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 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 7677 / 10177 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 > 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

734	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Транспортно4пусковой контейнер является составной частью РКН «Рокот», обеспечиваю щей транспортирование БУ, а также установку и сборку РКН на стартовом комплексе, вы полнение ее предстартовой подготовки и про ведение пуска РКН.

ТПК представляет собой сборную метал лическую конструкцию цилиндрической фор мы, состоящую из контейнера и надставки. Сборка ТПК в единое целое производится на стартовом комплексе.

Внутри ТПК смонтированы устройства, не обходимые для установки, амортизации и пуска РКН, а также механизмы отвода блоков ПГС и расстыковки блоков электроразъемов. На наруж ной и внутренней поверхностях ТПК размещены ряд систем и оборудования, в том числе:

пневмогидравлическая система за правки и предстартового наддува баков

тросовая система срыва герметизирую щих диафрагм перед пуском;

электрооборудование для электрической связи РКН с наземным оборудованием и др.

ТПК для РКН «Рокот» заимствуется с МБР РС 18 с доработками конструкции над ставки, пневмогидравлической системы и электрооборудования.

6.2.3. РАКЕТЫ НОСИТЕЛИ «ЦИКЛОН», «ЗЕНИТ», «ЗЕНИТ 3 SL»

РН «Циклон»

КРК «Циклон» разработан и эксплуати руется в двух модификациях: с трехступенча той РН («Циклон 3») и с двухступенчатой РН («Циклон 2»).

КРК с трехступенчатой РН разработан в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 570 188 от 20.07.70 г. Первый пуск РН произведен 24 июня 1977 г. КРК сдан в эксплуатацию в 1980 г. По состоянию на 31.12.2005 г. произведен 121 пуск, из которых 115 успешных.

КРК с РН «Циклон 3» базируется на кос модроме Плесецк и отличается высокой степе нью автоматизации технологических операций предстартовой подготовки и пуска РН.

Основные характеристики космического ракетного комплекса с РН «Циклон43»

Стартовая масса РН без КА, т . . . . . . . . . 186 Масса полезного груза, выводимого на круговую орбиту высотой 200 км

и наклонением 73,5 , кг . . . . . . . . . . . . . 3600

Масса конструкции РН (без головного обтекателя), т:

I ступень. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6,27 II ступень . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3,46 III ступень . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1,36 Масса головного обтекателя, т . . . . . . . . 0,85

Тяга двигателей I ступени (в т.ч. тяга рулевых двигателей), кН (тс):

на Земле . . . . . . . . . . . . . . 2652,29 (285,47) в пустоте . . . . . . . . . . . . . . 2974,10 (328,17)

Тяга двигателей II ступени

в пустоте, кН (в т.ч. тяга рулевых двигателей). . . . . . . . . . . . . . . . 991,03 (54,04) Тяга двигателей III ступени, кН. . . . . . . 78,09 Максимальная продольная квазистатическая перегрузка

на участке выведения . . 9 (для mКА 2350 кг) Точность выведения на круговую орбиту Нкр 1500 км:

по высоте, км. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . /20 по наклонению, угл. мин. . . . . . . . . . . /5,0 по периоду обращения, с . . . . . . . . . . . /10

Полетная надежность по результатам 121 пуска . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,975 Метеоусловия при подготовке РН на пусковой установке и пуске:

скорость ветра, м/с . . . . . . . . . . . . . . до 20 температура воздуха, С . . . . . от 40 до 50 видимость (дождь, снег, град, туман в любое время

года и суток), м . . . . . . . . . . . . не менее 40 Время подготовки РН к пуску на стартовом комплексе, ч. . . . . . . . . . . . . до 24 Производительность стартового

комплекса, пусков в год . . . . . . . . . . . . . . 21

РН «Циклон 3» выполнена по моноблоч ной трехступенчатой схеме с последователь ным расположением ступеней. Общий вид РН представлен на рис. 6.2.13, зона размещения полезного груза — на рис. 6.2.14.

На всех ступенях РН установлены ЖРД, работающие на высококипящих самовоспла меняющихся компонента топлива: тетраокси де диазота (окислитель) и несимметричном диметилгидразине .

Двигатели I и II ступеней однократного запуска, МД III ступени допускает двукратный запуск в условиях невесомости.

Все двигатели выполнены по схеме без дожигания генераторного газа.

Создание управляющих усилий по каналам тангажа, рыскания и крена на участках активно го полета I и II ступеней обеспечивается откло

РН «ЦИКЛОН», «ЗЕНИТ», ЗЕНИТ 3 SL»	735

Рис 6.2.13. Конструктивно компоновочная схе ма РН «Циклон 3»:

1 — обтекатель; 2 — КА; 3 — адаптер (простав ка 0500/11К68); 4 — третья ступень; 5 — пере ходник; 6 — приборный отсек второй ступени; 7 — топливный отсек второй ступени; 8 — хво стовой отсек второй ступени; 9 — переходник первой ступени; 10 — бак окислителя первой ступени; 11 — приборный отсек первой ступе ни; 12 — бак горючего первой ступени; 13 —

хвостовой отсек первой ступени

Рис. 6.2.14. Ракета носитель «Циклон 3». Зона размещения полезного груза:

1 — головной обтекатель; 2 — зона размещения полезного груза; 3 — третья ступень; 4 — плос кость стыка обтекателя и РН

нением камер сгорания рулевых двигателей этих ступеней в тангенциальных направлениях. Соз дание управляющих усилий по всем каналам на участках работы МД III ступени реализуется пе репуском генераторного газа через неподвижные сопла. На пассивных участках полета III ступени управляющие усилия создаются двигателями малой тяги жидкостной реактивной системы.

736	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Разделение I и II ступеней осуществляет ся за счет торможения отделяющейся части I ступени с помощью РДТТ и ускорения II сту пени тягой рулевого двигателя этой ступени, запускаемого до разделения ступеней.

Разделение II и III ступеней осуществля ется торможением отделяющейся части II сту пени с помощью РДТТ II ступени.

Наддув баков I и II ступеней осуществля ется горячими продуктами сгорания компо нентов топлива в газогенераторных устройст вах. Для наддува баков III ступени использует ся гелий, находящийся на борту ракеты в ша робаллонах высокого давления.

КА устанавливаются на верхний шпан гоут приборного отсека III ступени с помо щью проставки или без нее и закрываются аэродинамическим обтекателем, сбрасывае мым после прохождения плотных слоев ат мосферы.

Отделение КА при его установке на про ставку осуществляется с помощью пружинных толкателей. При установке КА непосредствен но на приборный отсек III ступени отделение его осуществляется средствами КА.

РН управляется автономной инерциаль ной СУ, не требующей выдачи управляющих команд с наземного пункта.

СУ предназначена для проведения предстартовых проверок, подготовки и пуска РН, управления полетом и выведения КА на заданную орбиту с высокой точностью.

СУ РН состоит из двух автономных систем:

управления I и II ступеней; управления III ступени.

СУ I и II ступеней обеспечивает пред стартовую подготовку, старт и управление дви жением РН на начальном участке выведения до момента отделения III ступени.

СУ III ступени обеспечивает управле ние движением ступени от момента отделе ния ее от II ступени до момента отделе ния КА.

Каждая система имеет собственные командные и счетно решающие приборы, пре образующие устройства, исполнительные ор ганы, а также источники питания

Аппаратура СУ III ступени имеет мини мальное число функциональны связей с ап паратурой первых двух ступеней Связь между командными гироскопическими приборами осуществляется с помощью системы согласо вания осей. Необходимая временная увязка

работы	обеспечивается путем обмена
командами	сигналами.
	измерений предназначена для

получения информации с борта РН о функ ционировании ее систем и агрегатов в процес се предстартовой подготовки, пуска и полета, а также для определения кинематических па раметров движения центра масс РН. При этом контролируются параметры СУ, конструкции, параметры ДУ и систем их питания. Определе ние кинематических параметров движения центра масс РН производится путем обработ ки информации СУ, полученной по телемет рическим каналам связи, а также путем обра ботки информации системы внешнетраектор ных измерений.

Регистрация измерительной информа ции на активном участке при работе ДУ I и II ступеней и при первом включении двига теля III ступени производится наземными регистрирующими системами измеритель ных пунктов.

Вмомент второго запуска ДУ III ступени

иотделения КА РН находится вне зоны види мости наземных измерительных средств, распо ложенных на территории СНГ, поэтому теле метрическая информация, характеризующая работу систем РН и процесса отделения КА, за писывается запоминающим устройством систе мы измерений с последующим ее воспроизве дением в зоне видимости измерительных пунк тов.

Стартовый комплекс РН «Циклон 3» представляет собой совокупность объектов, включающих строительные здания, сооруже ния, системы, агрегаты технологического обо рудования и технические системы, обеспечи вающие подготовку и проведение пусков. В со став объектов стартового комплекса входят тех ническая позиция ракеты и стартовая позиция.

Кроме того, для обеспечения пусков используется заправочно нейтрализацион ная станция для заправки III ступени ракеты

итехническая позиция КА, являющиеся об щими объектами для космодрома. Процесс подготовки носителя к пуску осуществляется в автоматическом режиме с помощью авто матизированного управления подготовкой и пуском носителя.

Скосмодрома Плесецк РН «Циклон 3»

(рис. 6.2.15) обеспечивает выведение КА на орбиты с наклонением 73,5 и 82,5 .

Энергетические возможности РН при вы ведении КА на орбиты с наклонением 73,5

РН «ЦИКЛОН», «ЗЕНИТ», ЗЕНИТ 3 SL»			737

	приведены на рис. 6.2.16, с наклонением
	82,5 — рис. 6.2.17.
	РН «Циклон 2» выполнена по мо
	ноблочной двухступенчатой схеме с по
	следовательным расположением		ступе
	ней (рис. 6.2.18).
	КА устанавливается на приборный от
	сек II ступени с помощью специальной про
	ставки остающейся на РН при отделении КА.
	Отделение КА обеспечивается путем подрыва
	пироболтов	и торможения отделяющейся
	части II ступени с помощью РДТТ.
	КА, выводившиеся РН «Циклон 2»,
	оснащались собственными головными об
	текателями и ДУ для выхода на целевую
	орбиту (рис. 6.2.19).
	СУ, размещенная в приборном отсеке
	II ступени, автономная, инерциальная, не
	требует выдачи управляющих команд с на
	земного пункта.
		установлена система измере
	ний, обеспечивающая получение инфор
	мации	РН о функционировании ее
	систем и агрегатов в процессе предстарто
	вой подготовки, пуска и полета, а также
	определение параметров движения центра
	масс РН.
	Основные характеристики КРК
		с РН «Циклон42»
	Стартовая масса РН без КА, т . . . . . 178,9
Рис. 6.2.15. Старт РН «Циклон 3»	Масса полезного груза, выводимого
	на круговую орбиту высотой 200 км
	и наклонением 65 , кг. . . . . . . . . . . . 2840

Рис. 6.2.16. Энергетические возможности РН «Циклон 3» при выведении КА на орбиты с наклонением 73,5

738	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.2.17. Энергетические возможности РН «Циклон 3» при выведении КА на орбиты с наклонением 82,5

Масса конструкции РН (без головного обтекателя), т:

I ступень. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6,29 II ступень . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3,30 Масса ГО, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,62

Полетная надежность по результатам 105 пусков . . . . . . . более 0,99

Точность выведения на круговую орбиту высотой 200 км:

по высоте орбиты, км. . . . . . . . . . . . . . /10 по наклонению, угл. мин . . . . . . . . . . . . /3 по периоду обращения, с . . . . . . . . . . . . /5

Время подготовки к пуску на стартовом комплексе, ч . . . . . . . . . . До 24

Остальные характеристики I и II ступе ней РН, а также ряд характеристик КРК «Ци клон 2» в основном соответствуют аналогич

ным характеристикам РН и	«Циклон 3».
С космодрома Байконур	«Циклон 2»

обеспечивает выведение КА на орбиты с на клонением 65 .

