.

Модульное строение РН определяет особую структуру бортовых систем: в соста ве систем выделяется общая для всех РН часть БКС, блоков бортовой аппаратуры и датчиков, которая не изменяется для всех возможных вариантов дальнейшего исполь зования ракетных блоков на основе УРМ 1 и УРМ 2.

Недостающая часть оборудования уста навливается в сухих отсеках РН на этапе доос нащения УРМ. Дооснащение осуществляется после принятия решения по дальнейшей экс

726	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.2.6. Универсальный ракетный модуль

УРМ 1:
1 — бак «О»; 2 — блок «О»;	отсек межбако
вый ; 4 — бак «Г»; 5 —	хвостовй; 6 — про

ставка двигательная; 7 — маршевый двигатель; 8 — блок отсеков и маршевого двигателя; 9 — отсек хвостовой нижний; 10 — экран; 11 — блок хвостовой

плуатации каждого УРМ в составе определен ной РН, в с оответствии с определенной для каждой РН комплектацией.

Всоставе РН «Ангара 1.1» применяется один УРМ 1 в составе I ступени.

Всоставе РН «Ангара 1.2» применяется один УРМ 1 в составе I ступени и один УРМ 2 в составе II ступени.

Всоставе РН «Ангара А3» применяется три УРМ 1: два в составе I ступени и один в составе II ступени, а также один УРМ 2 в со ставе III ступени.

Всоставе РН «Ангара А5» применяется пять УРМ 1: четыре в составе I ступени и один

всоставе II ступени, а также один УРМ 2 в со ставе III ступени.

Универсальный ракетный модуль УРМ41

(рис. 6.2.6) состоит из блоков: «О»; отсеков и маршевого двигателя; хвостового.

Блок «О» состоит из бака окислителя (жидкого кислорода), дополненного внутриба ковыми элементами пневмогидравлической системы подачи.

Блок отсеков и МД состоит из: отсека межбакового; бака горючего (керосина РГ 1); проставки двигательной;

маршевого двигателя РД 191 с рулевыми приводами;

отсека хвостового верхнего. Блок хвостовой состоит:

из отсека хвостового нижнего; донного экрана.

Все составляющие УРМ 1 сухие отсеки оснащены агрегатами, БКС и датчиками до стадии, не зависящей от его последующего ис пользования в составе той или иной РН. Топ ливные баки УРМ 1 полностью завершены производством и не требуют каких либо даль нейших работ по их дооснащению.

Баки «О» и «Г» выполнены в виде уси ленных торцевыми шпангоутами цилиндриче ских обечаек вафельного типа, со сферически ми днищами. Баки оснащены демпфирующи ми перегородками, датчиками систем контро ля заправки и управления расходованием топ лива. К нижним днищам баков подходят рас ходные трубопроводы с сифонным забором жидкости. В баке «О» на нижнем днище уста новлены гелиевые шаробаллоны. На верхних днищах баков установлены дренажно предо хранительные клапаны и организованы лю ки лазы. Верхнее и нижнее днища бака «О» покрыты теплоизоляцией.

РН «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»	727

Отсек межбаковый выполнен в виде ци линдрической оболочки, подкрепленной из нутри продольным и поперечным силовым набором. Межбаковый отсек служит для раз мещения приборов СУ, бортового измери тельного комплекса, элементов питания, а также коллекторов и магистралей средств термостатирования и пожаробезопасности. Для монтажа и обслуживания приборов на РН среднего и тяжелого классов в обечайке межбакового отсека организованы люки.

Верхний и нижний хвостовые отсеки вы полнены в виде цилиндрических оболочек, подкрепленных внешним продольным и внут ренним поперечным силовым набором. Хво стовые отсеки служат для размещения марше вого двигателя РД 191, а также оборудования СУ, бортового измерительного комплекса, коллекторов и магистралей средств термоста тирования, пожаробезопасности и пожаропре дупреждения.

На внешней поверхности нижнего хво стового отсека расположены фитинги стар товых опор и элементов нижнего силового пояса, связывающего пакет ракетных блоков I ступени.

Маршевый двигатель РД 191 установлен на днище бака «Г» на конической двигатель ной проставке в карданном подвесе с углом качания /8 .

Нижний хвостовой отсек стыкуется к хнему хвостовому отсеку после монтажа

маршевого двигателя.

