- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления
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
776 |
Глава 6.4. РАЗГОННЫЕ БЛОКИ |
|
|
1) вертикального старта:
РН МОК — система на базе традицион ной одноразовой РН, включенная в анализ в качестве эталонного варианта для сравнения; МВРН — двухступенчатая многоразовая всеазимутальная РН, построенная по схеме I1
II1 (проработки ЦНИИмаш, РКК «Энергия», КБ «Салют» ГКНПЦ им. Хруничева, НПО Ма шиностроения);
ММКС — двухступенчатая многоразовая многоцелевая КС, построенная по схеме I1
II3 (проработки ЦНИИмаш, РКК «Энергия»);
МВКС 2 — двухступенчатая многоразо вая воздушно космическая система, построен ная по схеме I1 II4 (проработка РКК «Энер гия»);
МОН — многоразовый одноступенчатый носитель, построенный по схеме II5 (прора ботки РКК «Энергия», КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева);
МКР — одноступенчатый многоразовый космический ракетоплан, построенный по схе ме II4 (проработки ЦНИИмаш, РКК «Энер гия»);
2) горизонтального старта:
ФРЕГАТ — носитель, построенный по схеме I2 II1 (проработка КБ им. Макеева);
МАКС ОС — двухступенчатая многоце левая авиационно космическая система с ор битальным самолетом, построенная по схеме I2 II3 (проработка НПО «Молния»);
МАКС Т — двухступенчатая многоцеле вая авиационно космическая система с транс портным контейнером, построенная по схеме I2 II1 (проработка НПО «Молния»);
МАКС М — двухступенчатая многоцеле вая авиационно космическая система, постро енная по схеме I2 II4 (проработка НПО «Мол ния»);
МИГАКС — двухступенчатая авиацион но космическая система с ГСР, построенная по схеме I2 II6 (проработка МАПО «МиГ» им. Микояна);
ВКС — одноступенчатый воздушно кос мический самолет, построенный по схеме II6 (проработка АНТК им. Туполева).
По результатам проведенных системных и технологических исследований рекомендо ваны для дальнейших проработок и анализа (см. рис. 6.3.6 в центре) два варианта МКТС на базе технологий ближней перспективы (МВРН и МАКС ОС) и два варианта на базе технологий дальней перспективы (МКР и МИГАКС).
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.Кобелев В.Н., Милованов А.Г., Волхон ский А.Е. Введение в аэрокосмическую техни ку. М.: МГАТУ, 1994.
2.Многоразовый орбитальный корабль «Буран». Под редакцией члена корреспондента
.П. Семенова и докторов технических
Е.Лозино Лозинского, В.Л. Лапыгина
иТимченко. М.: Машиностроение, 1995.
Пономарев А.Н. Пилотируемые косми ческие корабли. Воениздат МО СССР. М.: 1968.
4.Транспортная космическая система // Итоги науки и техники. Ракетостроение. Том 7. Сер. Ракетостроение. М.: АН СССР. Ин т научн. информации (ВИНИТИ), 1976.
5.Транспортная космическая система // Итоги науки и техники. Ракетостроение. Том 8 . Сер. Ракетостроение. М.: АН СССР. Ин т научн. информации (ВИНИТИ). 1978.
6.Труды Первой международной авиакос мической конференции «Человек–земля–кос мос». Москва 28.09–2.10.92 г. М.: 1994, 1995.
7.Шунейко И.И. Крылатые космические корабли // Итоги науки и техники. Ракетострое ние, 1963–1965 гг. Сер. Машиностроение. М.: АН СССР. Ин т науч. информации (ВИНИТИ). 1966.
8.Шатров Я.Т. Исследование проблемы выбора трасс пусков и сокращения зон отчуж дения для перспективных систем выведения с учетом факторов безопасности и экономично сти: дис. … канд. наук. ЦНИИМаш, 1980.
9. Шатров Я.Т., Компаниец Э.П., Куч ма Л.Д., Подолинный А.М. Исследование путей сокращения размеров районов падения отделяю щихся частей ракет. М.: Машиностроение, 1990.
Глава 6.4
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ
6.4.1. РАЗГОННЫЕ БЛОКИ ТИПА ДМ
Разгонный блок Д разработан и создан для комплекса Н1 Л3, предназначавшегося для реализации пилотируемой лунной про граммы в СССР. В составе этого комплекса блок Д должен был обеспечивать переход с траектории полета Земля–Луна на орбиту ис кусственного спутника Луны и торможение для перехода лунного посадочного корабля с орбиты ИСЛ на траекторию посадки на Луну перед его прилунением.
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
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ ТИПА ДМ |
777 |
|
|
В 1967 г. блок Д (изделие 11С824) комплекса Н1 Л3 был адап тирован в качестве разгонного блока к РН «Протон». Первоначально он применялся в космическом комплек се Л 1 (рис. 6.4.1), предназначенном
обеспечения облета Луны кораб 7К Л1, позднее применен для с орбиты ИСЗ автоматиче КС к Марсу. Применение блока
Д (изделие 11С824) в составе РН «Протон» началось с успешного пус ка 10.03.67 г. корабля 7К Л1.