При выведении КА увеличенной массы (более 3500 кг) обеспечиваются, как правило, переходные незамкнутые орбиты. Приращение скорости, необходимой для выхода на требуе мую орбиту, обеспечивается ДУ КА.

Рис. 6.2.18. Ракета носитель «Циклон 2» на старте (космодром Байконур)

РН «ЦИКЛОН», «ЗЕНИТ», ЗЕНИТ 3 SL»	739

Рис. 6.2.19. Конструктивно компоновочная схе ма РН «Циклон 2»:

1 — обтекатель; 2 — приборный отсек II ступе ни; 3 — топливный отсек II ступени; 4 — хво стовой отсек II ступени; 5 — переходной отсек; 6 — бак окислителя I ступени; 7 — приборный отсек I ступени; 8 — бак горючего I ступени;

9 — хвостовой отсек I ступени

Энергетические возможности РН при вы

ведении	круговые и эллиптические ор
биты	на рис. 6.2.20 и 6.2.21.

РН «Зенит,2»

КРК «Зенит» базируется на космодроме Байконур и отличается полной автоматизаци ей технологических процессов предстартовой подготовки и пуска РН, при этом работы на стартовом комплексе производятся без досту па обслуживающего персонала, что обеспечи вает минимальное время подготовки РН к пус ку и высокий темп пусков. Обслуживающий персонал размещен в защищенном пункте управления, оборудованном наземной аппара турой СУ, средствами контроля за воздушной средой и пожароопасной обстановкой во всех сооружениях стартового комплекса, средства ми телевизионного наблюдения за пусковой установкой и РН, включая ее старт и полет до удаления на расстояние не менее 1000 м от точки старта.

РН «Зенит 2» выполнена по моноблоч ной двухступенчатой схеме с последователь ным расположением ступеней. Конструктив но компоновочная схема РН «Зенит 2» пред ставлена на рис. 6.2.22, чертеж зоны полезного груза — на рис. 6.2.23.

Максимальный диаметр корпуса РН и длина транспортируемых ракетных блоков вы браны из условия обеспечения транспортиров ки ракетных блоков железнодорожным транс портом в составе грузовых поездов с заво да изготовителя на космодром без остановки встречного движения.

РН «Зенит 2» использует экологически чистые компоненты топлива: жидкий кислород (окислитель) и углеводородное горючее РГ 1.

В качестве двигателя I ступени применя ется самый мощный в мире четырехкамерный РД 171, работающий по схеме с дожига окислительного генераторного газа в ка сгорания. Создание управляющих уси лий по всем каналам управления обеспечива

ется качанием камер сгорания в тангенциаль ных направлениях.

ДУ II ступени состоит из однокамерного маршевого РД 120 и четырехкамерного руле вого РД 8, работающих по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа в камерах сгорания. Создание управляющих усилий по всем каналам управления обеспечивается ка чанием камер сгорания рулевого двигателя в тангенциальных направлениях.

740	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.2.20. Энергетические возможности РН «Циклон 2» при выведении на круговые орбиты і 65

Рис. 6.2.21. Энергетические возможности РН «Циклон 2» при выведении на эллиптические орбиты i 65

Для максимальной выработки компонен	ростабилизатора и бортовой цифровой вычис
тов топлива, улучшения условий разделения	лительной машины.
ступеней и отделения КА, повышения точно	Пневмогидравлические системы подачи
сти выведения КА на орбиту на обеих ступе	компонентов топлива в двигатели на обеих
нях РН предусматриваются режимы тяги ко	ступенях РН — газобаллонного типа. В качест
нечной ступени, обеспечиваемые на I ступени	ве рабочего тела наддува применяется гелий,
работой двигателя на режиме около 50 % тяги	размещаемый в шаробаллонах высокого давле
в течение 12,5 с, а на II ступени — автоном	ния, установленных в баках окислителя.
ной работой рулевого двигателя в течение не	РН оснащена системой измерений, обес
менее 65 с.	печивающей получение информации с борта
Рулевой двигатель РД 8 имеет большой	РН о функционировании ее систем и агрегатов
ресурс непрерывной работы в полете — до	в процессе предстартовой подготовки, пуска и
1100 с. Вариация продолжительности совмест	полета, а также определение кинематических
ной работы маршевого и рулевого двигателей	параметров движения центра масс РН и про
и продолжительности автономной работы	цесса отделения КА.
только рулевого двигателя в зависимости от	Разделение ступеней — «теплое»,
высоты орбиты выведения обеспечивает суще	печивается за счет создания ускорения II
ственное повышение энергетических возмож	ступени работой рулевого двигателя
ностей РН на средние круговые орбиты (до	можения отделяющейся части I ступени с
высоты 1500…1700 км).	помощью РДТТ, установленных на ее хво
СУ — автономная, инерциальная, по	стовом отсеке, и струями рулевого двигателя
строена на базе высокоточного трехосного ги	II ступени.

РН «ЦИКЛОН», «ЗЕНИТ», ЗЕНИТ 3 SL»	741

Рис. 6.2.22. Конструктивно компоновочная схе ма РН «Зенит 2»:

1 — обтекатель; 2 — КА; 3 — приборный отсек РН; 4 — бак «О» II ступени; 5 — бак «Г» II сту пени ; 6 — хвостовой отсек II ступени; 7 — меж ступенная рама; 8 — бак «О» I ступени; 9 — бак «Г» I ступени; 10 — хвостовой отсек I ступени

Рис. 6.2.23. Зона полезного груза РН «Зенит 2»

КА устанавливаются на верхний шпанго ут приборного отсека II ступени с помощью собственного переходного отсека или без него и закрываются головным аэродинамическим обтекателем, сбрасываемым после прохожде ния плотных слоев атмосферы.

Отделение КА обеспечивается за счет торможения отделяющейся части II ступени с помощью РДТТ, установленных на хвостовом отсеке.

Для пусков РН с космодрома Байконур (рис. 6.2.24) используются базовые направле ния запусков КА, определяемые располагае мыми районами для падения отделяющейся части I ступени и створок головного обтекате ля. В настоящее время используются базовые направления с азимутами пусков 64,2, 35,0 и 194,2 , обеспечивающие получение базовых наклонений орбит выведения соответственно

742	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН
		51,4, 63,9 и 98,8 . Если требуемое наклоне
		ние орбиты КА отличается от базового, на
		участке полета II ступени после сброса
		створок обтекателя	выполняется	боковой
		маневр по рысканию. Зависимость массы
		полезного груза, выводимого РН «Зенит 2»
		на околоземные круговые орбиты, от вы
		соты орбиты представлена на рис. 6.2.25.
		Основные характеристики РН «Зенит 2»
		Стартовая масса РН (без КА), т . . . .		. . 445,3
		Диапазон масс полезных грузов
		(допускаемая), кг . . .	. . . . . . . . 2000…15 700
		Масса конструкции РН, кг . . . . . . .		. 38 770
		в том числе головной обтекатель .		. . . 2470
		Тяга двигателя I ступени (по оси РН), кН
		на Земле. . . . . . . .	. . . . . . . . . .	. . . 7234
		в пустоте . . . . . . .	. . . . . . . . . .	. . . 7883
		Тяга двигателей II ступени в пустоте, кН 913
		Точность выведения на круговую
		орбиту Нкр 200 км:
		по высоте, км . . . .	. . . . . . . . . .	. . . 3,5
		по наклонению, угл. мин . . . . . .		. . . 2,0
		по периоду обращения, с . . . . . .		. . . 2,5
		Максимальная продольная
		квазистатическая перегрузка
	Рис. 6.2.24. Пуск РН «Зенит 2»	на участке выведения	. . . . . . . . не более 4,5
		Метеоусловия при подготовке РН

Рис. 6.2.25. Зависимость массы полезного груза от высоты круговой орбиты

РН «ЦИКЛОН», «ЗЕНИТ», ЗЕНИТ 3 SL»	743

на пусковой установке и пуске:

скорость ветра, м/с . . . . . . . . . . . . . . . до 20 температура воздуха, С. . . . . . . от 40 до 50 относительная влажность воздуха

при температуре 20 С, % . . . . . . . . . . . . . до 98 изменение атмосферного давления, мм рт.ст. . . . . . . . . . . от 720 до 780

видимость, м. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . до 75 туман, дождь, град, снег, пыль, обледенение Время осуществления пуска РКН

(с момента вывоза РКН из МИКа), ч . . . . . . 24

РКН «Зенит,3SL»

РКК «Sea Launch» разработан на основа нии соглашения от 25 ноября 1993 г. между фирмами «Боинг»(США), РКК «Энергия» (Российская Федерация), НПО «Южное» (Ук раина) и «Кварнер» (Норвегия) с целью обес печения выведения в космос полезных нагру зок различного назначения на коммерческой основе.

РКК «Sea Launch» включает в свой со

став:

РКН «Зенит 3SL» (рис. 6.2.26); стартовую платформу (рис. 6.2.27); сборочно командное судно (рис. 6.2.28). Базовый порт для СП и СКС распо

ложен в порту Лонг Бич в южной Кали форнии.

Первый демонстрационный пуск РКН «Зенит 3SL» с морской стартовой плат формы из района экватора в Тихом океане был произведен 28 марта 1999 г. К 1 марта 2006 г. было выполнено 19 коммерческих пусков РКН «Зенит 3SL» и выведено на заданные орбиты (переходные к геостацио нарной) 18 КА различного назначения, из готовленных известными американскими компаниями Hughes, Boeing Satellite Sys tems, Space Systems/Loral, Lockheed Martin Commercial Space Systems и западноевро пейской компанией Astrium.