Донный экран закреплен на нижнем торцевом шпангоуте нижнего хвостового от сека, и выполнен в виде усеченной кониче ской оболочки, подкрепленной силовым на бором. Донный экран служит для обеспече ния тепловой защиты полости хвостового от сека от тепловых нагрузок, возникающих при работе маршевого двигателя, а также для раз мещения плат связи с наземным оборудова нием. Через платы осуществляется заправка (слив) I и II ступеней компонентами ракет ного топлива и сжатыми газами, а также про изводится термостатирование сухих отсеков I

иII ступеней. Для обслуживания на РН сред него и тяжелого классов приборов и марше вого двигателя в обечайках хвостовых отсеков

идонном экране организованы люки.

Внутренние поверхности сухих отсеков и донного экрана покрыты теплоизоляцией.

Для защиты пневмогидравлических ком муникаций и кабельных трасс, проложенных

Рис. 6.2.7. Универсальный ракетный модуль УРМ 2:

1 — бак «Г»; 2 — блок «Г»; 3 — отсек межбако вый; 4 — бак «О»; 5 — маршевый двигатель; 6 — блок отсеков и маршевого двигателя

по борту УРМ 1 между хвостовым, межбако вым и передним отсеками, по третьей плоско сти стабилизации установлен гаргрот.

Универсальный ракетный модуль УРМ42

(рис. 6.2.7) состоит из: блока «Г»; блока отсе ков и маршевого двигателя.

Блок «Г» состоит из бака «Г» (керосина РГ 1), дополненного внутрибаковыми эле ментами пневмогидравлической системы по дачи.

Блок отсеков и маршевого двигателя со стоит из:

отсека межбакового; бака окислителя (жидкого кислорода);

маршевого двигателя РД0124А с рулевы ми приводами.

Все составляющие УРМ 2 (сухие отсеки) оснащены агрегатами, кабельными трассами

728 Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

и датчиками до стадии, не зависящей от его последующего использования в составе той или . Топливные баки УРМ 2 пол ностью завершены производством и не требу

ют каки	дальнейших работ по их доос
нащению.

Баки «О» и «Г» выполнены в виде уси ленных торцевыми шпангоутами цилиндри ческих обечаек вафельного типа, со сфериче скими днищами. Нижнее днище бака «О» — составное, включает в себя соединенные шпангоутом коническую и сферическую час ти. Баки оснащены демпфирующими перего родками, датчиками систем контроля заправ ки и управления расходованием топлива. К нижним днищам баков подходят расходные трубопроводы с сифонным забором жидко сти. В баке «О» на нижнем днище установле ны гелиевые шаробаллоны. На верхних дни щах баков установлены дренажно предохра нительные клапаны и организованы люки ла зы. Верхнее и нижнее днища бака «О» покры ты теплоизоляцией.

Отсек межбаковый выполнен в виде ци линдрической оболочки, подкрепленной из нутри продольным и поперечным силовым набором. В межбаковом отсеке размещаются оборудование СУ, включая командные при боры, бортового измерительного комплекса, коллекторы и магистрали средств термоста тирования и пожаробезопасности, РДТТ торможения, платы связи с наземным обору дованием.

Через платы осуществляется заправка (слив) III ступени компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, термостатирование

сухих отсеков III ступени, а	связь борто
вых систем РН, РБ, КА с	провероч
ным оборудованием.

Внутренняя поверхность межбакового от сека покрыта теплоизоляцией.

Маршевый двигатель РД0124А установ лен на шпангоуте, соединяющем кониче скую и сферическую части нижнего днища бака «О».

Для защиты пневмогидравлических ком муникаций и кабельных трасс, проложенных по борту УРМ 2 между промежуточным, межбаковым и передним отсеками, по треть ей плоскости стабилизации установлены гар гроты.

Конструкция РН «Ангара41.1» (рис. 6.2.8)

двухступенчатая,	выполнена по тандемной
схеме.	Рис. 6.2.8. Общий вид РКН «Ангара 1.1»

РН «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»	729

Первая ступень создана на базе УРМ 1.

Всоставе I ступени УРМ 1 дополнитель но оснащается:

промежуточным отсеком; стартовыми опорами на хвостовом от

секе; соплами крена и аэродинамическими ру

лями на хвостовом отсеке, обеспечивающими управление ракетой по крену;

дополнительной частью аппаратуры бор товых систем, БКС, датчиков.

