Author: Уманский С.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника авиация ракеты авиационное оборудование космос полет в космос освоение космоса ракетные носители издательство рестарт
ISBN: 5-94141-002-6
Year: 2001
Text
С. П. УМАНСКИИ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
КОСМОДРОМЫ
Под редакииеи
Генерального директора
Российского авиаиионно-космического агентства
Ю. Н. Коптева
И здательство «Рестарт+ »
Москва
2001
УДК 629.764.7 Ракеты-носители. Космодромы
Автор С. П. Уманский
Под редакцией Ю. Н. Коптева
Ракеты-носители. Космодромы. - М., Изд-во Рестарт*. 2001 - 216 с.
Краткая аннотация
Дорогие читатели, прочтя эту книгу, вы ознакомитесь с одним из важнейших разделов космической техники - устройством
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ. Здесь приведены краткое описание и характеристики ракет-носителей, перспективы их дальнейшего
развития, сведения о существующих и вновь создаваемых космодромах. Книга хорошо иллюстрирована и предназначена для
широкого круга читателей, интересующихся настоящим и ближайшим будущим космической техники, учащейся молодежи.
Многие сведения публикуются впервые и представляют интерес для специалистов.
Щ Щ
I
СЕМЕН ПЕТРОВИЧ УМАНСКИЙ
Родился в 1909 г., в 1926 г. закончил воздухоплавательную школу, в 1932 г. -
гидросиловое отделение Московского политехникума, в 1935 г. - самолетостроительный
факультет Московского авиационного института (МАИ).
Более полвека проработал на предприятиях авиационной и космической техники.
Начинал в 1932 г. в Дирижаблестрое, технической частью которого руководил
всемирно известный Умберто Нобиле. Потом работал в иАГИ начальником бригады
фюзеляжа в КБ В. Петлякова. Затем до 1939 г. - КБ В. Беляева, где был начальником
бригады вооружения, участвовал в создании самолета-«бесхвостки».
По предложению С. Лавочкина перешел во вновь организованное им КБ
начальником бригады центроплана, внедрял в серию ЛАГГ-3. Позже был ведущим
конструктором по ЛА-5 с ускорителем на базе жидкостного ракетного двигателя разработки
В. П. Глушко.
С 1948 г. с немецкими авиаконструкторами на заводе № 1 в поселке Подберезье
(ныне г. Дубна) участвовал в создании сверхзвукового самолета (М=2), в кабине
которого летчик находился в лежачем положении.
Четверть века отдано работе на заводе № 918 (ныне НПО «Звезда»), где занимал
должности от ведущего конструктора до заместителя главного конструктора.
Семен Петрович давно на заслуженном отдыхе, но полон сил и энергии. Много лет
пишет о космонавтике.
Все права защищены. Данное произведение не может быть воспроизведено полностью или частично в какой-либо форме без письменного
разрешения автора и издателя. При цитировании ссылка обязательна. Лица, нарушающие авторские права путем перевода и издания
чужих произведений за рубежом под своими именами, будут преследоваться в соответствии с действующим законодательством.
ББК
ISBN 5-94141-002-6
© Уманский С. П.
© Издательство «Рестарт+», 2001
От автора
В предлагаемой читателю книге дана информация о существующих и вновь разрабатываемых отечественных и зарубежных
ракетах-носителях, приведено краткое описание устройства каждой из них. В ней также содержатся сведения о космодромах
и стартовых установках.
Ракеты-носителя - это быстро развивающаяся отрасль космической техники, требующая значительных финансовых
затрат, доступных ограниченному числу стран. Известно, что исследование космического пространства для решения стоящих
перед человечеством многих глобальных проблем зависит от совершенства космических транспортных средств и, в первую
очередь, таких его показателей, как надежность и стоимость доставки на орбиту одного килограмма полезного груза,
составляющая в настоящее время 10-25 тысяч долл./кг для зарубежных ракет-носителей.
Не исключено, что разрабатываемые новые образцы позволят снизить эту цифру в 5-10 раз, и тогда ракеты-носители, как
и вся ракетно-космическая техника, станут источником прогресса, способствующим улучшению жизни на Земле.
Несомненно, в обозримом будущем появятся многоразовые космические летательные аппараты, способные доставить пассажира в
любую часть земного шара в течение 1-1,5 часа.
При работе над рукописью использованы материалы, представленные многими конструкторскими бюро и научными
центрами. В книге опубликованы статьи, написанные ведущими специалистами. Не менее значимыми были устные
консультации по самым различным вопросам. Автор считает своим долгом всем им выразить свою признательность.
Замечания и предложения читателей будут с благодарностью приняты и учтены.
Особая благодарность автора:
- генеральному директору Росавиакосмоса Ю. Н. Коптеву;
- первому заместителю генерального директора Росавиакосмоса В. В. Алавердову;
- начальнику управления Росавиакосмоса Б. В. Бодину;
- генеральному директору ЦНИИмашиностроения Н. А. Анфимову;
- заместителю генерального директора 1_1НИИмашиностроения В. И. Лукьяшенко.
Только благодаря их активному содействию и поддержке издана эта книга.
Автор благодарит представителей зарубежных агентств, компаний и специалистов за
предоставленные материалы и консультации:
- Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА):
Кеннета Л. Митчелла, Дугласа Энглунда, Кента Бресса, Т. Мороко;
- Европейское космическое агентство (ЕКА): Алана Форнье-Фикр, Т. Л. Суслову;
- Аэро-космическая корпорация Китая: Uao-Чжин-Э;
- Японское национальное управление по космическим исследования (НАСДА): Макото Арита;
- Представительство компании «Снекма»: И. В. Рутовскую, Ж. Виллейна.
Автор благодарит за помощь при работе над рукописью руководителей и специалистов
Росавиакосмоса и предприятий ракетно-космической отрасли:
Росавиакосмос:
А. Н. Кузнецова, А. И. Медведчикова, Б. М. Зимен-
кова, Ю. Т. Гусева, Ю. Е. Левицкого, В. В. Умникова,
A. А. Колодяжного, Н. И. Шумкова, А. Н. Чулкова,
Ю. М. Наконечного, А. И. Болысова, Г. Б. Осипова,
С. А. Горбунова, А. Б. Краснова, О. А. Рыжкову,
B. И. Шмаева, П. П. Бузаева, В. А. Михайличенко,
К. В. Крейденко, Б. И. Ямпольского, Н. И. Якушина,
C. В. Кулика, Н. В. Литвинову, Н. В. Тимофееву,
Ю. А. Шалагинова, В. Н. Лисицина;
ЦНИИмашиностроения:
В. В. Борисова, С. Ф. Костромина, В. Н. Нилова;
РКК «Энергия» им. академика С. П. Королева:
Б. Н. Сотникова, Б. Е. Чертока, В. М. Филина, Г. А.
Селезнева;
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева:
В. К. Карраска, Г. Д. Дермичева, В. А. Меньшикова;
ГУП НПЦ АП им. академика Н. А. Пилюгина:
Ю. В. Трунова, С. М. Вязова;
ГНПРШ «ЦСКБ - Прогресс»:
Д. И. Козлова, Г. П. Аншакова, Г. Е. Фомина,
A. Ф. Васильева;
НПО «Энергомаш» им. академика В. П. Глушко:
Б. Н. Каторгина, В. С. Судакова, И. А. Клепикова,
Л. Д. Бужеву, Р. Н. Котельникову;
КБ химической автоматики:
B. С. Рачука, Г. П. Соколовского, Р. Д. Серегина,
В. К. Позапотина, С. Е. Гришенко;
КБ ХИММАШ им. А. М. Исаева:
Н. И. Леонтьева, В. В. Калинина;
АООТ НПО «Молния»:
Г. Е. Лозино-Лозинского,
Исследовательский центр им. М. В. Келдыша:
А. С. Коротеева, А. М. Губертова, М. Н. Ватель;
- КБ транспортного машиностроения:
И. В. Бармина, Е. И. Соколова, В. Л. Майорова.