Осуществление пусков РН из эквато риальной зоны Мирового океана с давних пор привлекало умы инженеров многих стран, так как это позволяло наиболее просто решить проблемы районов паде ния отработавших ступеней РКН, безо пасности трасс ее пусков с одновремен ным существенным увеличением энерге тических характеристик РКН при выведе нии спутников на орбиты с низкими на клонениями.

Еще в 1981 г. в Советском Союзе были завершены широкомасштабные исследования возможности создания морского старта на базе КРК «Зенит» с трехступенчатой РН. Исследо вания были выполнены КБ транспортного ма шиностроения (Москва) совместно с ГКБ «Южное»(Днепропетровск) и с привлечением широкой кооперации смежных предприятий и организаций. Проведенные исследования пол ностью подтвердили техническую осуществи мость старта с морской платформы, определи ли технический облик комплекса, типы судов, состав и характеристики корабельного пуско вого оборудования. Однако тогда проект не получил дальнейшего развития из за финансо вых ограничений.

РКК «Sea Launch» был создан на базе экс плуатировавшихся на космодроме Байконур КРК «Зенит» с РКН «Зенит 2» и блока ДМ, ле

тавшего	составе РКН «Протон», а также буро
вой	«Одиссей» фирмы «Кварнер».

Использование в качестве прототипа КРК «Зенит» не вызывало сомнений благода

Рис. 6.2.26. Старт РКН «Зенит 3SL»

744	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.2.27. Подготовка РКН «Зенит 3SL» к пуску со стартовой платформы

ря его уникальным качествам, делающим его незаменимым в условиях старта с морской платформы. Это прежде всего моноблочная схема РКН, горизонтальная технология ее

сборки и транспортировки, малая продолжи тельность, полная автоматизация и абсолют ная безопасность проведения предпусковых операций, использование экологически чис

Рис. 6.2.28. Стартовая платформа и сборочно командное судно в точке старта

РН «ЦИКЛОН», «ЗЕНИТ», ЗЕНИТ 3 SL»	745

тых компонентов топлива. Для обеспечения выведения полезных грузов на высокоэнерге тические орбиты РН «Зенит 2» дооснащалась разгонным блоком разработки РКК «Энергия» (ДМ SL).

При создании РКН «Зенит 3SL» по пер вым двум ступеням пришлось также решить ряд проблем, связанных со спецификой мор ского старта, основные из которых следую щие:

реализация заправки блока ДМ переохла жденным жидким кислородом и сжатыми га зами через II ступень РН;

упрочнение некоторых отсеков I и II ступеней ввиду увеличения нагрузок при пус ке с качающейся морской стартовой плат формы;

применение в составе СУ I и II ступеней БЦВМ нового поколения с повышенной на дежностью и быстродействием;

автономное прицеливание методом гиро компасирования;

разработка новых алгоритмов управления РКН на начальном участке полета, обеспечи вающих как безударный старт РКН с качаю щейся стартовой платформы, так и минималь ное воздействие струй МД I ступени на соору жения и оборудование стартовой плаформы;

в конструкцию был внесен ряд измене ний, направленных на ее совершенствование, повышение надежности и энергетических ха рактеристик по сравнению с базовой РН, раз работанных по результатам ее летной отработ ки и штатных пусков.

Конструктивно компоновочная схема РКН «Зенит 3SL» представлена на рисунке рис. 6.2.29.

Основные характеристики

Стартовая масса РКН (без КА), т . . . . . . . . 467 Диапазон масс полезных грузов, кг. . 1000…6100 Масса конструкции РКН, кг:

в том числе I и II ступеней . . . . . . . . . 36 890 блока ДМ SL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3495 отсека полезного груза . . . . . . . . . . . . . 2323

Диаметр корпуса, мм:

I и II ступеней . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3900 блока ДМ SL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3700 обтекатель полезного груза . . . . . . . . . . 4150

Тяга двигателя I ступени (по оси РКН), кН:

на уровне моря . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7234 в пустоте . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7883 Тяга двигателей II ступени в пустоте, кН . . 991

Тяга маршевого двигателя блока

ДМ SL, кН . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79

Рис. 6.2.29. Конструктивно компоновочная схема РКН «Зенит 3SL»

1 — обтекатель; 2 — КА; 3 — бак «О» РБ ДМ SL; 4 — средний переходник; 5 — бак «Г» РБ ДМ SL; 6 — нижний переходник; 7 — при борный отсек РН; 8 — бак «О» II ступени; 9 — бак «Г» II ступени; 10 — хвостовой отсек II сту пени; 11 — межступенная рама; 12 — бак «О» I ступени; 13 — бак «Г» I ступени; 14 — хвосто

вой отсек I ступени

Точность выведения на ПГСО:

по высоте перигея, км . . . . . . . . . . . . . . /10 по высоте апогея, км . . . . . . . . . . . . . . . /80 по наклонению, . . . . . . . . . . . . . . . . /0,25

746	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Максимальная продольная квазистатическая перегрузка . . . . . не более 4,5 Метеоусловия при подготовке РКН на пусковом столе и пуске:

температура воздуха, С . . . . . . . . . . 19…33 относительная влажность воздуха

при температуре 20 С, % . . . . . . . . . . . . до 98 атмосферное давление, мм. рт. ст. . . . от 730 до 770

средняя скорость ветра (на высоте 10 м от поверхности воды), м/с . . не более 10

высота волны, м . . . . . . . . . . . . не более 2,5 морское течение, м/с . . . . . . . . . . . . до 0,75

Производительность комплекса, пусков в год . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . до 6

Технология работ при эксплуатации ком плекса «Sea Launch» принципиально не отли чается от отработанной при эксплуатации КРК «Зенит» на Байконуре, однако в ней при сутствуют особенности, обусловленные специ

морского старта.

Основные операции, выполняемые с РКН

первые две ступени и блок ДМ SL транс портируются из порта Октябрьск (Украина) в Базовый порт (Лонг Бич, США) на транспорт ном судне «Кондок IV»;

в Базовом порту РКН собирается и про веряется на сборочно командном судне, а за тем перегружается на установщик, размещен ный на стартовой платформе;

стартовая платформа и СКС осуществля ют морской переход в точку старта;

РКН на установщике подается из ангара к пусковому столу, проводится автоматиче ская стыковка электро , пневмокоммуника ций РКН и кабель мачты пускового стола, РКН устанавливается в вертикальное поло жение на пусковом столе, к ней автоматиче ски подстыковываются коммуникации сис тем заправки компонентами топлива и сжа тыми газами стартовой платформы;

проводятся проверки всех систем РКН и КА и за 6 ч до старта обслуживающий пер сонал со стартовой платформы эвакуируется на СКС, которое отходит от СП на расстоя ние 5…7 км;

с СКС по радиоканалу выдается команда на выполнение автоматической пусковой цик лограммы, завершаемой стартом РКН.

Пуски «Зенит 3SL» производятся из района экватора в Тихом океане с коорди натами точки старта 0 с.ш. 154 з.д. Азимут

пуска определяется решаемой задачей выве дения КА на орбиту. Двигатели I и II ступе ней работают непрерывно, циклограмма их работы обеспечивает выполнение требований по максимальной продольной перегрузке, эф фективному использованию рабочих запасов топлива и безопасности разделения ступеней

иотделению блока ДМ SL. С целью сниже ния полетных нагрузок форма траектории выбирается с учетом ограничений по макси мальному скоростному напору и выполнения СУ ограничений по максимальному значе нию произведения скоростного напора на пространственный угол атаки. Головной об текатель полезного груза сбрасывается на участке полета II ступени с учетом выполне ния ограничений по допустимому тепловому воздействию на КА.

Блок ДМ SL с КА выводятся РН на не замкнутую орбиту с высотой апогея не ме нее 180 км. В зависимости от решаемой за дачи блок ДМ SL выполняет одно или два включения маршевого двигателя с участка ми стабилизированного пассивного полета

ивыполнением требований по тепловому режиму КА и его ориентации в пространст ве на момент отделения от блока ДМ SL с одновременным решением задачи выведе ния КА на заданную орбиту с максимальной точностью.

Энергетические возможности РКН «Зе нит 3SL» при выведении КА на переходные к геостационарной орбиты и на круговые око лоземные орбиты представлены на рис. 6.2.30

и6.2.31.

6.2.4. РАКЕТА НОСИТЕЛЬ Н1

РН Н1 в составе РКК Н1 Л3 разрабаты валась, включая летные испытания, в период 1961–1972 гг.. Проект ракеты разрабатывался под личным руководством академика С.П. Ко ролева. Реализация проекта после смерти С.П. Королева с начала 1966 г. осуществлялась под руководством академика В.П. Мишина.

Главной целью создания РН Н1 являлось выведение на околоземную круговую орбиту головного блока массой около 100 т для обес печения экспедиции на Луну.

РН Н1 состояла из трех блоков (А, Б и В) поперечного деления, соединенных между со бой переходными фермами. Силовая схема блоков — каркасная оболочка с подвесными сферическими топливными баками. Все блоки

РН Н1	747

Рис. 6.2.30. Энергетические возможности РКН «Зенит 3SL» при выведении на ПГСO с синхронным апогеем

Рис. 6.2.31. Энергетические возможности РКН «Зенит 3SL» при выведении на круговые орбиты

были конструктивно подобны и использовали		блока I ступени у Земли составляла более
в качестве компонентов топлива жидкий ки		44132 кН (4500 тс).
слород, охлажденный до температуры минус		К основным особенностям проектно кон
190 С, и		структорских решений по РН можно отнести
На блока	устанавливались ЖРД, выпол	следующее:
ненные по	схеме, разработки ОКБ	1. На всех трех блоках управление полетом
276 под руководством Генерального конструк		по каналам «тангаж» и «рыскание» осуществля
тора Н.Д. Кузнецова.		лось путем рассогласования тяги диаметрально
Стартовая масса РН Н1 составляла около		расположенных двигателей при дросселирова
2800 т, суммарная тяга тридцати двигателей		нии их на 25 % от номинального значения тяги.

748	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

По каналу «вращение» управление обеспечива лось газовыми соплами, замененными с третье го летного изделия на блоках I и II ступеней на ЖРД того, с этого же изделия на блоке А устанавливались решетчатые стабилизаторы.

исключения взаимовлияния двига телей друг на друга по линиям питания компо нентами топлива двигатели подключались к то пливным бакам по автономным трубопроводам.