На внешней поверхности промежуточно го отсека устанавливаются твердотопливные двигатели торможения, обеспечивающие раз деление I и II ступеней.

I ступень разработана на базе РБ «Бриз М».

Всостав II ступени входят: негерметичный приборный отсек; топливный отсек.

Приборный отсек предназначен для раз

мещения приборов СУ, системы телеметри ческих измерений, навигационной аппарату ры потребителя и батарей питания. На верх ний шпангоут приборного отсека устанавли вается головной обтекатель и переходная сис тема КА. На нижнем шпангоуте приборного отсека размещены средства разделения с I ступенью.

На внешней поверхности приборного от сека расположена плата связи с наземным оборудованием, через которую организована связь бортовых систем РН и КА с наземным проверочным оборудованием.

Топливный отсек представляет собой блок баков окислителя и горючего, служащих для питания маршевого двигателя 14Д30. То пливный отсек имеет коническую форму, его баки объединены совмещенным днищем. Бак окислителя расположен над баком горючего. В нижней части блока баков утоплена ниша с маршевым двигателем 14Д30. Баки оснащены демпфирующими перегородками, датчиками системы контроля заправки, дренажно предо хранительными клапанами. Внутри бака «О» установлены баки высокого давления (БВД) «О». На внешней поверхности нижнего дни ща бака «Г» установлены БВД «Г» и шаробал лоны наддува вытеснительной системы пода чи топлива двигателей ДУ системы обеспече4 ния запуска (СОЗ), а также сами блоки двига телей ДУ СОЗ.

ДУ СОЗ обеспечивает запуск МД, стаби лизацию ступени и управление по крену на ак

тивных участках полета, а также коррекцию импульса тяги маршевого двигателя.

Маршевый двигатель 14Д30 размещен в нише топливного отсека и крепится к шпанго уту ниши с помощью рамы. Карданный подвес двигателя позволяет одновременно отклонять

камеру сгорания в двух	х.
Маршевый двигатель предназначен для
создания необходимых	тяги при

полете РН для обеспечения заданных пара метров выведения.

Термостатирование II ступени совместно с КГЧ осуществляется воздухом низкого давления через люк, прорезанный в головной обтекатель.

Заправка II ступени проводится на запра вочно нейтрализационной станции, перед ус тановкой головной обтекатель и КА и стыков кой ее с I ступенью.

Конструкция РН «Ангара41.2» (рис. 6.2.9) двухступенчатая, выполнена по тандемной схеме.

Первая ступень создана на базе УРМ 1.

Всоставе I ступени УРМ 1 дополнитель но оснащается:

промежуточным отсеком; стартовыми опорами на хвостовом отсеке;

соплами крена и аэродинамическими ру лями на хвостовом отсеке, обеспечивающими управление ракетой по крену;

дополнительной частью аппаратуры бор товых систем, БКС, датчиков.

II ступень создана на базе УРМ 2.

Всоставе II ступени УРМ 2 дополни тельно оснащается:

передним отсеком; дополнительной частью аппаратуры бор

товых систем, БКС, датчиков.

Передний отсек обеспечивает стык РН с КГЧ по диаметру 3,6 м. На внешней поверхно сти переднего отсека расположена плата БРС ВСОТР КГЧ, через которую производит ся термостатирование объема под головной обтекатель.

Всоставе космической головной части

РКН «Ангара 1.2» при необ	возмож
но использование разгонных	«Бриз М»

(без дополнительного топливного бака) или «Фрегат».

Общий вид РКН «Ангара 1.2» приведен на рис. 6.2.9.

730	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Конструкция РН «Ангара4А3» и РН «Анга4 ра4А5» (рис. 6.2.10 и 6.2.11).

РН «Ангара А3» и «Ангара А5» — трех ступенчатые, выполнены по параллельно тан демной схеме.

Основное конструктивное отличие РН «Ангара А3» от РН «Ангара А5» состоит в ко личестве боковых ракетных блоков I ступени.

I ступень РН «Ангара А3» состоит из двух боковых ракетных блоков. I ступень РН «Ан гара А5» состоит из четырех боковых ракетных

Рис 6.2.9. Общий вид РКН «Ангара 1.2»

Рис. 6.2.10. Общий вид РКН «Ангара А3»

РН «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»	731

Рис. 6.2.11. Общий вид РКН «Ангара А5»

блоков Боковые блоки I ступени РН «Анга ра А3» «Ангара А5» созданы на базе УРМ 1.