Москва
12 февраля 2001 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ
О ПЕРСПЕКТИВАХ РАЗВИТИЯ
ОТЕЧЕСТВЕННОЙ КОСМОНАВТИКИ
Ю. Н. Коптев, В. В. Алавердов, Б. В. Бодин
Российское авиационно-космическое агентство
Ю. Н. Коптев
В. В. Алавердов
Б. В. Бодин
4 октября 1957 года и 12 апреля 1961 года стали
началом новой сферы деятельности человечества:
исследование и использование человечеством космического
пространства. Эта историческая необходимость была
подготовлена всеми предыдущими этапами жизни на Земле и
обусловлена стремлением к ее дальнейшему
продолжению. Рост народонаселения наряду с ограниченностью
энергетических и сырьевых ресурсов Земли, угроза
катастрофического столкновения космического тела с
Землей, экологические проблемы как результаты
деятельности человека, стихийные бедствия, включая
землетрясения, тайфуны, цунами, выдвигают новые проблемы,
решение которых по своей масштабности и задачам
становится непосильно отдельной стране. Падение на Землю
астероида или столкновение с астероидом с пагубными
для людей последствиями не исключены. В сущности,
вопрос времени, когда это произойдет. Таким образом,
для человечества существует опасность, которую до
недавнего времени можно было только прогнозировать, но
нельзя было предотвратить. Теперь положение резко
изменилось — существуют реальные средства,
позволяющие избежать столкновение. Мы имеем в виду
космические средства мониторинга космического пространства,
средства увода или отклонения падающих космических
тел, включая баллистические ракеты с мощным
термоядерным зарядом. Современный уровень ракетной
техники позволяет осуществить доставку «взрывного
устройства» для уничтожения или увода практически
любого опасного космического тела.
Развитие космонавтики после 2000 г. будет идти по
пути интеграции государств в области исследования и
использования космического пространства, объединения
их научного, технического и производственного
потенциалов для решения глобальных задач. Здесь следует
отметить решение таких задач, как открытие
нетрадиционных источников энергии и способов передачи этой
энергии из космоса; получение новых материалов; создание
системы безопасности под эгидой ООН для защиты
Земли от столкновений с астероидами и метеоритами,
включая удаление радиационных отходов, прогноз
стихийных бедствий (таких как землетрясения, цунами),
контроль за чрезвычайными ситуациями; разработка
новых биопрепаратов и лекарств и многих других задач.
Эта интеграция в десятки раз сэкономит временные и
материальные ресурсы государств при решении
указанных и других задач развития цивилизации на Земле.
Конечно, задачи будут решаться и в интересах каждой
страны в целях повышения благосостояния ее народа и
обеспечения безопасности. Здесь основную роль будут
играть национальные космические программы.
Космическая деятельность осуществляется и будет
осуществляться на основе государственной поддержки, однако
значительное место в национальных программах займут
проекты, реализуемые на государственно-коммерческой
и коммерческой основе. В России отбор таких проектов
будет осуществляться на конкурсной основе.
Создаваемая в рамках национальных программ космическая
техника будет лидирующей на мировом космическом
рынке, если она сумеет выдержать сильную конкуренцию.
Победа в этой борьбе для отечественной космической
техники будет обеспечена, если будет создан
необходимый научно-технический задел, сохранен, развит или
модернизирован накопленный десятилетиями
космический потенциал России, сохранены научные,
инженерные и рабочие кадры, уникальные производства,
экспериментальная база, система подготовки специалистов.
Космическая деятельность в мире - это динамически
развивающийся процесс. Если в начале 60-х гг. всего два
государства (СССР и США) активно занимались
космической деятельностью, то к 1999 году это число
составило около 130 стран. Число стран, располагающих
определенным космическим потенциалом, перевалило за
20, из которых 6 стран (Россия, США, Япония,
Франция, КНР, Индия) имеют свои космические аппараты,
средства выведения и управления полетом.
Во многих странах, занимающихся космической
деятельностью, далеко не решены национальные,
социальные и экономические проблемы, но эти страны выделяют
О ПЕРСПЕКТИВАХ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ КОСМОНАВТИКИ
на космическую деятельность значительные бюджетные
средства, так как видят в космонавтике источник научно-
технического и технологического прогресса в различных
областях экономики. Поэтому современное развитие
земной цивилизации тесно связано с дальнейшим
освоением и использованием космического пространства всем
человечеством. Соответственно мировой космический
рынок также является динамически развивающимся. Это
подтверждается ростом выводимой массы полезной
нагрузки, которая к 2020 г. возрастет примерно в 10 раз. По
прогнозам, до 2020 г. мировые затрат на космическую
деятельность в мирных целях возрастут в 5-7 раз, а затраты
на запуски спутников связи увеличатся более чем в 3
раза и составят примерно 30 миллиардов долларов.
Особое значение космонавтика имеет для России. Ее
географическое положение, размещение ресурсов и
народнохозяйственных объектов таково, что ни одна
социально-экономическая, научная и оборонная программа
не может быть эффективно реализована без
использования космической техники. Космическая деятельность
России является одним из ключевых звеньев,
способных обеспечить качественное обновление науки и
техники, сформировать достойный образ жизни ее
граждан. Применение космических средств в интересах
обеспечения обороны страны существенно повышает
эффективность Вооруженных сил России.
Космическая деятельность России осуществляется в
соответствии с Законом РФ «О космической
деятельности», действующим с 1993 г. и уточненным в 1996 г.
Конкретные работы определяются Федеральной
космической программой России на период до 2000 г.,
утвержденной Правительством РФ. Подготовлен проект
Федеральной космической программы России на период
до 2005 г., который находится на этапе согласования, и
«Основные направления космической деятельности на
период до 2010 г.».
Главные цели и первоочередные задачи космической
политики РФ определены «Концепцией национальной
космической политики Российской Федерации»,
утвержденной Правительством РФ в мае 1996 года. В
«Концепции...» указано, что «космическая деятельность
относится к категории государственных приоритетов
России, ей оказывается всесторонняя и стабильная
государственная поддержка (как политическая, так и
финансово-экономическая ) ».
В России создан ракетно-космический потенциал,
являющийся ее национальным достоянием.
Ракетно-космическая отрасль вобрала в себя все лучшие
достижения отечественной промышленности, науки и техники и
является одним из источников наукоемких высоких
технологий, признанных в мире.
Уникальные возможности наземной космической
инфраструктуры в настоящее время обеспечивают:
- выполнение международных обязательств и, в
первую очередь, по пилотируемым программам;
- наблюдение любых объектов суши и акватории,
эффективное метеонаблюдение, широкую
радиотелефонную и телевизионную связь между любыми объектами,
в том числе в труднодоступных районах;
- высокоточную навигацию и геодезическую
привязку объектов, картографирование, оперативное
оповещение о бедствиях, авариях и катастрофах в любой
точке Земли, проведение фундаментальных космических
исследований с участием широкой международной
кооперации.
Космический потенциал России остается одним из
самых полных в мире. Он позволяет организовать
замкнутый комплексный цикл космической деятельности.
Несмотря на переживаемые трудности, Россия
продолжает космическую деятельность. Перспективы ее
дальнейшего развития связаны прежде всего с
обеспечением необходимого уровня государственной
поддержки, с расширением внебюджетных источников
финансирования космической деятельности за счет
выполнения коммерческих проектов и освоения космического
рынка, все более активным привлечением в
ракетно-космическую промышленность иностранного капитала и
закреплением России на международном рынке
космической техники и услуг.