3.Предусматривалось проведение в ходе полета РН контроля нормальной работы двига телей с помощью специальной системы ава рийной защиты (КОРД), задачей которой явля лось своевременное обнаружение аномального функционирования двигателя в целях экстрен ного выключения его и ему противоположного.

4.Для снижения газодинамических на грузок на кормовую часть РН при старте и ди намических нагрузок при резком сбросе тяги в конце работы блоков запуск и выключение двигателей проводилось группами.

5.Для обеспечения устойчивости РН в полете по отношению к продольным колеба ниям в конструкции всех расходных трубопро водов горючего введены демпферы в виде уп ругих гофрированных вставок.

6.Применялось так называемое «горячее» разделение ступеней, когда выключение блока предыдущей ступени проводится после запус ка двигателей последующего блока.

7.Схемное и конструктивное подобие ра кетных блоков, автономное питание двигате лей компонентами топлива и их автономное газоснабжение при комплексной наземной от работке ДУ РН позволило отказаться от строи тельства мощного стенда для огневых испыта ний блока I ступени, ограничившись огневы

ми испытаниями блоков II и III ступеней на имеющейся стендовой базе НИИ химического машиностроения.

Летные испытаний РН Н1 не выявили ка ких либо вопросов или замечаний, которые мог ли бы быть заранее обнаружены при стендовых испытаниях полноразмерного блока I ступени.

Основные характеристики РН Н1

Стартовая масса с головной частью, т . . . . 2 820 Масса полезного груза, выводимая на ОИСЗ (200 км), т . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90

Количество ступеней. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3 Компоненты топлива . . . . . Жидкий кислородкеросин Количество двигателей на блоке I ступени . . . 30

Суммарная тяга двигателей на блоке

I ступени (у Земли), кН . . . . . . . . . . . . . 44 132 Количество двигателей на блоке II ступени . . . 8 Суммарная тяга двигателей на блоке

II ступени, кН. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13 720 Количество двигателей на блоке III ступени . . 4 Суммарная тяга двигателей на блоке

III ступени, кН . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1568 Габаритные размеры:

длина с ГЧ, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105,3 максимальный диаметр блока

I ступени, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16,0

Общий вид	Н1 ЛЗ приведен на
рис. 6.2.32.

На этапе летно конструкторских испыта ний было проведено четыре запуска РН Н1. Все запуски закончились аварийно, из них в трех случаях причиной аварии явился отказ маршевого двигателя блока I ступени.

Краткие характеристики событий приве дены в табл. 6.2.6.

6.2.6. Краткие характеристики событий

Пуск

Результаты

Дата № РН

Авария на 69 й с из за пожара в двигательном отсеке вследствие утечки газооб

21.02.693Л разного кислорода и горячего из двигателя, приведшего к короткому замыканию

вцепях системы КОРД и ложному выключению ДУ

Авария при старте РН из за возгорания и разрушения насоса окислителя одного из

03.07.695Л двигателей, пожара, приведшего к формированию ложной команды на выключе

ние всех двигателей. Падение РН на пусковое устройство, разрушение старта

27.06.716Л Авария на 50 й с полета из за потери управляемости изделия по каналу «вращение»

23.11.72	7Л	Авария на 106 й с полета из за взрыва насоса окислителя одного из двигате
		лей, приведшей к разрушению всех двигателей («эффект домино»)

РН Н1	749

Рис. 6.2.32. Общий вид РКН Н1 ЛЗ

Основными причинами аварий являлись:

–недостаточная отработанность марше вого двигателя: пожар в двигательном отсеке РН № 3Л вызван обрывом измерительных трубок к датчикам замера давлений окислите ля и горючего в газогенераторном тракте, что стало следствием недостаточной устойчивости процесса горения в газогенераторе в средне частотном спектре;

–взрыв насоса окислителя одного из двигателей РН № 7Л наиболее вероятно явился следствием недостаточной эффектив

ности автомата разгрузки насоса осевых сил, приведшей к выходу из строя упорного подшипника ротора ТНА.

К принципиальным причинам, объяс няющим недостаточную надежность ДУ РН Н1 при перечисленных запусках, следует от нести:

–практическое отсутствие запаса работо способности двигателя по ресурсу работы, не обеспеченного при отработке;

–несовершенство методологии проведе ния огневых контрольных испытаний двигате ля в ходе товарных поставок — огневым испы таниям подвергался только один двигатель из пяти изготовленных, что не позволяло обнару

жить дефекты в остальных двигателях, постав ляемых на сборку РН;

–отсутствие защитных фильтров на вхо де в насосы: возгорание и разрушение насоса окислителя одного из двигателей при старте РН № 5Л, наиболее вероятно, вызвано попа данием в насос постороннего предмета из рас ходного трубопровода;

–недостаточная эффективность и отра ботанность алгоритмов и состава контрольных каналов системы аварийной защиты двигате лей, а также недостаточная защищенность ее аппаратуры от ложного срабатывания;

–недостаточная пожарозащищенность электроцепей СУ и КОРД, отсутствие борто вых противопожарных средств.

Все перечисленные основные недостатки были устранены путем внедрения к пуску пя той летной РН (Н1 № 8Л) комплекса меро приятий, включая глубокую модернизацию маршевых двигателей, обеспечившей значи тельное увеличение запасов их работоспособ ности (подтвержден трехкратный запас по ре сурсу работы по сравнению с потребным в по лете) и повышение эффективности контроль ных испытаний (каждый поставляемый на сборку ракеты двигатель проходил огневое

750	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

приемосдаточное испытание без последующей разборки). Высокая надежность модернизиро ванных двигателей была продемонстрирована успешными стендовыми испытаниями сум марной длительностью более часа без съема со стенда и профилактических работ. Однако пуск РН Н1 № 8Л не состоялся из за принято го Правительством СССР решения о закрытии программы Н1 Л3.

6.2.5. РН НА БАЗЕ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ

РН «Космос,2»–«Космос,3М»

Для выведения различных КА массой до 1500 кг на круговые и эллиптические орбиты высотой от 250 до 1700 км постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 30 октяб ря 1961 г. было принято решение о создании универсальной РН и стартового комплекса.

Во исполнение этого решения в 1961 г. в ОКБ 586 был разработан эскизный проект, предусматривающий создание на базе одно ступенчатой баллистической ракеты средней дальности Р 14 РН «Космос 2» (11К65).

Одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности Р 14 явилась логическим развитием ракеты Р 12. Она была принята на вооружение в 1961 г. Поскольку к концу 1950 х гг. в СССР было развернуто промышленное производство НДМГ, в новой ракете было ис пользовано данное перспективное горючее са мовоспламеняющееся с азотно кислотным окислителем. Это существенно упростило кон струкцию ее двигателей и позволило избавить ся сразу от двух весьма опасных компонентов ракетного топлива горючего ТГ 02 и перекиси водорода, которые использовались в Р 12.

Баллистическая ракета Р 14 получилась весьма удачной. Она закончила свое существова ние лишь по Договору о сокращении ракет сред ней и малой дальности в 1987 г. Поэтому вполне логичен был выбор ее в качестве основы для соз дания РН легкого класса, существенно превосхо дящей по возможностям РН «Космос 1».

Ввиду большой загрузки КБ «Южное» боевой тематикой выпуск рабочей документа ции для РН 11К65 был возложен ОКБ 10 (ныне Научно производственное объединение

прикладной механики им. акад.	Решетне
ва, расположенное в Красноярске).
Для удовлетворения требований заказчи
ка (МО) в ОКБ 10 было принято	решение

принять двухимпульсную схему, предусматри вающую выведение ИСЗ в два этапа: первое включение двигателя формирует траекторию в апогее, вторым включением ИСЗ переводится на круговую орбиту. Эта схема выведения по зволила существенно повысить эффективность использования энергетических возможностей носителя.

Реализация этой схемы была связана с необходимостью решения сложных техниче ских проблем, и в первую очередь с созданием двигателя, способного обеспечить двукратное включение и стабилизацию ракеты в процессе полета между этими включениями.

Проблема была решена разработкой ОКБ 2 (ныне это КБ химического машино

строения) трехрежимного	двигателя
С5.23 и созданием в ОКБ 10	малой

тяги (СМТ), обеспечивающей стабилизиро ванный полет между двумя включениями мар шевого двигателя (С5.23). Топливо для работы в режиме стабилизированного полета и второ го включения двигателя располагалось в двух специальных баках, расположенных на внеш ней поверхности основного бака II ступени.

Общий вид РН изображен на рис. 6.2.33. Она состоит из двух ступеней и головного обте кателя. Ступени соединены по схеме тандем. Длина ракеты 32,4 м, диаметр цилиндрической части корпуса 2,4 м. Стартовая масса РН до 109 т.

На обеих ступенях РН установлены ЖРД, работающие на самовоспламеняющихся ком понентах ракетного топлива — окислителе АК 27И, горючем НДМГ. Управление полетом на I ступени осуществляется с помощью газовых рулей, на II — с помощью поворотных руле вых сопел.

Сброс головного обтекателя производит ся на участке полета II ступени на высоте по рядка 75 км при скоростном напоре 14 кг/м2.

I ступень ракеты включает в себя пере ходный отсек, бак окислителя, приборный (межбаковый) отсек, бак горючего и хвостовой отсек с двигателем РД 216М. Наддув бака го рючего осуществляется сжатым азотом, а бака окислителя — сжатым воздухом. Эти газы хра нятся в баллонах высокого давления, располо женных в хвостовом (азот) и межбаковом (воз дух) отсеках. На II ступени РН установлена двигательная установка, разработанная в КБ химического машиностроения под руковод ством главного конструктора А.М. Исаева. В эту установку входят маршевый двигатель без дожигания с насосной системой подачи