блоки связаны с II ступенью тремя силовыми поясами. Силовые стержни среднего и нижнего силовых поясов являются одновременно и средствами разделения I и II ступеней.

В составе ракетного блока I ступени УРМ 1 дополнительно оснащается:

передними коническим отсеком со сфе рическим затуплением;

стартовыми опорами на хвостовом отсеке; узлами нижнего силового пояса на хво

стовом отсеке; дополнительной частью аппаратуры бор

товых систем, БКС, датчиков.

II ступень состоит из одного центрально го ракетного блока, также созданного на базе УРМ 1.

Всоставе II ступени УРМ 1 дополни тельно оснащается:

промежуточным отсеком; стартовыми опорами на хвостовом отсеке;

узлами нижнего силового пояса на хво стовом отсеке;

соплами крена на хвостовом отсеке, обес печивающими управление ракетой по крену на этапе полета после отделения блоков I ступени; дополнительной частью аппаратуры бор

товых систем, БКС, датчиков.

На внешней поверхности промежуточно го отсека устанавливаются твердотопливные двигатели торможения, обеспечивающие раз деление II и III ступеней.

III ступень создана на базе УРМ 2.

Всоставе III ступени УРМ 2 дополни тельно оснащается:

передним отсеком; дополнительной частью аппаратуры бор

товых систем, БКС, датчиков.

Передний отсек обеспечивает стык РН с КГЧ по диаметру 4,1 м. На внешней поверхно сти переднего отсека расположена плата связи с наземным оборудованием, через которую произ водится термостатирование объема под ГО.

Всоставе космической головной части РКН «Ангара А3» при необходимости возмож но использование разгонных блоков «Бриз М» или «Фрегат СБ».

Всоставе космической головной части РКН «Ангара А5» при необходимости возмож но использование разгонных блоков «Бриз М» или КВРБ.

Основные характеристики РКН семейст ва «Ангара» представлены в табл. 6.2.5.

Ракета космического назначения «Рокот»

РКН «Рокот» представляет собой жидко стную трехступенчатую ракету, тандемной схе мы (рис. 6.2.12).

РКН включает в себя: блок ускорителей (БУ) (I и II ступени) в транспортно пусковом контейнере и космическую головную часть, в

732	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

6.2.5. Основные характеристики РКН семейства «Ангара»

Параметры		Значение для РКН

	«Ангара 1.1»	«Ангара 1.2»	«Ангара А3»	«Ангара А5»
	«Ангара 1.1»	«Ангара 1.2»	«Ангара А3»	«Ангара А5»

Стартовая масса РКН, т	149	171	480	773

Масса полезной нагрузки, т:
на опорной орбите (Нкр	2,0	3,7	14,6	24,5
200 км, i 63 )
на стандартной ГПО			2,4	5,6
	–	–	(с РБ «Бриз М»);	(с РБ «Бриз М»)
			2,9
			(с РБ «Фрегат СБ)
на ГСО	–	–	1,0	2,8
			(с РБ «Бриз М»)	(с РБ «Бриз М»);
				4.5 (c РБ КВТК)

Геометрические характеристики:
длина с головным обтекате	34,959	42,588	46,684	48,634
лем, м			(с РБ «Бриз М»)	(с РБ «Бриз М»)
максимальный поперечный	2,6	3,6 (ГО)	8,896	8,896
размер, м

Компоненты топлива:
I ступени	Керосин О2	Керосин О2	Керосин О2	Керосин О2
II ступени	АТ НДМГ	Керосин О2	Керосин О2	Керосин О2
III ступени	–	–	Керосин О2	Керосин О2
Тяга маршевых двигателей, тс:
I ступени, земная/пустотная	196/212,6	196/212,6	392/425,2	784/850,4
II ступени, земная/пустотная	–/2,0	–/30	196/212,6	196/212,6
III ступени, пустотная	–	–	30	30

Точность выведения на опор	Нп /2 км; На /4 км; i /1,8 угл. мин; T /3 c
ную орбиту	Нп /2 км; На /4 км; i /1,8 угл. мин; T /3 c
ную орбиту

состав которой входит разгонный блок «Бриз КМ» — III ступень.