К основным направлениям развития отечественной
космонавтики на ближайшие 10 лет относятся:
- поддержание и развитие сложившегося уровня
обеспечения обороны и различных отраслей экономики
страны космической связью и телевещанием,
навигацией, метеоданными, данными дистанционного
зондирования Земли, экологического контроля окружающей
среды и контроля чрезвычайных ситуаций;
- обеспечение постоянного присутствия человека в
околоземном космическом пространстве, включая
международное сотрудничество на ее основе;
- создание научного, технического и
технологического заделов для перспективной космической техники,
обеспечение их конкурентоспособности на мировом
рынке космических услуг;
- успешное выполнение национальных и
международных программ изучения планет, околоземного
космического пространства, Солнца и солнечно-земных
связей, астрофизических исследований в различных
спектральных диапазонах электромагнитного
излучения, а также других программ по расширению
фундаментальных знаний о Солнечной системе и Вселенной;
- развитие средств выведения (в том числе
многоразовых), наземных средств и систем, обеспечивающих
полное использование технических возможностей
применяемых и создаваемых вновь космических комплексов;
- реализация международных обязательств России,
создание международной космической станции и
завершение ее развертывания в 2002—2003 гг.;
- внедрение и использование достижений
космонавтики в различных областях экономики и социальной
сферы страны;
- расширение международного сотрудничества,
участие совместно с другими странами в решении
глобальных задач развития цивилизации на Земле.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Следует отметить, что указанные выше направления
уточняются при формировании ежегодной
Федеральной космической программы, исходя из выделенных
бюджетных средств. В целях обеспечения независимой
экспертизы программа подлежит обязательному
рассмотрению специально созданной по указу Президента
РФ Межведомственной экспертной комиссией под
председательством Президента РАН. Приоритетные
направления космической деятельности России на период
до 2000 г. утверждены Постановлением Правительства
РФ от 7 августа 1995 года.
В области связи и телевещания мы пришли к
созданию высокоэнергетических космических платформ с
длительным сроком существования. Это позволит на
основе кооперации с зарубежными фирмами по схеме
«отечественная платформа + зарубежный БРТК
(бортовой радиотехнический комплекс) + отечественные
средства выведения» создать конкурентоспособные
спутниковые комплексы связи и телевещания. В период
2000-2005 гг. предусматриваются работы по
дальнейшему совершенствованию систем подвижной,
фиксированной, персональной связи непосредственно теле- и
радиовещания.
Планируется разработка унифицированной
космической платформы, обеспечивающей совершенствование
и доведение до мирового уровня космических систем
оперативного наблюдения Земли. Она должна стать
базовым элементом перспективной системы
дистанционного зондирования Земли, на который в зависимости от
модификации планируется разместить бортовую
аппаратуру метеорологического, природоресурсного,
океанографического и экологического назначения.
Важнейшим направлением работ по космической
метеорологии будет внедрение более совершенной
бортовой аппаратуры, особенно для геостационарных
спутников, и доведение срока активного функционирования
космических аппаратов (КА) до 5-7 лет.
Программа создания космических средств научного
назначения, базируемая на проекте «Спектр», также
ориентирована на использование малых КА и
объединение усилий международной общественности по
решению научных проблем в области планетологии,
геофизики, астрофизики, изучения Солнца, солнечно-земных
связей и биомедицины. При этом программа
исследований солнечно-земных связей, процессов в околоземном
пространстве, физики ионосферы и биосферы Земли
обеспечивается реализацией проектов «Интербол»,
«Солнечный зонд», а также ряда проектов,
осуществляемых с использованием космических комплексов АУОС
на долевой основе с Украиной. Медико-биологические
исследования будут продолжены в целях
научно-методического обеспечения длительного пребывания
человека в условиях космического полета и будут
реализованы с помощью автоматических космических
комплексов «Бион», а также в процессе полета пилотируемых
комплексов, что позволит осуществить длительные, в
том числе межпланетные пилотируемые космические
полеты, улучшить диагностику и методы лечения
различных заболеваний в практической медицине. В
процессе реализации фундаментальных космических
исследований предполагается решение важных проблем
происхождения и эволюции Земли и Солнечной
системы, влияния на эту эволюцию процессов во Вселенной,
осуществление конверсии передовых технологий.
Развитие космических средств навигации ведется в
направлении глобального высокоточного оперативного
навигационного обеспечения любых потребителей. В
конце 1995 г. завершено развертывание орбитальной
группировки системы ГЛОНАСС B4 навигационных КА).
Система ГЛОНАСС - это система XXI века.
Программой развития системы ГЛОНАСС предусматривается
совместное использование ее радионавигационного
поля с полем американской системы GPS-HABCTAP.
Основные усилия в плане совершенствования системы
ГЛОНАСС направлены на повышение срока активного
функционирования навигационных КА, повышение
стабильности бортовых эталонов чистоты, обеспечение
электромагнитной совместимости с другими
радиотехническими системами и, что самое важное, разработку и
массовое внедрение навигационной аппаратуры
потребителей (НАП).
Для продолжения и развития работ в части
космического материаловедения предлагается после 2000 г.
осуществить переход от космических аппаратов разового
использования (КА «Фотон») к автоматическим
средствам для многоразового орбитального производства
материалов.
В период 1994-1999 гг. международного
сотрудничества с НАСА и ЕКА предусматривалось использование
станции «Мир» для выполнения исследований по
программе «Мир» - НАСА, в том числе в интересах
наиболее рационального создания и эффективной
эксплуатации международной космической станции. В составе
экипажей экспедиций на станции «Мир» включались
астронавты США, Франции, Германии, Словакии.
Предусматривается широкая интеграция работ по
пилотируемой программе России с национальными
космическими программами США, Западной Европы,
Японии и Канады. Приоритетное значение имеет ОКР
МКС по разработке международной космической
станции для проведения совместных фундаментальных
научных и прикладных исследований, отработки средств
и методов решения задач ИПРЗ и экологии, получения
материалов и биопрепаратов в условиях
микрогравитации. Развитие системы выведения в период до 2005 г.
включает модернизацию РН «Протон» и «Союз»,
создание российских РН тяжелого и легкого классов на
нетоксичных компонентах топлива. Реализация
планируемых работ позволит сократить номенклатуру ракетно-
космических комплексов, отказаться от использования
РН на токсичных компонентах топлива, перевести в
основном производство РН и их комплектующих на
территорию России, будут продолжены работы по
созданию научно-технического, технологического, материа-
ловедческого заделов для перспективных многоразовых
средств выведения.
О ПЕРСПЕКТИВАХ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ КОСМОНАВТИКИ
Для обеспечения эффективного использования
международного диапазона частот будет проведена
модернизация наземного автоматизированного
комплекса управления (НАКУ). Предусматривается
внедрение экономически выгодной однопунктной (мало-
пунктной) технологии управления КА на основе
прямых радиоканалов с КА и ретрансляторов,
разработка специальных систем, работающих в
международных диапазонах радиочастот и стандартах
сигналов, создание западного российского центра дальней
космической связи для управления КА научного
назначения. Космическая отрасль России нуждается в
зарубежных инвестициях, ее структуры и
предприятия заинтересованы в международном
сотрудничестве, а нормативная база способствует проведению
внешнеэкономической деятельности. Международная
космическая деятельность России охватывает сегодня
практически все направления работ, включенные в
Федеральную космическую программу Российской
Федерации,
В соответствии с постановлением Правительства РФ
в 1994 г. была начата реструктуризация
ракетно-космической отрасли, по которой в ведение РКА были
переданы 38 базовых предприятий и организаций,
составивших ее новое ядро. В целях исключения разобщенности
выполнения работ и обеспечения сохранения и
концентрации уникального научно-технического потенциала и
экспериментально-стендовой базы требуется
дальнейшая концентрация предприятий и организаций,
выполняющих основной объем разработок и изготовления
или имеющих уникальные производства и участки,
работающие на ракетно-космическую технику.