	РН НА БАЗЕ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БР		751

Рис. 6.2.33. РН «Космос 3М»:
1 — головной обтекатель; 2 — КА; 3 — рама
КА; 4 — приборный отсек; 5 — баки СМТ; 6 —
бак окислителя II ступени АК27; 7 — бак горю
чего II ступени НДМГ; 8 — рулевые сопла ДУ
II ступени; 9 — камера ЖРД С5.23(11Д49);
10 — бак окислителя I ступени АК 27И; 11 —
межбаковый отсек I ступени с приборами СУ;
12 — туннельный трубопровод; 13 — бак горю
чего I ступени НДМГ; 14 — хвостовой отсек;
15 — камера двигателя РД 216М; 16 — стабили
заторы; 17 — газовые рули
топлива и четырехсопловой рулевой двигатель
с вытеснительной подачей компонентов в спе
циальный газогенератор СМТ. Характерными
особенностями двигательной установки также
являются возможность повторного включения
маршевого ЖРД в условиях невесомости и на
личие трех режимов тяги — основного, проме
жуточного и режима малой тяги. Тяга ЖРД на
основном режиме создается камерой маршево
го двигателя и его четырьмя рулевыми газовы
ми соплами, через которые осуществляется
выброс отработанного на турбине ТНА генера
торного газа. Она составляет 157,5 кН (при
удельном импульсе тяги 2972 Н с/кг). Режим
промежуточной тяги используется при запуске
и выключении ЖРД. Малая тяга (100 Н) соз
дается на пассивном участке траектории выве
дения четырьмя дополнительными значитель
но меньшими соплами системы малой тяги,
через которые истекает газ из газогенератора
СМТ. Сопла объединены с основными руле
выми соплами в единые поворотные блоки.
Продолжительность работы двигателя
при первом включении 380…490 с, а при по
вторном — до 15 с. На режиме малой тяги дви
гатель может работать до 3800 с.
В августе 1964 г. две РН 11К65 были дос
тавлены на Байконур. 18 августа 1964 г. состо
ялся пуск. На орбиту были выведены три спут
ника «Космос 38, 39, 40».
РН 11К65 (впоследствии «Космос 2») были
осуществлены еще три запуска, один из которых
был аварийным, а два других 21 февраля 1965 г.
и 15 марта 1965 г.	на эллиптические ор
биты «Космос 54,	61, 62, 63».	16 июля 1965 г. был осуществлен первый
На втором	1965–1967 гг. ОКБ 10	запуск модернизированной РН,	названной
проведена модернизация РН в целях повыше		«Космос 3М» (11К65М) с полигона Байконур,
ния ее энергетических характеристик и улуч		выведшей на круговую орбиту 550 км спутни
шения тактики	технических данных. В КБ	ки «Космос 71, 72, 73, 74, 75». Впервые в
«Электроприбор» (г. Харьков) создана новая		истории космонавтики одной ракетой были
система управления.		выведены пять спутников.

752	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

3 сентября 1965 г. ТАСС сообщило о выве дении новых пяти спутников «Космос 80, 81,82, 83, 84» на круговую орбиту высотой 1500 км, а 18 сентября 1965 г. «Космосов 86–90».

Так началась успешная работа РН 11К65М, выведшей на сегодняшний день на различные орбиты около 1000 ИСЗ различных назначе ний, успешно работавших и работающих в ин тересах народного хозяйства и обороны страны.

Вариант 11К65М впервые стартовал из Плесецка в мае 1967 г., а старт в январе 1973 г. стал первым запуском из Капустина Яра.

Судьба 11К65М сложилась так: первые 14 носителей были изготовлены на механическом заводе ОКБ 10 (г. Железноводск) с участием Красмашзавода. Дальше их изготовление было передано в 1966 г. полностью на Красмашза вод (г. Красноярск), а с 1970 г. — на ПО «По лет» (г. Омск).

РН «Стрела»

НПО машиностроения, возглавляющее кооперацию предприятий, участвовавших в создании комплекса МБР РС 18, в соответст вии с распоряжением правительства РФ от 05.01.1999 г. № 12 Р разработан вариант пере оборудования ракеты РС 18 в космическую РН «Стрела» (рис. 6.2.34).

Основной концепцией, реализованной в проекте КРК «Стрела», является сохранение максимальной преемственности по отношению к базовому ракетному комплексу МБР РС 18. Сохранен вариант стартового комплекса с шахтной пусковой установкой МБР РС 18. Не претерпели изменений I и II ступени, транс портно пусковой контейнер, компоненты топ лива — несимметричный диметилгидразин и азотный тетраоксид. Найденные технические решения позволили использовать в качестве разгонного блока космической головной части РН «Стрела» агрегатно приборный блок МБР PC 18 со штатной СУ ракетой (при этом назем ный сегмент СУ и прицеливания также сохра няются практически без изменений).

Единственным новым элементом РН «Стрела» по отношению к МБР PC 18 является отсек измерительной аппаратуры, входящий в состав КГЧ, имеющий диаметр 2400 мм и высоту 800 мм и используемый для размещения в нем аппаратуры телеметрических и внешне траектор ных измерений, аварийного выключения двига телей ускорителей I и II ступеней, дополнитель ной системы стабилизации на участке пассивно го полета и бортовых источников питания.

Рис. 6.2.34. РН «Рокот», «Стрела»:

1 — головной обтекатель; 2 — полезный груз;

3 — РБ «Бриз КМ»; 4 — НДМГ; 5 — N2O4; 6 — двигатель 14Д30; 7 — рулевые двигатели; 8 —

переходный отсек; 9 — окислитель N2O4; 10 — горючее НДМГ; 11 — двигатели РД 0236; 12 — двигатель РД 0235; 13 — бак окислителя N2O4; 14 — бак горючего НДМГ; 15 — двигатели:

3 РД 0233; РД 0234

РН НА БАЗЕ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БР	753

КГЧ, включающая отсек измерительной аппаратуры и проставку для крепления КА, может оснащаться обтекателями двух ти пов — штатным обтекателем ракеты PC 18 (вариант КГЧ 1) и обтекателем увеличенных размеров, отработанным при проведении экс периментальных пусков ракеты PC 18 (вари ант КГЧ 2).

Реализация такого варианта переоборудо вания МБР в РН «Стрела» позволила обеспе чить высокие показатели надежности базовой ракеты (142 успешных пусков МБР из 145 про изведенных).

Основным местом пуска РН «Стрела» был определен космодром Свободный. Однако в связи с решением о закрытии этого космодро ма пуски РН «Стрела» производятся с космо дрома Байконур с использованием имеющейся наземной инфраструктуры МБР РС 18. Пер вый демонстрационный пуск РН «Стрела» был успешно проведен в 2003 г.

Масса полезного груза, выводимого РН «Стрела» на низкую орбиту, составляет 1600 кг.

	РН «Днепр»
Основой РН «Днепр» является мощная
межконтинентальная баллистическая ракета
PC 20, головной разработчик ГКБ «Южное».
В соответствии с Постановлением прави
тельства РФ от 04.10.1998 г. № 1156 эксплуата
ция РН «Днепр» ведется Международной кос
мической компанией «Космотрас», в которую
входят ГКБ «Южное», Южный машинострои
тельный завод, ЦНИИмаш, КБ СМ, НПП
«Хартрон–Аркос» и другие российские и укра
инские предприятия.
Ракета обладает высокими энергетиче
скими возможностями, точностью выведения
и надежностью в полете. Ее общая длина —
34,3 м, диаметр 3,0 м, стартовая масса 211 т.
На ракете применяются высококипящие ком
поненты топлива — азотный тетроксид и не
симметричный диметилгидразин. Масса по
лезного груза, выводимого на низкую орбиту,
до 4000 кг. Полетная надежность 0,97.
В состав РН «Днепр» входят I, II и раз		Рис. 6.2.35. РН «ДНЕПР»:
гонная ступени, переходники I и II ступеней,		1 — аэродинамический головной обтекатель с
головной аэродинамический обтекатель с пе		переходником; 2 — КА; 3 — отсек СУ; 4 — топ
реходником	составные части РН, за ис	ливный бак разгонной ступени; 5 — переход
ключением	ходника обтекателя, являются	ный отсек; 6 — бак окислителя; 7 — бак горю
штатными	PC 20 и используются без	чего; 8 — маршевый двигатель РД 0229; 9 — ру
доработок	.2.35). КА устанавливается на	левые двигатели РД 0230; 10 — бак окислителя
корпус разгонной ступени при помощи вновь		N2O4; 11 — бак горючего НДМГ; 12 — марше
изготовленной проставки.		вые двигатели: 4 РД 264

754	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

ДУ всех ступеней ракеты используются без доработок. На I ступени — четыре однока мерных качающихся двигателя РД 264, выпол ненных по замкнутой схеме (разработчик НПО Энергомаш), на II — маршевый однока мерный двигатель РД 0229 и четырехкамер ный рулевой РД 0230 (разработчик КБХА). На разгонной ступени — четырехкамерный двига тель 15Д177 (разработчик ГКБ «Южное»).

СУ — инерциальная высокоточная на ба зе БЦВМ, доработанная в части программ но математического обеспечения, электриче ской связи КА с наземной проверочно пуско вой аппаратурой и ввода служебных команд в КА в процессе предстартовой подготовки и полета.

Старт РН «минометный» из транспорт но пускового контейнера. ДУ первой ступени носителя запускается после выхода носителя из транспортно пускового контейнера.

Время нахождения носителя в готовности к пуску не ограничено и определяется возмож ностями КА, установленного на носителе.

При переносе пуска проведение дополни тельных работ по носителю не требуется.

Первый пуск РН «Днепр» осуществлен в апреле 1999 г. с космодрома Байконур. На ор

Рис. 6.2.36. Старт РН «Днепр»

биту был выведен английский научно экспери ментальный спутник. В настоящее время экс плуатация ракеты продолжается по 1–2 пуска в год с космодрома Байконур и пусковой базы Ясный (Оренбургской обл.) (рис. 6.2.36). Ведут ся работы по увеличению энергетических воз можностей ракеты.

РН семейства «Старт»

РН «Стapт 1» и «Старт» включают соот ветственно четыре и пять расположенных сту пеней с твердотопливными ДУ, а также после довательно доводочную ДУ. ДУ трех нижних разгонных ступеней РН («Старт 1») представ ляют собой ДУ соответствующих ступеней МБР «Тополь». РН «Старт» отличается введе нием дополнительной ДУ между ДУ I и II сту пеней РН «Стapт 1» (рис. 6.2.37).

В ДУ используется взрывобезопасное сме севое твердое топливо с высоким удельным им пульсом.

Корпуса ДУ выполнены из высокопроч ных композиционных материалов.

На ДУ I ступени, работающей на атмо сферном участке полета, установлены раскры ваемые при старте решетчатые стабилизаторы и аэродинамические рули.

На II и III ступенях РН «Старт 1» в каче стве opгaнов управления применены устройст ва вдува газа в закритическую часть сопла, а на последней ступени и на II ступени РН «Старт» — поворотные управляющие сопла.

Компенсацию ошибок кинематических параметров, накопленных на момент заверше ния работы разгонных ДУ, осуществляет твер дотопливная дополнительная ДУ. Поток про дуктов сгорания истекает в сторону, противо положную КА, что исключает загрязнение его поверхности.

Высокая точность выведения КА обеспе чивается применением СУ РН на базе борто вого цифрового вычислительного комплекса и прецизионных приборов.

Отделение КА и сброс обтекателя осуще ствляется пружинными толкателями.

В целях защиты от неблагоприятных воз действий и механических повреждений РН из семейства «Старт», начиная с вывоза с заво да производителя и до пуска, находятся внут ри выполненных из композиционных мате риалов транспортно пусковых контейнерах.