В качестве БУ РКН «Рокот» используется штатный блок ускорителей межконтиненталь ной баллистической ракеты РС 18 (SS 19), со стоящий из ускорителей I и II ступеней.

БУ установлен в ТПК и зафиксирован по трем поясам, расположенным на ускорителе I ступени. При эксплуатации БУ из ТПК не извлекается

На корпусе ускорителя I ступени крепят ся посредством пирозамков 4 бугеля рессорно го типа. При старте РКН бугеля перемещаются по направляющим контейнера и сбрасываются после выхода ракеты из него.

Ускоритель I ступени включает в себя корпус, ДУ и элементы СУ. Корпус состоит из

трех отсеков: хвостового (двигательного), топ ливного (блок баков) и переднего.

Хвостовой отсек предназначен для разме щения ДУ, рулевых приводов и тормозных дви гателей.

Топливный отсек состоит из бака горю чего и бака окислителя, образующих единый герметичный неразъемный блок.

Передний отсек служит для соединения ускорителей I и II ступеней. На боковой по верхности корпуса имеются четыре выреза под камеры рулевого двигателя ускорителя II сту пени.

ДУ I ступени состоит из четырех марше вых однокамерных ЖРД.

Ускоритель II ступени включает в себя корпус, ДУ и некоторые приборы СУ.

РН «ПРОТОН К», «ПРОТОН М», «АНГАРА», «РОКОТ»	733

Рис. 6.2.12. Общий вид РКН «Рокот»:

1 — головной обтекатель; 2 — отсек про межуточный; 3 — надставка транспортно пус кового контейнера; 4 — ускоритель II ступени; 5 — транспортно пусковой контейнер; 6 — ус коритель I ступени

состоит из трех отсеков: хвосто вого, и переднего.

В хвостовом отсеке размещены: ДУ с ру левыми приводами и тормозные двигатели, обеспечивающие отделение ускорителя II сту пени с отсеком промежуточным от РБ.

Топливный отсек состоит из бака горю чего и бака окислителя, образующих единый герметичный неразъемный блок.

Передний отсек является силовым эле ментом, соединяющим ускоритель II ступени с КГЧ. Внутри отсека расположены блоки СУ и системы опорожнения баков.

ДУ состоит из двух автономных ЖРД: маршевого однокамерного и рулевого четы рехкамерного двигателей.

ДУ обеих ступеней используют в качестве компонентов топлива несимметричный диметил4 гидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид (АТ).

Управление полетом и стабилизация раке ты на участке полета I ступени осуществляются отклонением МД, а на участке полета II ступе ни — отклонением камер рулевого двигателя.

Отделение отработавших ступеней ракеты в полете производится «холодным» спосо бом — с помощью тормозных РДТТ.

Основные характеристики РКН «Рокот»

Тип старта . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Наземный Стартовая масса РКН, т . . . . . . . . . . . . . 107,5 Габаритные размеры, м:

длина с головным обтекателем . . . . . . . 29,15 диаметр . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2,5 максимальный поперечный размер. . . . . 2,62 Компоненты топлива . . . . . . . . . . АТ НДМГ Количество ступеней . . . . . . . . . . . . . . 3 РБ

Диапазон высот обслуживаемых орбит, км . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 200...2000

Диапазон наклонений орбит. . . . . . . . . 63...108 Максимальная масса выводимая на низкую круговую

орбиту (Н 200 км, ), кг . . . . . . . . . 1950 Погрешность выведения ПН на орбиту:

по высоте, %. . . . . . . . . . . . . . . . . . . /1…/2 по наклонению, . . . . . . . . . . . /0,03…/0,05 Время выведения ПН, ч . . . . . . . . . . . . . . до 7

<<< < Предыдущая 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 7576 / 10176 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке проектирование и конструирование

#
09.03.2016384.07 Кб62GOST_R_53802-2010_Sistemy_i_komplexy_kosmichesk.pdf
#
09.03.2016534.76 Кб53malkov-npo.pdf
#
09.03.201614 Mб1072Raketno-kosmicheskaya_tekhnika_Mashinostroenie_En.pdf
#
09.03.20163.76 Mб87Ustroystvo_kosmicheskikh_apparatov.pdf
#
09.03.201689.48 Кб47Voprosy_k_ekzamenu_246_gr.pdf