К ним следует отнести также предприятия, на
которых должно быть восстановлено производство
ключевых элементов и систем, оказавшиеся за пределами
России, где их производство прекращено.
Предусматривается широкое привлечение в ракетно-
космическую промышленность и космическую
деятельность в целом российского частного капитала.
Таким образом, космическая деятельность в России
основана на реализации государственных космических
программ (Федеральная космическая программа,
Программа создания и использования космических средств
в интересах обеспечения обороноспособности страны) и
содействии решению коммерциализации космической
деятельности. РКА активно участвует в работе по
удовлетворению потребностей негосударственных структур
в космических услугах, продвижению космической
продукции на мировой рынок высоких технологий.
Для реализации будущих планов уже сегодня нужно
решить проблему подготовки молодых кадров. Кадры
решают все - этот лозунг актуален сегодня и завтра.
НАЧНЕМ С ИСТОРИИ
Глава 1
НАЧНЕМ С ИСТОРИИ
ОНИ БЫЛИ ПЕРВЫМИ
Н. И. Кибальчич
1853-1881
К. Э. Циолковский
1857-1935
Ф. А. Цандер
1887-1933
Ю. В. Кондратюк
1897-1941
Н. И. Тихомиров
1859-1930
И. Т. Клейменов
1899-1938
Г. Э. Лангемак
1898-1938
В. П. Глушко
1908-1 989
С. П. Королев
1907-1966
Существует много легенд и преданий о появлении
ракет, но имя первого творца ракеты неизвестно, как
неизвестны имена людей, впервые создавших колесо, порох
и многое другое. Рецепт приготовления пороха
(калиевая селитра, сера и уголь) был известен в Китае, Индии,
арабских странах, но где он появился впервые, об этом
нет документальных источников. В качестве военного
средства порох начал применяться в Европе, в том
числе в России, в XIV веке. Использовался он также для
изготовления фейерверочных и сигнальных ракет. В 1680
г. в Москве было организовано первое ракетное
заведение. В 1717 г. была разработана пороховая сигнальная
ракета с высотой подъема до нескольких сот метров.
В России в XIX веке большой вклад в
конструирование, изготовление и применение пороховых ракет
внесли выдающиеся ученые и организаторы А. Д. Засядко
ОНИ БЫЛИ ПЕРВЫМИ
A779-1837) и особенно К. И. Константинов A818-
1871). Первый фундаментальный труд «О боевых
ракетах», принадлежащий перу К. И. Константинова, вышел
в 1864 г.
В 60-70-х гг. XIX века развитие артиллерии
характеризуется повсеместным переходом (в том числе и в
России) к нарезным орудиям. Появление нарезных орудий
привело к полному снятию боевых ракет на черном
порохе с вооружения.
Однако интерес к применению пороховых ракет
возродился в начале XX века в связи с изобретением
бездымного пороха A884 г.).
Бездымный порох по сравнению с черным дымным
порохом обладает рядом существенных преимуществ:
его теплотворная способность примерно 900 ккал/кг
C780 кДж/кг), а у черного пороха — 600-700 ккал/кг
B520-2940 кДж/кг). Проекты первых отечественных
ракет на бездымном порохе были разработаны Н. И.
Тихомировым A859—1930) в 1894 г., но к его работам мы
вернемся несколько позже.
Здесь нельзя не упомянуть о Н. И. Кибальчиче -
русском революционере, народовольце. В 1881 году
Кибальчич был приговорен к смертной казни за участие в
покушении на царя Александра II. В тюрьме за
несколько дней до казни он разработал «Проект
воздухоплавательного аппарата», приводимого в движение ракетным
двигателем. По существу, это был проект летательного
аппарата, у которого тяга ракетных двигателей служит
для создания подъемной силы, поддерживающей
аппарат в полете.
История развития космонавтики и ракетной техники
знает немало славных имен, но основоположником
научной космонавтики считается великий русский
ученый Константин Эдуардович Циолковский. Уже в 1883
г. Циолковский высказал мысль о возможности
использования реактивного движения для создания
межпланетных летательных аппаратов. В работе Циолковского
«Свободное пространство» рассматривается движение
без силы тяжести, сопротивления воздуха и сил трения,
описываются ощущения, которые ждут космонавтов в
невесомости, предлагается принципиальная схема
ракетного двигателя. Он пишет: «Положим, дана бочка,
наполненная сильно сжатым газом. Если отвернуть один
из ее кранов, то газ непрерывной струей устремится из
бочки, причем упругость газа, отталкивающая его
частицы в пространство, будет также непрерывно
отталкивать бочку».
В 1893 г. Циолковский пишет
научно-фантастическую повесть «На Луне» и вслед за ней в 1895 г. «Грезы
о Земле и небе и эффекты всемирного тяготения». В
1903 г. Циолковский публикует научную работу
«Исследование мировых пространств реактивными прибора-
1. Проект космического аппарата,
предложенный К. Э. Циолковским в 1903 г.
Компонентами топлива являются
жидкий кислород и жидкий водород.
2. Проект космического аппарата,
предложенный К. Э. 1Лиолковским в 1914 г.
Аппарат снабжен герметической
кабиной для экипажа.
Рис. 1. Первые проекты ракетных аппаратов
3. Проект космического аппарата,
предложенный К. Э. 1Лиолковским в 1915 г.
4. Жидкостной ракетный двигатель
Годдарда A926 г.). Компоненты
топлива —- жидкий кислород/керосин.
5. Проект ЖРЛ, предложенный Г. Обер-
том в 1 926 г.
НАЧНЕМ С ИСТОРИИ
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ РАКЕТЫ РНИИ
парашют
приборный
отсек
кислородный
бак
кран
сгушенныи
бензин
,приборы
^окислитель
воздушный
' аккумулятор
, горючее
камера
ЖРА
парашют
сжатый воздух
этиловый
спирт
кислород
прямоточный
двигатель
горючее
твердотопливный
двигатель
камера
двигателя
ГИРЛ-09
ГИРЛ-Х
ГИРД-07
Р-3
полезный окислитель горючее
груз
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА РНИИ-объект 212
Рис. 2. Экспериментальные аппараты ГИРД и РНИИ
горючее
Рис. 3. Экспериментальный планер РП-318-1 с двигателем РДА-1-150
10
ОНИ БЫЛИ ПЕРВЫМИ
ми», в которой развивает и всесторонне обосновывает
идею использования ракет для космических полетов
(рис. 1).
В ряде работ и, в частности, в работе «Космические
ракетные поезда», опубликованной в 1929 г., К. Э.
Циолковским изложены основы теории ракеты и ракетного
двигателя на жидком топливе.
Расчеты, выполненные Циолковским, показали, что
осуществление космического полета основано на
реальных возможностях и является делом недалекого
будущего. В письме к редактору журнала «Вестник
воздухоплавания» Константин Эдуардович писал:
«...Человечество не останется вечно на Земле, но, в погоне за светом
и пространством, сначала робко проникнет за пределы
атмосферы, а затем завоюет себе все околоземное
пространство». Достойным продолжателем идей
Циолковского, энтузиастом межпланетных полетов был
Фридрих Артурович Цандер A887—1933). «Вперед на
Марс!» - вот слова, выражающие цель жизни Цандера.