При проведении предстартовых операций РН находится в горизонтальном положении. Подъем транспортно пусковых контейнеров с

РН НА БАЗЕ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БР	755

РН в вертикальное положение осуществляется непосредственно перед стартом.

Ракета выбрасывается из транспорт но пусковых контейнеров давлением продук тов сгорания специального стартового порохо

Рис. 6.2.37. РН «Старт», «Старт 1»:

1 — головной обтекатель; 2 — СУ; 3 — аг регатный отсек с доводочной ДУ; 4 — платформа; 5, 7, 9, 12, 14 — соединитель ный отсек 5, 4, 3, 2, 1 соответственно; 6, 8, 10, 13, 15 — ДУ ступени V, IV, III, II, I со ответственно; 11 — бортовая кабельная сеть; 16 — хвостовой отсек с решетчатыми аэродинамическими рулями, стабилизато

рами и газовыми рулями

вого аккумулятора давления. Запуск ДУ I сту пени производится после полного выхода РН из транспортно пусковых контейнеров.

РН семейства «Старт» предназначены для пусков с российских космодромов Плесецк и

756	Глава 6.2. ОДНОРАЗОВЫЕ РН

Свободный с обеспечением широкого диапа зона наклонений отбит.

Первый пуск РН «Старт 1» состоялся в 1993 г. с космодрома Плесецк, последние пус ки проводились с космодрома Свободный. Первый пуск РН «Старт « в 1995 г. был ава рийный.

Основные характеристики РН семейства «Старт»

Тип РН . . . . . . . . . . . . . .	«Старт 1» «Старт»
Количество ракетных
ступеней. . . . . . . . . . . . . .	. . . 4	5
Стартовая масса, кг . . . . . .	. 47 000	60 000
Масса ПГ, кг
(на круговые полярные орби
ты с Н 200 — 1000 км) . . . . .	64…210	490…1000
Тип маршевых двигателей
на всех маршевых ступенях .	. РДТТ	РДТТ
Габаритные размеры:
длина, мм . . . . . . . . . . . . .	22 700	29 000
диаметр, мм . . . . . . . . . . .	. 1800	1800

РН на базе БРПЛ

Конструкторское бюро машиностроения

(КБМ), преобразованное в 1993 г. в Государст венный ракетный центр «КБ им. акад. В.П. Макеева» (ГРЦ «KБ им. Макеева»), явля ется практически единственным в нашей стра не разработчиком одного из важнейших со ставляющих элементов стратегической триа ды — баллистических ракет для подводных ло док (БРПЛ).

Расположен ГРЦ в г. Миассе Челябин ской области. Но родился он не в Миассе, а неподалеку — в г. Златоусте, где в 1947 г. было сформировано СКБ № 385, предназначенное для разработки баллистических ракет дальнего действия.

Возрастающие масштабы деятельности потребовали расширения СКБ. С этой целью в 1959 г. оно перебазируется в Миасс.

Произошедшие в нашей стране большие перемены поставили перед уральскими конст рукторами ряд новых трудных задач, среди ко торых одна из важнейших — конверсия.

Первый шаг на этом пути был сделан в направлении использования в мирных целях уже существующих боевых ракет при их мини мальных доработках. Одной из них, в частно сти, явилась модифицированная ракета PCМ 25, получившая название «Зыбь». С ис пользованием этой ракеты в кооперации с ВМФ в 1991 и 1993 гг. было выполнено три

экспериментальных пуска для отработки ряда перспективных технологий, связанных с ис пользованием условий микрогравитации, воз никающих в суборбитальном полете. Ракета «Зыбь» былa оснащена спасаемым ЛА, обеспе чивающим его «мягкое» приземление вместе с научной аппаратурой. В дальнейшем для ис пользования в составе модифицированной раке ты РСМ 50 (SS — N 18), получившей название «Волна», был разработан более совершенный спасательный аппарат «Волан». В 1995 г. был проведен успешный запуск по суборбитaльной траектории РН с научной аппаратурой Бремен ского университета.

ГРЦ разработаны варианты ции РН семейства «Штиль» на базе гии и элементов ракеты РСМ 54,

ченных для запуска низкоорбитальных малога баритных КА. На первом этапе разработки по лезная нагрузка размещается в штатном отсе ке. РН в этом варианте имеет индекс «Штиль 1». РКК с РН «Штиль 1» обеспечива ет выведение полезных нагрузок массой до 100 кг. Пуски ракет осуществляются из шахт подводной лодки типа «Дельфин».

На втором этапе доработок БРПЛ РСМ 54 (индекс РН — «Штиль 2») производится в

части создания увеличенного	полез
ной нагрузки (отсек представляет	новые
аэродинамический обтекатель и	ходник) и

установки (при необходимости) дополнитель ной разгонной ступени. РН «Штиль 2» может обеспечить выведение полезного груза массой до 350 кг (рис. 6.2.38).

Многочисленные пуски БРПЛ РСМ–54 с наземного стенда и из подводных лодок, а так же многолетний опыт эксплуатации этих ком плексов определяют высокую надежность и безопасность ракет «Штиль». В июле 1998 г. произведен первый коммерческий пуск этой РН с подводной лодки типа «Дельфин» из ак ватории Баренцева моря с немецким науч но исследовательским спутником «Турсат Н» на борту.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.Аппазов Р.Ф., Лавров С.С., Мишин В.П.

Баллистика управляемых ракет дальнего дейст вия. М.: Наука, 1966. 308 с.

2.Александров В.А., Владимиров В.В. и др.

Ракеты носители. М.: Воениздат, 1981. 311 с.

3.Буров М.Л., Заберов В.К. и др. Конст рукция управляемых баллистических ракет. М.: Воениздат, 1969. 444 с.

МНОГОРАЗОВЫЕ РАКЕТНЫЕ БЛОКИ РН ТИПОВОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ СХЕМЫ 757

Рис. 6.2.38. РН «Штиль 2»

1 — головной обтекатель; 2 — полезный груз; 3 — двигатели 3Д 39; 4, 8, 10 — окислитель N2O4; 5, 7, 11 — горючее НДМГ; 6 — ЖРД III ступени 3Д 39; 9 — ЖРД II ступени РД 0242; 12 — двига тели I ступени РД 0243 (РД 0244 и РД 0245)

4.Космонавтика: Энциклопедия / под ред. В.П. Глушко. М.: Советская энциклопедия, 1985, 528 с.

5.Краффт Э. Космический полет. М.: Нау ка, 1969. 571 с.

6.Мелькумов Т.М., Мелик Пашаев Н.И. и др. Ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1976. 400 с.

7.Мишин В.П., Безвербый В.К., Панкра тов Б.М., Щеверов Д.Н. Основы проектирова ния летательных аппаратов (транспортные сис темы). М.: Машиностроение, 1985. 360 с.

8.Саркисян С.А., Минаев Э.С. Экономиче ская оценка летательных аппаратов. М.: Маши ностроение, 1979. 179 с.

9.Уманский С.П. Ракеты носители. Космо

дромы. М.: Рестарт , 2001. 218 с.

10. Федосьев В.И. Основы техники ракет ного полета. М.: Наука, 1979. 496 с.

6.3

МНОГОРАЗОВЫЕ РАКЕТЫ НОСИТЕЛИ

6.3.1. МНОГОРАЗОВЫЕ РАКЕТНЫЕ БЛОКИ РАКЕТ НОСИТЕЛЕЙ ТИПОВОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ СХЕМЫ

На начальном этапе работ по исследова нию возможностей управляемого возвращения

имногоразового использования ступеней РН

иих наиболее дорогостоящих агрегатов и сис тем рассматривались различные технические средства спасения и их комбинации: парашю ты, жидкостные и твердотопливные РД, ВРД, аэродинамические поверхности (жесткие и гибкие крылья, ротор и т.п.), надувные балло ны, системы подхвата в воздухе, различные типы амортизаторов и др. [3, 7–9], часть из которых одновременно может служить средст вом сокращения зон отчуждения под районы падения (РП) отработавших ступеней. В ходе дальнейших проработок некоторые из них на ближайший период по различным причинам фактически сняты с рассмотрения (хотя в дальнейшем с появлением экспериментальных данных по условиям работы, материалам и т.п. могут найти применение): гибкое крыло (из за значительной неопределенности характери стик в части материалов, надежности, возмож ности обеспечения надежной посадки и др.), роторные системы (из за ограниченных облас тей использования, трудностей технической реализации, отсутствия преимуществ перед другими системами по массовым характери стикам), надувные баллоны (из за недостаточ но хороших массовых характеристик и неопре деленности в части материалов оболочки, теп лозащиты и т.п.), системы подхвата в воздухе (из за ограниченных областей использования,

758	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

сложности организации и технической реали зации надежного спасения). Спасение и по вторное использование верхних ступеней РН, их агрегатов и систем на настоящем уровне развития техники экономически не оправдано, так как связано со значительными трудностя ми, обусловленными уровнем аэродинамиче ского нагружения при входе в плотные слои атмосферы, в то время как спасение и повтор ное использование I ступеней, составляющих до 60% от стоимости РН, на этапе эксплуата ции может обеспечить значительную эконо мию средств и представляет практический ин терес уже в настоящее время для всех РН но вой разработки [8].

Типичными вариантами многоразовой I ступени являются крылатая (с вертикаль ным стартом и горизонтальной посадкой) и баллистическая (с различными схемами воз вращения и посадки). Применение крыла на I ступени в принципе (при отсутствии дру гих сбрасываемых в полете элементов) мо жет придать РН новое качество — возмож ность всеазимутального запуска без отчужде ния территории под РП. Кроме того, крыла тые ступени в сравнении с баллистическими располагают большими возможностями для многократного функционирования за счет обеспечения надежного (по самолетной схе ме) и оперативного возвращения к месту старта [8, 7].

Баллистические многоразовые I ступени имеют преимущество за счет относительной простоты, меньшей массы и компактности системы возвращения (например, парашют но реактивной или реактивной), что обеспе чивает максимальную преемственность кон струкции таких ступеней от существующего задела по носителям традиционной схемы и возможность построения высокосовершен ной в весовом отношении системы РН блоч ного типа, адаптивной к изменению потреб ной грузоподъемности, с минимальными за тратами времени и средств на разработку. При этом принципиально имеющаяся воз можность применения различных вариантов

систем управляемого возвращения и посадки

(СУВП) и средств сокращения зон отчужде ния (от простейших средств уменьшения рас сеивания и парашютно реактивных или реак тивных систем возвращения и посадки ракет ных блоков по трассе пуска на начальном этапе до систем увода, обеспечивающих ази мутальный маневр ступени после отделения и

посадку с помощью реактивных двигателей в заданном районе, в том числе в районе стар та) также расширяет области возможного ис пользования таких РН.