В середине 1970 х гг. появилось большое количество задач, решение которых могло обеспечиваться автома тическими КА, находящимися на гео стационарной и других высокоэнерге тических орбитах.
Для решения этих задач на ба зе разгонного блока 11С824 были разработаны новые модификации разгонных блоков, получившие об щее название — разгонные блоки ти па ДМ.
Уникальные функциональные возможности блоков типа ДМ, обес печившие его широкое применение в течение многих лет, в значительной степени были предопределены его «лунной» родословной. Технические решения, которые закладывались при создании каждого элемента пилоти руемого космического комплекса для высадки человека на Луну, предусмат ривали значительные резервы по всем характеристикам, обуславливающим их надежность и в первую очередь безопасность экипажа при многосу точном космическом полете.
Именно эти резервы в сочетании с вне дрением новых технологий позволили повы шать энергетические возможности разгонного блока без снижения его надежности при реа лизации более коротких по времени полета и
количеству |
двигателя |
программ |
выведения. |
|
|
Основными |
особенностями |
разгонных |
блоков типа ДМ, определяющими их функ циональные возможности, явились:
–применение экологически чистых ком понентов топлива;
–возможность многократного включе ния маршевого двигателя блока в полете в ус
Рис. 6.4.1 Космический комплекс Л 1
ловиях невесомости, позволяющая формиро вать оптимальные схемы выведения КА;
–высокая тяговооруженность орбиталь ного блока, обеспечивающая минимальное время доставки полезных нагрузок на целевые орбиты;
–высокая точность выведения полезных нагрузок на заданные орбиты, которая обеспе чивалась, в том числе, возможностью компен сации ошибок выведения РН «Протон» путем коррекции полетного задания СУ разгонного блока с Земли по радиоканалу;
–возможность передачи ТМИ на Землю
втечение всего полета, в том числе при нахо
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
778 |
Глава 6.4. РАЗГОННЫЕ БЛОКИ |
|
|
ждении вне зоны видимости НИП — через спутник ретранслятор;
– высокая надежность, подтвержденная большим количеством успешных пусков.
Благодаря этим возможностям разгонно го блока РКК на базе РН «Протон» и различ ных модификаций блоков типа ДМ в течение более тридцати лет является основным средст вом выведения тяжелых полезных нагрузок на высокоэнергетические орбиты.
В общей сложности для решения задач по федеральной программе были созданы шесть модификаций разгонных блоков для РН «Про тон», получившие общее наименование — блоки типа ДМ: 11С824М, 11С86, 11С824Ф, 11С861, 11С861 01 и 17С40 (рис. 6.4.2).
Первая модификация семейства раз гонных блоков типа ДМ (изделие 11С86), предназначенная для выведения полезных нагрузок на геостационарную орбиту с ис пользованием РН «Протон», обеспечивала выведение на эту орбиту массу до 2 т. В дальнейшем за счет облегчения конструк ции и применения синтетического углеводо родного горючего «синтин» на блоках 11С861 и 11С861 01 энергетические возмож ности последовательно повышались, что по зволило увеличить массу полезных нагрузок, выводимых на геостационарную орбиту. В итоге принятые мероприятия позволили блоку 11С861 01 с использованием РН «Протон К» обеспечивать выведение на геостационарную орбиту полезных нагрузок массой до 2,6 т при использовании горюче го «синтин» (рис. 6.4.3).
Располагаемые характеристики блока 11С861 01 с РН «Протон К» позволили на его базе в середине 90 х гг. разработать четы
ре новые модификации разгонных |
|
адаптированных для выведения |
|
ских зарубежных КА — ДМ1, ДМ2, |
и |
ДМ4. В период 1996–2002 гг. на заданные ор биты было выведено 28 коммерческих полез ных нагрузок.
Приобретенный опыт, полученный при разработке и эксплуатации коммерческих бло ков в составе РН «Протон К», был использо ван при создании еще одной модификации разгонного блока для коммерческого примене ния — ДМ SL. Эта модификация предназна чена для использования в составе РН «Зе нит 3SL», запускаемой с плавучего космодро ма «Морской старт». Ведется разработка блока ДМ SLБ в составе РН «Зенит 3SLБ» для за
пуска полезных нагрузок с космодрома «Бай конур».
Одновременно с созданием коммерче ских модификаций разгонных блоков в РКК «Энергия» завершены работы по созданию но вой модификации разгонного блока 11С861 03, предназначенного для использования в со ставе более мощной РН «Протон М». Энерге тические характеристики блока 11С861 03 повышены за счет большего количества за правляемого топлива. Для этого за счет вста вок был увеличен объем топливных баков для заправки дополнительных четырех тонн топ лива.