В 1924 г. в журнале «Техника и жизнь» появилась
первая печатная работа Ф. А. Цандера «Перелеты на другие
планеты». В этой статье он изложил свою идею -
сочетание ракеты с самолетом с последующим сжиганием
металлических частей самолета.
В декабре 1930 года Ф. А. Цандер начал работать в
Институте авиационного моторостроения (ЦИАМ), в
1931 г. приступил к постройке воздушно-реактивного
двигателя ОР-1, а затем к постройке жидкостного
ракетного двигателя ОР-2.
Двигатель ОР-1 развивал силу тяги до 1,5 Н. Он
работал на бензине и сжатом воздухе, т. е. был
воздушно-реактивным. Двигатель ОР-2 был более мощным.
Развиваемая им сила тяги достигала 500 Н. Топливом был по-
прежнему бензин, а окислителем — жидкий кислород. В
1932 г. была издана книга Цандера «Проблема полета
при помощи реактивных аппаратов».
Следует сказать также о талантливом изобретателе,
ученом и механике Ю. В. Кондратюке A897-1941). Он
исследовал вопросы нагрева ракеты при полете ее в
плотных слоях атмосферы, применения крыльев для
взлета ракеты.
В 1929 г. вышла книга Ю. В. Кондратюка «Завоевание
межзвездных пространств», часть разделов которой
была написана еще в 1916 г. Основные проблемы и
физические принципы межпланетных полетов Ю. В.
Кондратюк изложил в труде «Тем, кто будет читать, чтобы
строить». Работа над рукописью была начата в 1916 г. и
закончена в 1919 г. В этой работе Ю. В. Кондратюк вывел
основное уравнение движения ракеты оригинальным
методом, отличавшимся от тех, которыми пользовались
другие авторы. Дал принципиальную схему и описание
четырехступенчатой ракеты, работающей на
кислородно-водородном топливе. Весьма яркой и интересной
является идея Ю. В. Кондратюка, также получившая ныне
применение, использования гравитационного поля
небесных тел как для разгона, так и для торможения
космических объектов.
Начав с экспериментальных работ с небольшими
пороховыми моделями ракетных снарядов в 1894 г.,
Николай Иванович Тихомиров затем сосредоточился на
разработке своего оригинального изобретения -
самодвижущихся мин. Проект Н. И. Тихомирова был признан
имеющим государственное значение. В 1921 г. ученому
было выделено здание в Москве, организована
лаборатория, предусмотрено денежное обеспечение. Перед
ним стояла задача разработки совершенных боевых
ракетных снарядов на бездымном порохе.
Помощники Н. И. Тихомирова — В. А. Артемьев
A885-1962), Г. Э. Лангемак A898-1938), Б. С.
Петропавловский A898-1933) — внесли большой вклад в
создание совершенных пороховых снарядов в нашей
стране. В 1928 г. лаборатория Н. И. Тихомирова была расши-
Первые отечественные ракеты с ЖРД и ВРД
Наименование,
конструктор, гол постройки
«ГИРА-09»,
М. К. Тихонравов
«ГИРА-10»,
Ф. А. Цандер
«АвиаВНИТО»*
«Р-06» (Осоавиахим)
«212», крылатая,
С. П. Королев, 1936
«216» @6/П1), крылатая,
Е. С. Шетинков, 1937
«ВР-3», двухступенчатая,
И. А. Меркулов, 1938
Организация
ГИРА
ГИРА
АвиаВНИТО
КБ-7
РНИИ
РНИИ
PC CKOAX**
Тип двигателя,
конструктор
ГИРА-09,
М. К. Тихонравов
ЖРА-10,
Ф. А. Цандер
ЖРА12к,
А. С. Аушкин
ЖРА М-9,
А. И. Полярный
ОРМ-65,
В. П. Глушко
02, Ф. А. Цандер
ТТРА-ПВРА
Стартовая
масса, кг
19
29,5
97
10
210
80
8,3
Дата первого
запуска
Август 1933
Ноябрь 1933
Апрель 1937
1937
Январь 1939
Март 1939
Март 1939
* «АвиаВНИТО» - Авиаиионное отделение Всесоюзного научно-технического общества.
** PC CKOAX - Реактивная секция Стратосферного комитета Осоавиахима.
11
НАЧНЕМ С ИСТОРИИ
рена и получила наименование газодинамической
лаборатории (ГДЛ). В результате глубоких исследований к
1930 г. в ГДЛ была солидная база для разработки
реактивных снарядов (PC) различных калибров.
Еще одно направление деятельности ГДЛ появилось с
мая 1929 г., когда туда из Ленинградского университета
пришел работать молодой ученый Валентин Петрович
Глушко A908-1989). Под его руководством начались
работы по разработке электроракетных двигателей, а
потом и ЖРД.
Непрерывно росла результативность работы ГДЛ, и,
соответственно, расширялся ее штат. Если в 1929 г. он
состоял всего из 10 человек, то к началу 1933 г.
увеличился до 200 человек.
Первым в нашей стране ЖРД, созданным группой
В. П. Глушко в 1930-1931 гг., был двигатель ОРМ-1.
Испытания двигателя были проведены на компонентах:
жидкий кислород/бензин; двигатель развивал силу тяги
около 200 Н. Важную роль в развитии отечественной
ракетной техники сыграла группа изучения реактивного
движения (ГИРД), созданная осенью 1931 года как
общественная организация при Бюро воздушной техники
Осоавихима. Возглавил ее Ф. А. Цандер. В апреле 1932
года ЦС Осоавиахима выделил для ГИРД а помещение в
подвала дома № 19 по Садово-Спасской улице в Москве
и оказал финансовую помощь. В мае 1932 г. начальником
ГИРД а и председателем его технического совета
становится С. П. Королев. В ГИРДе проектировались,
изготавливались и проходили испытания ракеты и двигатели к
ним. Было разработано пять ракет — 05, 07, 09
(конструкции М. К. Тихонравова), 10 (конструкции Ф. А.
Цандера) и 06 (конструкции С. П. Королева).
Первый полет ракеты ГИРД-09 был осуществлен в
августе 1933 года. Длина ракеты 2,4 метра, стартовая
масса 19 кг, причем на долю топлива приходилось 5 кг.
Двигатель развивал силу тяги до 320 Н (рис. 2).
Первой экспериментальной советской ракетой с ЖРД
была ракета ГИРД-10 (двигатель работал на жидком
кислороде и этиловом спирте). Стартовая масса ракеты
29,5 кг, из них 8,3 кг приходилось на топливо. Тяга
двигателя 0,7-0,8 кН. Первый пуск ракеты, которым
руководил С. П. Королев, состоялся 25 ноября 1933 года на
полигоне в Нахабине. Хотя в полете нарушилось
крепление двигателя и ракета упала в 150 м от места старта,
это не омрачило радости ее создателей, ведь был сделан
еще один шаг в овладении ракетной техникой.
Осенью 1933 года на базе ГДЛ и ГИРД было решено
создать в Москве Реактивный
научно-исследовательский институт. Начальником института был назначен
И. Т. Клейменов, а заместителем по научной части С. П.
Королев.
Выдающимся событием того времени было создание
двигателя ОРМ-65 конструкции В. П. Глушко с
регулируемой тягой от 500 до 1750 Н для установки его на
крылатой ракете 212. 29 января и 8 марта 1939 года
состоялись два полета ракеты 212.
В РНИИ были разработаны и успешно испытаны в
полете ракеты РДД-604 и РАС-521 конструкции Л. С.
Душкина. Эти ракеты имели комбинированный
двигатель КРД-600, в камеру которого закладывались шашки
бездымного пороха. При включении двигателя сначала
сгорало твердое топливо. К концу горения в камеру
поступали азотная кислота и керосин, в результате чего
двигатель переходил с режима ТТРД на режим ЖРД.