В плане выбора проектных параметров перспективных РН рассмотрим подробнее ха рактеристики технических средств, которые могут обеспечить многоразовое использование блоков I ступени и сокращение требуемых зон отчуждения.

Парашютно,реактивные системы спасения

Парашютно реактивные системы (ПРС) представляют наибольший интерес на на чальном этапе эксплуатации многоразовых РН из за сравнительно небольшой массы, относительной простоты и надежности рабо

ты.	В настоящее	имеется	большой
опыт применения		систем, как в авиа
ции	(например,	приземления	объектов

весом до 25 т с площадью основных пара шютов до 10 000 м2, так и в РКТ для мягкой посадки спускаемых капсул, частей метеоро логических РН и др.). Проведенные исследо вания показывают практическую возмож ность создания парашютных систем (ПС) для возвращения ступеней РН различных клас сов, причем применением многофазного рифления, каскадной схемы торможения и другими конструктивными мероприятиями можно ограничить продольные перегрузки при работе ПС до 3–4 единиц, а выполнени ем парашютов больших размеров в многоку польном варианте — повысить надежность работы ПС и их эксплуатационные характе ристики [8].

Для получения приемлемых значений массовых характеристик систем возвраще ния ПС обычно применяются в сочетании с

посадочными реактивными двигателями

(ПРД), обеспечивающими заданную конеч ную скорость в момент приземления, а для компенсации возможного разброса парамет ров движения на конечном участке и харак теристик ПРД системы возвращения вклю чают также амортизационные посадочные устройства (ПУ), обеспечивающие призем ление с допустимой перегрузкой, а также удобство проведения дальнейших работ с приземлившейся ступенью. Конструктив но баллистические характеристики состав ных элементов ПРС должны удовлетворять определенным, как правило, противоречи вым условиям и ограничениям. Так, напри

МНОГОРАЗОВЫЕ РАКЕТНЫЕ БЛОКИ РН ТИПОВОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ СХЕМЫ 759

мер, для обеспечения минимального рассеи вания точек посадки возвращаемого объекта

(ВО) за счет ветра суммарное время сниже ния на ПС, определяемое скоростью сниже ния и высотой ввода каждого каскада, долж но быть минимальным. С другой стороны, ограничения на время работы ПС наклады вают условия наполняемости куполов и уст ранения динамических колебаний системы «ВО–ПС», необходимости обеспечения вы полнения заданного объема предпосадочных операций (пеленгация, перецепка, подготов ка к работе ПРД и ПУ и т.п.), условия сохра нения работоспособности ПС в случае воз действия больших температур и скоростных напоров, условия достижения эффективного торможения и др. Характеристики ПРД оп ределяются уровнем допустимых перегрузок на конечном участке спуска, взаимным влиянием параметров ПС и ПРД. При этом могут применяться различные варианты их конструктивного выполнения, схемы по строения системы «ВО–ПС–ПРД», способы управления на конечном участке спуска. Ха рактеристики ПУ определяются величиной возможного разброса параметров движения ВО в момент приземления (из за разброса конструктивно баллистических характери стик ПРД и ПС, погрешностей работы СУ, динамических колебаний системы «ВО–ПС– ПРД», ветра и др.) и допустимых перегрузок при приземлении.

Противоречивый характер взаимосвязи параметров указанных систем позволяет по ставить задачу оптимизации характеристик ПРС в целом. В качестве критериев опти мизации в различных случаях выбирается минимум массы ПРС, минимум разброса точек посадки ВО, минимальные значения перегрузок на различных участках спуска и посадки и др. Машинный алгоритм расчета конструктивно баллистических и массовых характеристик ПРС позволяет с достаточ ной точностью определять параметры ПРС уже на этапе предварительных исследова ний [8].

Укрупненная блок схема алгоритма рас чета характеристик ПРС приведена на рис. 6.3.1, работоспособность алгоритма про верена в диапазоне значений суммарной мас сы ВО (с учетом массы ПРС) Мст 5…15 т, продольных перегрузок при вводе в действие ПС nпc 3…12, скоростей снижения на основ ном парашюте Vсн 5…50 м/с и условиях вхо

да, соответствующих условиям входа стабили

зированной	потоку отделяющейся части
(ОЧ) I	(с параметрами расцепки V0
2900 м/с,	70 км, 0 23 ).

Применительно к I ступени результаты расчета относительной массы элементов ПРС, функционально необходимых для обеспечения возвращения и мягкой посадки (ПР, ПРД, ПУ, СУ возвращением и посадкой), могут быть аппроксимированы выражением [8]:

!5 10 5 М

ст

5,2n

пc

0,06

пc

5 40 т;

ПРС

при М

ст

KПРС

Мст

2 10 5 М

5) 6,3 10 3 n

ст

пc

0,06 при Мст 6 40 т.

При этом оптимальные значения скоро сти снижения на основных парашютах состав ляют 25…35 м/с, высота ввода в действие ПС — 4…10 км, средний разброс точек посад ки за счет ветра при снижении на парашю тах — 2…4 км.

В ходе детальных конструкторских про работок систем возвращения для конкретных ступеней практически неизбежно возникает необходимость включения в их состав допол нительных конструктивных элементов (защит ных устройств и сопел двигателей, обтекате лей и элементов конструкции для размещения и крепления средств возвращения и т.п.), мас са которых может составить до 40…90 % от массы функциональных элементов системы возвращения (Kзу 0,023…0,027; Kобт 0,03…

…0,04; Kконстр 0,025…0,040), а с учетом топ лива и исполнительных органов системы ори

ентации и стабилизации и теплозащиты от дельных элементов — до 60…150 % (Kсур0,01…0,04; Kтэп 0,01…0,02).

Реактивные системы спасения

Реактивные системы возвращения в принципе могут обладать по сравнению с ПРС рядом преимуществ:

возможностью обеспечения посадки I ступени как по трассе пуска, так и с азиму тальным маневром и посадкой в заданном районе (в том числе в районе старта) с тре буемой точностью лишь за счет изменения расхода топлива и некоторых доработок СУ и ДУ;

возможностью использования для воз вращения как первых, так и верхних ступеней и орбитальных объектов, в том числе перспек

760	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.3.1. Укрупненная блок схема алгоритма расчета характеристик ПРС

тивных одноступенчатых РН, с большими по садочными массами и др.

Анализ условий движения на пассивном участке показывает, что на конечном участке спуска скорость ступени определяется в ос новном ее баллистическим коэффициентом и практически не зависит от начальных условий. Для многоразовых I ступеней, стабилизиро ванных по потоку, скорость полета составляет 200…250 м/с (на высотах Н 1,5…1 км, при нагрузке на мидель Рм Мст /Sм 2…5 т/м2), для одноступенчатых РН скорость полета (80…120 м/с (на Н 10…15 км, при Рм0,3…0,4 т/м2). Сравнительно невысокие зна чения скоростей движения на конечном участ ке спуска позволяют надеяться на получение

достаточно высоких энергомассовых и манев ренных характеристик РС.

Возвращение ВО с помощью реактивных систем возвращения условно разделяется на три последовательных этапа:

предварительный маневр (аэродинамиче ский или ракетодинамический) для приведе ния в заданный район посадки и пассивное аэродинамическое торможение;

активное торможение для гашения оста точной скорости;

предпосадочный маневр и «мягкое» при земление.

Задача определения параметров движе ния по различным траекториям спуска сводит ся к интегрированию системы дифференци

МНОГОРАЗОВЫЕ РАКЕТНЫЕ БЛОКИ РН ТИПОВОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ СХЕМЫ 761

альных уравнений	записанной в
скоростной системе	.

Поскольку в реальных условиях на ВО воздействует ряд возмущающих факторов (раз брос начальных параметров движения, откло нения параметров атмосферы по высоте от стандартных значений по МСА, разброс энер гомассовых характеристик ВО и ТДУ, откло нения величин аэродинамических коэффици ентов от расчетных зависимостей и др.), воз никает так называемая трубка возможных тра екторий спуска и, как следствие, разброс воз можных точек приземления и конечной ско рости контакта ВО с поверхностью Земли. Кроме того, представляет интерес проблема приведения ВО в заданный район приземле ния как для осуществления «мягкого» призем ления на специально подготовленную поса дочную площадку, так и в целях сокращения ее размеров. В связи с этим возникает задача управления движением на участке спуска, оп ределения границ зоны возможных точек при земления и дополнительных энергетических затрат на обеспечение мягкой посадки.

Алгоритм определения возможной зоны приведения ВО построен следующим обра зом [8].

В целях обеспечения мягкой посадки при наличии различных возмущений на ко нечном участке спуска предусматривается зависание ВО на расчетной высоте Нз и дальнейшее снижение с постоянной, опти мальной для данной Нз с точки зрения сум марных энергомассовых затрат на посадку, скоростью Vз до момента контакта ПУ с по верхностью Земли.

Оптимальное значение скорости спуска Vз в зависимости от Нз определяется из усло вия минимизации энергетических затрат на обеспечение мягкой посадки (имея в виду, что дополнительные массы конструкции, ДУ, СУ, запасы топлива на увод и торможение и т.п. определяет суммарную массу средств возвра щения).

Принципиальная блок схема алгоритма расчета характеристик РС приведена на рис. 6.3.2. По предварительным оценкам, от носительная масса топлива на посадку мно горазовой I ступени в номинальных услови ях (посадка по трассе пуска, без выполнения предпосадочного маневра) составляет [8]

	М торм
Kтпном	m	010,...012,.
Kтпном	Мст	010,...012,.
	Мст

С учетом «зависания», предпосадочного маневра и «мягкой» посадки с постоянной скоростью Kтп Ν 0,14…0,18. При этом относи тельная масса ПУ может составить KПУМПУ /Мст 0,03…0,04, а вопрос о типе поса дочных двигателей (специальные ТДУ или использование маршевых ДУ) требует прора ботки для каждой конкретной ступени с уче том ее конструктивных особенностей и схемы полета.

С учетом характеристик района (места) посадки и режимов работы агрегатов и сис тем ВО на конечном участке полета должна проводиться также конструктивная прора ботка конкретного ВО по его защите от воз можных повреждений при посадке отражен ными струями ДУ, эрозионными частицами грунта и т.п.

Системы увода в требуемый район

Для приближенной оценки маневрен ных возможностей и энергомассовых харак теристик реактивных систем увода (СУВ) разработана методика [8], позволяющая рас считать запас энергетики в зависимости от требуемой величины маневра и начальных условий движения. Задача решается в им пульсной постановке, считая, что импульс скорости, обеспечивающий маневр по даль ности и в боковом направлении, прикладыва ется мгновенно, а параметры движения сту пени в момент начала увода мало отличаются от параметров движения при разделении (за траты энергетики на маневр будут минималь ны при начале маневра сразу же после разде ления ступеней).