Разгонный блок типа ДМ (рис. 6.4.4) со стоит из:
базового модуля; приборного отсека, включающего корпус
приборного отсека с размещенной нем аппа
ратурой бортовых систем и |
ходную ферму |
крепления приборного отсека; |
|
среднего и нижнего переходных отсеков связи блока с РН и ГО, включающих системы разделения и транзитные, переходные элемен ты электрических и пневмогидравлических коммуникаций.
Базовый модуль состоит из верхнего и нижнего полублоков. Верхний полублок име ет в своем составе бак окислителя, верхний переходный отсек, элементы ПГСП, борто вые элементы системы контроля заправки ба ка окислителя и блок подачи окислителя. Нижний полублок имеет в своем составе бак горючего, маршевый двигатель 11Д58М, эле менты ПГСП, две ДУ СОЗ 11Д79, фермы крепления маршевого двигателя и бака горю чего, донную защиту, аппаратуру СУ и изме рений.
Основным силовым элементом конструк ции разгонного блока является верхний пере ходный отсек базового модуля, по верхнему торцевому шпангоуту которого базовый мо дуль стыкуется со средним переходным отсе ком и фермой крепления приборного отсека. К этому же шпангоуту крепится стеклопласти ковая ферма подвески бака окислителя (бак О). Внешняя поверхность бака О, стерж ни фермы его крепления, входные и выходные магистрали закрыты экранно вакуумной теп лоизоляцией.
К нижнему торцевому шпангоуту верхне го переходного отсека крепится двухконтурная ферма подвески бака горючего и маршевого двигателя. Бак горючего (бак Г) торовой фор
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
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ ТИПА ДМ |
779 |
|
|
Рис. 6.4.2. Модификации разгонных блоков
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
780 |
Глава 6.4. РАЗГОННЫЕ БЛОКИ |
|
|
Рис. 6.4.3 Совершенствование энергомассовых характеристик блока ДМ в составе РН «Протон»:
— «Протон К», горючее РГ 1; — «Протон К», горючее синтин; — «Протон М» исходная конфигурация РБ 11С861 03 с использованием горючего РГ 1; — «Протон М» при внедрении дополнительных мероприятий по совершенствованию энергетических характеристик
мы размещен в нижней части базового модуля и закреплен на внешнем контуре стержней двухконтурной фермы с дополнительным кре плением по внутреннему контуру.
На нижнем днище бака горючего уста новлены две ДУ СОЗ 11Д79, обеспечивающие ориентацию и стабилизацию блока на участке автономного полета, создание продольной пе регрузки для обеспечения запуска маршевого двигателя.
Разгонный блок включает в свой со став два отделяемых в полете переходных отсека: средний и нижний, стыкуемый с РН. Средний и нижний переходные отсеки являются силовым каркасом РБ, а также обеспечивают защиту от аэродинамического воздействия на участке выведения. После выхода на опорную орбиту по стыку средне го и нижнего переходных отсеков произво дится отделение РБ от РН, при этом нижний переходный отсек остается на РН. Средний переходный отсек сбрасывается после отде ления блока от РН.
Основные технические характеристики РБ типа ДМ
Масса полностью собранного блока, кг . . 3 370 Геометрические характеристики блока:
максимальная длина, мм . . . . . . . . . . . 6 280 диаметр по среднему переходному отсеку, мм . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3 700
диаметр по стыку с носителем, мм . . |
. . 4 100 |
|
Характеристики маршевой двигательной |
||
установки: |
|
|
индекс двигателя . . . . . |
. . . . . . . . . |
11Д58М |
тяга двигателя в пустоте на |
|
|
номинальном режиме, Н |
. . . . . . . . . |
. 83 113 |
компоненты топлива: |
|
|
окислитель . . . . . . . . |
. . Жидкий кислород |
|
горючее . . . . . . . . . . . |
. . Нафтил (синтин) |
|
количество включений |
полете . . . . . |
. . до 3 |
Заправляемый запас компонентов |
|
|
топлива, кг. . . . . . . . |
. . . . . . . . . . 14 940 |
|
Характеристики ДУ СОЗ: |
|
|
индекс двигателя . . . . . . |
. . . . . . . . . |
. 11Д79 |
тяга двигателей, Н: |
|
|
по крену и тангажу. . . |
. . . . . . . . . |
. . . . 49 |
по рысканию . . . . . . . |
. . . . . . . . . |
. . . . 98 |
осевая перегрузка . . . . |
. . . . . . . . . |
. . 24,5 |
компоненты топлива: |
|
|
окислитель . . . . . . . . . |
Азотный тетроксид |
|
|
ингибированный |
|
горючее . . . . . . . . . . . |
. Несимметричный |
|
|
диметилгидразин |
|
максимальная масса |
|
|
заправляемого топлива двух |
|
|
ДУ СОЗ, кг . . . . . . . . . . . |
. . . . . . . . |
. . . 114 |
Всего функционировало 296 блоков, в том числе:
–успешные пуски — 263;
–отказы РБ в полете — 10;