Ракета РДД-604 несла полезный груз до 30 кг. Ракета
запускалась под углом 55° к горизонту с помощью станка,
направляющие которого имели длину 8,5 м.
Ракета РАС-521 предназначалась для стрельбы с
самолета по наземным целям. По конструкции она
аналогична ракете 604. Расчетная дальность полета до 30 км. В
январе 1934 года в Москве в системе Осоавиахима была
организована реактивная секция. Секция входила в
стратосферный комитет ЦС Осоавиахима. В
реактивной секции ЦС Осоавиахима спроектировали 6 ракет и
3 из них построили. Это ракета А. И. Полярного с
кислородно-спиртовым ЖРД, имевшая первоначально
индекс Р-1, а затем получившая наименование «Осоавиа-
хим», ракета конструкции А. Ф. Нистратова и И. А.
Меркулова (Р-2) с ЖРД, работавшим на трехкомпо-
нентном топливе (жидкий кислород, спирт, вода),
именовавшаяся трехкомпонентной ракетой ТР-2, а также
двухступенчатая ракета ВР-3 конструкции И. А.
Меркулова. Краткие сведения о первых отечественных ракетах
с ЖРД и ВРД приведены в таблице.
Соединение планера с ракетным двигателем С. П.
Королев рассматривал как предварительный этап на пути к
созданию ракетных летательных аппаратов. С этой
целью на планере «СК-9», созданном С. П. Королевым,
был установлен ЖРД ОРМ-65. В течение 1937-1938 гг.
было проведено около 30 огневых наземных испытаний
двигателя. В 1938 г. (после ареста В. П. Глушко)
двигатель ОРМ-65 был заменен двигателем РДА-1-150 с
силой тяги 1500 Н, разработанным в РНИИ под
руководством Л. С. Душкина (рис. 3).
Летные испытания планера с ракетным двигателем
(ракетопланера), получившим новое обозначение
РП-318, были поручены летчику-планеристу В. П.
Федорову. В феврале 1940 года ракетопланер был
забуксирован в воздух. Когда буксировщик набрал высоту 2 км,
Федоров отцепился и начал планирующий полет. Через
несколько минут он включил двигатель. Израсходовав
весь запас топлива, летчик благополучно приземлился
на аэродроме.
Это был первый в СССР полет человека на
летательном аппарате с ЖРД.
Одним из важнейших направлений в деятельности
РНИИ была разработка эффективных пороховых
реактивных снарядов РС-82 и PC-132 и пусковых установок
к ним для применения в полевой артиллерии и авиации.
Руководство этими работами вначале осуществлялось
И. Т. Клейменовым, Г. Э. Лангемаком, затем А. Г.
Костиковым.
Таким образом, в предвоенные годы в стенах РНИИ
на уровне экспериментальных образцов были
разработаны различные образцы ЖРД и ракетных снарядов.
Однако в конце 1937 г. РНИИ лишился своих руково-
12
ОНИ БЫЛИ ПЕРВЫМИ
дителей, а в последующие два года - и еще ряда
опытных и высококвалифицированных сотрудников.
Тяжелая участь постигла И. Т. Клейменова, Г. Э. Лангемака,
неоправданно подверглись репрессиям С. П. Королев,
В. П. Глушко и некоторые другие ученые и
конструкторы. Это, безусловно, сказалось на дальнейшей
деятельности РНИИ. Тем не менее коллектив института
продолжал плодотворно трудиться и достиг значительных
успехов под руководством М. В. Келдыша.
Шел трудный 1942 год. С. П. Королев был переведен в
опытное конструкторское бюро в городе Казани. Здесь
он занимался установкой ЖРД конструкции В. П.
Глушко на боевые самолеты и их летными испытаниями.
Руководителем КБ был В. П. Глушко, который в
результате многолетнего напряженного труда создал
жидкостной ракетный двигатель РД-1. Двигатель работал на
азотной кислоте и тракторном керосине. Расходуя 90 кг
топлива в минуту, РД-1 развивал тягу около 3000 Н.
Первоначально РД-1 был установлен на известном
бомбардировщике Пе-2 Петлякова, а затем на
истребителе Ла-7 С. А. Лавочкина, Як-3 А. С. Яковлева, Су-6 и
Су-7 П. О. Сухого. Принять участие в боевых действиях
эти самолеты не успели, гитлеровцы к тому времени
прекратили свои попытки прорваться к Москве. Им уже
было не до того.
В августе 1946 г. на авиационном заводе в Тушино был
продемонстрирован в полете самолет 120Р конструкции
С. А. Лавочкина с работающим ЖРД конструкции В. П.
Глушко.
В декабре 1937 года ракетные снаряды РС-82
принимаются на вооружение истребителей И-15 и И-16.
Впервые ракетное оружие было применено в боевой
обстановке в августе 1939 года - в период конфликта с
Японией в районе реки Халхин-Гол. Боевая
эффективность нового ракетного оружия была проверена в июле
1941 года на Западном фронте. Войска противника,
подвергшиеся огневому шквалу «катюш», были полностью
деморализованы.
13
НАЧНЕМ С ИСТОРИИ
ЗАРУБЕЖНЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛИ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ
Роберт Годдард (Goddard) - пионер
ракетно-космической техники.
В 1912—1913 гг. Годдард разрабатывал теорию
движения ракеты, а с 1915 г. занимался стендовыми
экспериментами с твердотопливными ракетами. В 1920 г. в
Вашингтоне была издана фундаментальная работа Годдар-
да «Метод достижения предельных высот». Эту работу
по праву следует отнести к числу классических в
истории ракетно-космической науки и техники.
В 1921 г. Годдард перешел к экспериментам с ЖРД,
используя в качестве окислителя жидкий кислород, а в
качестве горючего различные углеводороды. Первый
запуск ЖРД на стенде состоялся в марте 1922 г. Первый
успешный полет ракеты с ЖРД, созданной Годдардом,
был осуществлен 16 марта 1926 года. Ракета со
стартовой массой 4,2 кг достигла высоты 12,5 м и пролетела 56
м. Годдард дал свой вывод дифференциального
уравнения движения ракеты и приближенный метод его
решения, определил минимальную стартовую массу ракеты
для подъема одного фунта полезного груза на разные
высоты, дал свой метод определения КПД ракеты и
теоретически обосновал все выгоды многоступенчатых ракет.
Годдард строит, испытывает и запускает жидкостные
ракеты до конца 1941 г. Последние годы жизни он
работает по военным контрактам. Умер Годдард после
операции в августе 1945 года.
Герман Оберт (Oberth) - немецкий ученый и
экспериментатор в области ракетной техники, один из
пионеров теоретической космонавтики. Родился в Румынии в
1894 г.
Уже первая книга Оберта «Ракета в космическое
пространство» A923 г.) убедительно продемонстрировала
глубину и ширину его теоретических исследований.
Дальнейшее развитие идеи Германа Оберта получили
в книге «Пути осуществления космического полета»
A929 г.), в которой, в частности, был рассмотрен вопрос
о возможности использования при межпланетных
перелетах энергии солнечного излучения.
В 1957 г. вышла из печати книга Оберта «Люди в
космосе». В этой работе Оберт вновь возвращается к
использованию энергии излучения Солнца с помощью
огромных зеркал, развертываемых в космосе.
Оберт разрабатывает несколько проектов космических
ракет. Он сразу отказывается от твердого топлива в
пользу жидкостных двигателей, предлагая для них спирт,
углеводороды и жидкие газы: водород и кислород.
Роберт Эно Пельтри (Einaut Pelterie) - французский
ученый, инженер и изобретатель, один из пионеров
ракетно-космической техники.