Системы уменьшения рассеивания

В целях уменьшения рассеивания точек посадки из за разброса параметров движения на участке возвращения ступень может быть оснащена пассивными (аэродинамические щитки, стабилизаторы и т.п.) или активными

(двигатели				ориентации) средствами
уменьшения				(СУР), относительная
масса которых составляет [8]
			!0,01–0,02 аэродинами еские
	М			средства;
		СУР
KСУР

	Мст		0,03 активная система
				ориентации.
			#

При необходимости небольшого боко вого маневра в целях обеспечения падения

762	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

Рис 6.3.2. Принципиальная блок схема алгоритма расчета характеристик РС

отработавших ступеней в районах, удовле творяющих предъявляемым требованиям (отсутствие населенных пунктов, хозяйст венных и других объектов) при выборе но вых трасс пусков (без сокращения количе

ства требуемых РП) может быть использо ван пространственный маневр на участке работы верхних ступеней. Потери в массе выводимой полезной нагрузки при этом со ставят до 0,2…0,5 %, а техническая реализа

МНОГОРАЗОВАЯ КС «ЭНЕРГИЯ–БУРАН»	763

ция не вызывает принципиальных затрудне ний практически для любых РН новой раз работки [8, 9].

Проектный расчет энергомассовых характеристик баллистического носителя с многоразовой первой ступенью

При выборе облика и основных проект ных характеристик перспективных РН од ним из важнейших является этап предвари тельного (поискового) проектирования, ко гда рассматривается множество альтернатив ных вариантов: с разными схемами выведе ния на орбиты, с одноразовыми и многора зовыми ступенями, различными схемами возвращения и посадки многоразовых ступе ней, с различными ограничениями: по раз мерности блоков ступеней, по тяге двигате лей, по перегрузкам на участке выведения и спуска, по районам падения отделяющихся частей и др. При этом возникает необходи мость оперативного выполнения расчетов по определению проектно баллистических па раметров и стоимостных характеристик рас сматриваемых вариантов РН в целях прове дения их сравнительного анализа и выбора предпочтительного варианта, с определени ем его основных характеристик с достаточ ной степенью точности. В то же время объем исходной информации на данном этапе бы вает, как правило, весьма ограничен, что де лает невозможным использование известных классических методов, применяемых для ре шения частных задач на уровне эскизного проектирования (баллистических расчетов, определения нагрузок, весовых расчетов эле ментов конструкции и т.п.) и приводит к не обходимости разработки методик упрощен ного расчета при минимальном объеме ис ходных данных.

По аналогии с традиционной одноразо вой ступенью, массовое уравнение ступени с СУВП может быть записано в виде [8]:

		М0	M0				Mp Moч ,
			i		(i 1)			ti		i
где M0	, M0			, Mp — начальная масса и рабо
	i	(i 1) ti
чий запас топлива ступени;
М		M		одн M			сувп i	М	м i	— масса
		о i		0 i			сувп i		м i
ОЧ i й ступени;
M		одн М		M		ду i	M	M		— масса
		0 i		к i		ду i		су i		ост i

ОЧ традиционной одноразовой ступени, рас считанной на ту же заправку топливом, что и многоразовая (включает массу конструкции, ДУ, СУ и измерений и неиспользуемых остат

ков топлива); Мсувпi — увеличение массы многоразовой ступени по сравнению с однора зовой за счет установки дополнительных агре гатов и систем, обеспечивающих ее возвраще ние и мягкую посадку; Mмi — увеличение массы многоразовой ступени по сравнению с одноразовой за счет увеличения массы агрега тов и систем, запасов прочности конструкции с увеличением ресурса и замены элементов од норазового действия на многоразовые.

Дальнейшее определение основных про

ектных	РН с СУВП проводится
аналогично	одноразовой РН.

6.3.2. МНОГОРАЗОВАЯ КС «ЭНЕРГИЯ»–«БУРАН»

РН «Энергия»

РН сверхтяжелого класса «Энергия» являлась составной частью многоразовой КС «Энергия»–«Буран».

Основные характеристики: стартовая масса ракеты — 2400 т; суммарная тяга марше вых двигателей в момент старта — 3600 т; мас са полезного груза, выводимого на низкую ор биту — около 100 т; компоненты топлива на блоках I ступени — жидкий кислород и керо син; компоненты топлива на II ступени — жидкие кислород и водород; общая длина ра кеты — 58,8 м, диаметр блоков I ступени — 3,9 м, диаметр блока II ступени — 7,7 м.

Технический и стартовый комплексы, обеспечивающие подготовку и запуск РН «Энергия», расположены на космодроме «Бай конур».

В процессе разработки и до начала лет ных испытаний комплекс «Энергия»–«Буран» имел наименование «многоразовая космиче ская система (многоразовая КС «Бу ран»). Название «Энергия» ракета получила по предложению академика В.П. Глушко в 1987 г. непосредственно перед ее первым пуском, а наименование «Буран» было дано орбитально му кораблю, также входившему в состав мно горазовой КС.

Необходимость создания отечественной многоразовой КС как средства сдерживания потенциального противника была выявлена в ходе аналитических исследований, проведен ных в период 1971–1975 гг. Было показано, что США, введя в эксплуатацию свою много разовую систему «Спейс Шаттл», смогут полу чить решающее военное преимущество в пла не нанесения превентивного ракетно ядерного

764	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

удара по жизненно важным объектам на тер ритории нашей страны.

Первоначально, как и в системе «Шаттл», маршевые двигатели II ступени предполагалось разместить на орбитальном корабле. Однако ряд причин и, в первую оче редь, желание иметь РН сверхтяжелого клас са как независимую структурную единицу (точка зрения В.П. Глушко), трудности отра ботки в летных условиях орбитального кораб ля большой массы из за отсутствия в то вре мя в стране самолета носителя необходимой грузоподъемности, привел к выводу о целесо образности реализации классической схемы РН с размещением маршевых двигателей на блоке II ступени.

Работы по созданию многоразовой КС были развернуты после выхода Постановле ния ЦК КПСС и СМ СССР от 17.02.76 г. № 132 51. Решением Комиссии президиума Совета Министров СССР по военно про мышленным от 18.12.76 г. № 349 была утверждена кооперация основных соис полнителей. разработчиком было определено НПО «Энергия». Работы велись в соответствии с ТТТ Заказчика — Министер ства обороны СССР.

Облик системы в целом, включая РН «Энергия», окончательно сформировался к июню 1979 г.: пакетная схема, в которой четы ре боковых ракетных блока I ступени — по проекту многоразовые — расположены вокруг центрального ракетного блока II ступени. Рас положение полезного груза — асимметричное. РН собиралась, транспортировалась и запуска лась с использованием специального старто во стыковочного блока.

РН «Энергия» спроектирована как уни версальный носитель, предназначавшийся для выведения разнообразных полезных гру зов (орбитальных кораблей, любых других крупногабаритных КА большой массы). В по следующем рациональность такого подхода была подтверждена на практике: с равным ус пехом ракета вывела в космос и демонстра ционный макет тяжелого КА и орбитальный корабль (рис. 6.3.3). Модульная часть блоков I ступени была унифицирована с модульной частью I ступени РН «Зенит» разработки КБ «Южное».

Создание РН «Энергия» и многоразовой КС «Буран» в целом явилось самой масштаб ной программой в истории отечественной космонавтики. Кооперация соисполнителей

насчитывала 1206 предприятий и организа ций из почти 100 министерств и ведомств

СССР. Были задействованы крупнейшие на учные и производственные центры России, Украины, других республик. Значительные ресурсы были вложены в дооснащение и ре конструкцию ведущих заводов, объектов ис пытательной базы. Годовые объемы выделяе мого финансирования на всю программу дос тигли к 1985 г. 1,3 млрд рублей. Ход выполне ния работ находился под постоянным кон тролем высшего руководства страны.

Залогом успеха стало выполнение в пол ном объеме детально разработанной програм мы наземной экспериментальной отработки всех без исключения составных частей систе мы. Всего по РН «Энергия» изготовлена мат часть и проведены испытания на 232 экспери ментальных установках и 30 прочностных сборках.

На пути создания РН, построенной по схеме, существенно отличной от ранее реали зованных, стояло множество сложных науч ных, технических и организационных про блем, решение которых и позволило осущест вить пуски РН практически без замечаний. В процессе разработки и реализации были предложены и внедрены многие оригинальные проектно конструкторские решения.

К наиболее значительным из них отно сятся:

разработка компоновочной схемы РН, на базе которой возможно построение ряда РН различной грузоподъемности для выведения на орбиту широкого спектра полезных нагру зок, в том числе многоразовых орбитальных кораблей;

создание крупногабаритного кислород но водородного блока II

внедрение системы защиты двигателей, обеспечивающей контроль их ра боты и возможность выключения аварийного двигателя до его разрушения;

комплекс новых проектно конструктор ских решений по ракетному блоку I ступени, предусматривавших многоразовое его исполь зование;

создание двигателей РД 170 с тягой у Земли 7252 кН (740 тс) с оригинальной конст рукцией узла качания, размещаемого на маги страли газогенераторного газа непосредствен но перед входом в камеры, благодаря чему уда лось добиться наиболее плотной компоновки конструкции двигателя;

МНОГОРАЗОВАЯ КС «ЭНЕРГИЯ–БУРАН»	765

Рис. 6.3.3. РН «Энергия» с двумя вариантами полезной нагрузки: грузовым транспортным контейне ром диаметром 6,7 м (а) и орбитальным кораблем «Буран» (б)

создание двигателей РД 120 — первых отечественных агрегатов такого класса, ис пользующих в качестве горючего жидкий во дород с тягой двигателя у Земли — 1441,6 кН (147 тс), в пустоте — 1863 кН (190 тс);

разработка высокоточной системы авто номного управления, построенной на базе многопроцессорного цифрового вычислитель ного комплекса;

разработка системы мощных прецизион ных рулевых приводов, развивающих тяговые

усилия до 490,35 кН (50 тс) на блоке I ступени, до 323 кН (33 тс) на блоке II ступени и обеспе чивающих перемещение с точностью до 1 % от диапазона перемещения;

разработка и внедрение новых конструк ционных материалов, обладающих повышен ными физико механическими свойствами, но вых теплоизоляционных и теплозащитных по крытий, обеспечивающих необходимые тепло вые режимы при экстремальных температур ных нагружениях;

<<< < Предыдущая 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 7677 / 10177 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 > 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