Получив широкое образование в области
естественных и точных наук, Эно Пельтри A881—1957) в начале
своей деятельности увлекся авиационной техникой. В
1906—1907 гг. он спроектировал и построил один из
первых монопланов и первый в мире моноплан
трубчатой металлоконструкции.
В космонавтику Роберт Эно Пельтри пришел вполне
логично: если бензиновый мотор в вакууме работать не
может, следовательно, нужен другой двигатель, и Эно
Пельтри приходит к ракете.
В начале XX века происходит подлинная революция в
физике: Макс Планк создает теорию квантов, Альберт
Эйнштейн - теорию относительности, Нильс Бор
объясняет строение атома, а Эрнест Резерфорд расщепляет
его. Силы, скрытые в атоме, завораживают
воображение. Одним из первых, кто обратил внимание на
возможность использования энергии атома в космической
технике, был Роберт Эно Пельтри.
В 1930 г. Роберт Эно Пельтри опубликовал в Париже
первый том капитального труда «Астронавтика»
(второй том вышел в 1935 г.). В этом двухтомнике Эно
Пельтри суммирует все, что имеет отношение к
космическим полетам. Это был наиболее полный свод
космических знаний того времени.
У него была печальная история. Не признанный на
родине, он уезжает в Швейцарию. Умер Роберт Эно
Пельтри в декабре 1957 года.
14
КАК УСТРОЕНА РА КЕТА-НОСИТЕЛЬ
Глава 2
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
КАК УСТРОЕНА РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ
Ракета - это летательный аппарат, движущийся за
счет реактивной силы, возникающей при выбрасывании
газов из двигателя. Но на этом принципе летают и
самолеты, которые называются реактивными, а не ракетами.
В отличие от самолета, ракета несет в себе не только
горючее, но и окислитель для его сжигания (кислород,
фтор). Необязательно на борту иметь кислород в
чистом виде. Он может находиться в соединении с другими
элементами, например в виде азотной кислоты или пе-
роксида водорода.
Наличие на борту ракеты горючего и окислителя
придаст ей необыкновенную возможность - полную
независимость от высоты полета. У реактивных двигателей
есть свой «потолок», выше которого они неспособны
создавать необходимую силу тяги, так как в разреженном
воздухе не хватает кислорода для сжигания горючего. А
ракетные двигатели не имеют ограничений по высоте,
так как для создания тяги используют окислитель,
находящийся на борту ракеты.
Современная космическая ракета представляет собой
сложное сооружение, состоящее из тысяч деталей,
каждая из которых выполняет предназначенную ей роль.
Сердцем космической ракеты является двигательная
установка. Двигательная установка - это силовой
агрегат, обеспечивающий разгон ракеты до заданной
скорости, но ракете необходимо не только сообщить скорость,
она должна во время полета управляться. Система
управления космическим летательным аппаратом имеет
свои «органы» восприятия окружающей среды. Эти
средства делают его полностью автономным.
Наибольшее распространение получили системы, основанные на
инерционных методах управления, т. е. на измерении
линейных ускорений приборами, использующими
свойство инерции материального тела (отсюда название
«инерциальные»).
Идея инерциального метода управления была
высказана еще в 1932 г. Большой практический вклад в
создание отечественных систем управления был сделан
коллективом ученых и специалистов, руководимых
Н. А. Пилюгиным A908-1982). Современные системы
управления способны выводить ракеты-носители на
любые траектории и орбиты, приводить их точно к цели,
осуществлять сближение и стыковку, производить
посадку на небесные тела, управлять процессом
возвращения к Земле, в том числе осуществлять беспилотную
посадку крылатых кораблей. Если двигательная установка
называется сердцем ракеты, то система управления - ее
голова и нервы.
Помимо двигательной установки и системы
управления полетом, в состав ракеты входит полезный груз -
то, ради чего и запускается ракета. Характер полезного
груза может быть различным в зависимости от
назначения ракеты.
Но как вывести полезный груз на орбиту? Для этого
потребуется большой запас топлива (горючего и
окислителя), а значит, и ограниченное время работы
двигателя.
Выведение каждого лишнего килограмма массы
космического аппарата на низкую околоземную орбиту
требует при современном уровне технического
совершенства средств выведения затрат 30-40 кг массы на
Земле. Большие массоэнергетические затраты
необходимы также для перевода космических аппаратов с
низких околоземных орбит на высокие орбиты и на
траектории полета к планетам Солнечной системы. Так,
перевод одного килограмма массы с опорной круговой
орбиты наклонением 51,0° и высотой 200 км на
геостационарную орбиту (наклонение 0°, высота около 36 тыс. км)
требует затрат около 7 кг массы.
Ракета-носитель стартует вертикально вверх.
Вертикальный взлет упрощает проектирование и
изготовление пусковой установки. Выбирая место старта, обычно
учитывают несколько факторов: поблизости должны
располагаться транспортные магистрали, по которым
ракета или ее части доставляются к месту старта, но в то
же время к космодрому должны прилегать «зоны
отчуждения», куда могут падать, не принося вреда,
отработанные ступени ракеты-носителя. Важны также
энергетический и географический факторы. Известно, что при
запуске в восточном направлении скорость
ракеты-носителя складывается со скоростью вращения Земли,
чем ближе космодром к экватору, тем экономичней
вывод космического аппарата на орбиту.
Более 90 лет назад A903 г.) К. Э. Циолковский
установил зависимость конечной скорости, которую может
достичь ракета, от массы находящегося на ее борту
топлива и скорости истечения продуктов ее сгорания
(газов) из ракетного двигателя. При приближенных
расчетах он исходил из того, что сила тяжести и
сопротивление воздушной среды отсутствуют.
Найденную зависимость Циолковский выразил
формулой:
Vk=ulnMo/Mk,
A)
где Vk - конечная скорость ракеты, т. е. та скорость,
которую приобретает ракета после сгорания всего
запасенного в ней топлива при условии разгона ее в
«свободном» космическом пространстве,
и - скорость истечения газов из ракетного двигателя,
15
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБШИЕ СВЕДЕНИЯ
Мо - начальная масса ракеты (стартовая масса),
включающая массу конструкции, запаса топлива и
полезного груза,
Мк - конечная масса ракеты, т. е. масса ракеты после
израсходования топлива.
Очевидно, что начальная масса ракеты равна:
Мо=Мк+Мтопл ,
где Мтопл - масса топлива. Отношение MTOnjI/MR = z
называется числом Циолковского. Далее формула A)
примет такой вид:
Vk = u In (Мк+Мтопл)/Мк - и 1пA+Мтопл/Мк). B)
Очевидно, что чем больше сгорело топлива, тем
больше и, естественно, конечная скорость ракеты. Конечную
скорость ракеты Vk обычно называют характеристикой
или идеальной скоростью, подчеркивая тем самым, что
хотя в действительности она и не достигается, однако в
некоторых идеальных условиях ее все же можно было
бы получить. Заметим, что речь идет не об абсолютном
запасе топлива, а об отношении массы топлива к массе
полезного груза и конструкции ракеты. Отсюда следует:
чтобы ракета смогла достичь возможно большей
скорости полета, ее создатели должны стремиться сделать
ракету как можно легче, чтобы возможно большая доля
начальной массы приходилась на топливо и полезный груз.
С учетом силы притяжения и сопротивления
воздушной среды конечная скорость ракеты определяется
выражением:
Vk = A u 2,3 lg Mo/Mk ,
C)
где А - некоторый коэффициент, больший единицы,
In = 2,3 lg N (N - некоторое число).
У современных ракет относительная масса топлива
достигает 90% ее начальной массы. Если 90% массы
ракеты приходится на топливо, то это значит, что на все
остальное, а именно на полезный груз, органы
управления двигателя, баки и все прочие элементы
конструкции, приходится только 10% полной массы.
Следовательно, оболочка ракеты должна быть очень
легкой и вместе с тем достаточно прочной, чтобы
выдержать возникающие в полете нагрузки.
Нетрудно подсчитать максимально возможную
скорость полета ракеты. Возьмем для примера отношение
масс, равное десяти, при скорости истечения газов
3000 — 3500 м/с. Максимально достижимая скорость
соответственно будет 8,5 и 10,35 км/с.
Сила тяги двигателя связана со скоростью истечения
газов формулой:
F =
D)
в технической системе единиц:
*уд ~
Таким образом, увеличение скорости истечения газов
и увеличение скорости расходования рабочего тела
повышают силу тяги.
Совершенство двигателя и эффективность его работы
характеризуются удельным импульсом тяги 1уД.
Удельный импульс тяги - величина, которая определяется
отношением силы тяги к массе топлива, расходуемого в
секунду ( в системе СИ):
Ре = м/с, E)
F)
Полученные секунды никак не связаны с временем
работы ракетного двигателя.
Скорость истечения газов из сопла ракетного
двигателя зависит от их температуры и молекулярной массы.
Чем выше температура, тем больше скорость. Напротив,
продукты сгорания должны иметь как можно меньшую
молекулярную массу: с ее уменьшением скорость
истечения возрастает. С этой точки зрения наилучшим
горючим считают жидкий водород. Он обладает большой
теплотой сгорания (обеспечивает высокую температуру
продуктов сгорания) и самой низкой молекулярной
массой из всех веществ на Земле.
Так, если скорость истечения газов взять равной 3500
м/с, тогда двигатель, в котором в каждую секунду
сгорает, допустим, 100 кг топлива, разовьет силу тяги F =
100 кг/с х 3500 м/с = 350 000 Н. При этом удельный
импульс тяги составит 3500 Н • с/кг.
Так как сила тяги современных ракетных двигателей
огромна (сотни и тысячи Ньютонов), то и запасы
топлива необходимы большие.
Циолковский нашел простое, гениальное решение,
казалось, неразрешимой задачи - организовать полет так,
чтобы уже в полете освобождаться от тех частей ракеты,
которые стали ненужными. По идее Циолковского,
ракета должна состоять из ряда связанных
самостоятельных ракет. Этот ракетный поезд работает следующим
образом. При взлете включаются двигатели самой
мощной I ступени, которая уносит все сооружение на
большую высоту и сообщает ему большую скорость. Когда
все топливо в этой ступени будет израсходовано, она
сбрасывается и в то же время начинают работать
двигатели II ступени, которые продолжают увеличивать
скорость всего поезда, пока и во II ступени не кончится
топливо. После этого она также отделяется и включается
двигатель III ступени, который сообщает оставшейся
части ракеты заданную скорость и выводит ее на
расчетную высоту.
Для многоступенчатой ракеты формула
Циолковского примет следующий вид:
где F - сила тяги (Н), и - скорость истечения газов
(м/с), тс - масса, расходуемая в единицу времени
(секундный расход массы) (кг/с).
Vn = nuln(l+z),
где п - число ступеней ракеты.
G)
16
КАК УСТРОЕНА РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ
СХЕМА ВЫВЕДЕНИЯ ИСКУССТВЕННОГО
СПУТНИКА ЗЕМЛИ НА ОРБИТУ
1 - пуск
2 - отделение боковых блоков
(первой ступени)
3 - сброс створок головного
обтекателя
4 — отделение центрального блока
(второй ступени)
5 - сброс створок хвостового отсека
6 - отделение третьей ступени
7 - запуск двигательной установки
четвертой ступени
8 - выключение двигательной
установки четвертой ступени,
отделение КА
На старте РН «Молния»
1-2 - участок выведения КА на
опорную орбиту двумя
(тремя) ступенями
2-3 - полет по опорной орбите до
узла
3-4 - работа двигателя первой
ступени - выход на орбиту
фазирования
4-5 - полет по орбите
фазирования
5-6 - работа двигателя третьей
ступени - выход на
переходную эллиптическую орбиту
6-7 - пассивный полет по
переходной орбите до апогея
7-8 - работа двигателя третьей
ступени — выход на стаиио-
нарную орбиту
Стационарная орбита
Орбита фазирования
Опорная (начальная) орбита
Линия узлов
Переходная орбита
Рис. 4. Схемы выведения спутников
17
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБШИЕ СВЕДЕНИЯ
Если же учитывать действие сил тяжести и
сопротивления воздуха, то окончательная формула для скорости,
которую приобретает многоступенчатая ракета, будет:
Vn = A n u ln(l + z).
(8)
Рассмотрим теперь характерные особенности
составных частей ракеты.
Принято считать низкими орбиты со средней
высотой, меньше 5875 км. На этих орбитах спутники имеют
периоды обращения вокруг Земли меньше 225 минут.
Высокие орбиты — средняя высота больше 5875 км.
Переходные орбиты - это орбиты с высокими апогеем и
низким перигеем для вывода объекта на
геофункциональную орбиту. Идеальная геостационарная орбита
имеет радиус 42164 км (средняя высота — 35785 км) и
лежит в экваториальной плоскости. Полный оборот
находящийся на этой высоте спутник совершает за 23 часа
56 минут 4 секунды A436 мин.). Геосинхронная орбита
в отличие от геостационарной может иметь любое
наклонение (рис. 4).
На круговой орбите высотой в 200 км время жизни
неуправляемого спутника равно нескольким дням, а на
орбите высотой 600 км — от 25 до 30 лет. На высотах
около 1000 км — двум тысячелетиям.
181
ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
ДВИГАТЕЛИ АЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Двигатели для космических полетов отличаются от
земных тем, что они при возможно меньшей массе и
объеме должны вырабатывать как можно большую
мощность. Кроме того, к ним предъявляются такие
требования, как исключительно высокая эффективность и
надежность, значительное время работы.
По виду используемой энергии двигательные
установки ракет-носителей подразделяются на
термохимические и ядерные. Каждый из указанных типов имеет
свои преимущества и недостатки и может применяться
в определенных условиях.
В настоящее время космические корабли,
орбитальные станции и беспилотные спутники Земли выводятся
в космос ракетами, оснащенными мощными
термохимическими двигателями. Существуют также
миниатюрные двигатели малой силы тяги. Это уменьшенная
копия мощных двигателей. Некоторые из них могут
уместиться на ладони. Сила тяги таких двигателей очень
мала, но и ее бывает достаточно, чтобы управлять
положением корабля в пространстве.
Ядерные ракетные двигатели (ЯРД) еще находятся на
стадии развития, но, очевидно, найдут применение на
межпланетных космических аппаратах.
ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Из повседневной практики известно, что в двигателе
внутреннего сгорания, топке парового котла - всюду,
где происходит сгорание, самое активное участие
принимает атмосферный кислород. Без него нет
горения. В космическом пространстве воздуха нет,
поэтому для работы ракетных двигателей необходимо иметь
топливо, содержащее два компонента - горючее и
окислитель.
В жидкостных термохимических ракетных
двигателях в качестве горючего используется спирт, керосин,
бензин, анилин, гидразин, диметилгидразин, жидкий
водород, а в качестве окислителя - жидкий кислород,
пероксид водорода, азотная кислота, жидкий фтор.
Горючее и окислитель для ЖРД хранятся раздельно, в
специальных баках и под давлением или с помощью
насосов подаются в камеру сгорания, где при их
соединении развивается температура 3000 - 4500 °С.
Продукты сгорания, расширяясь, приобретают
скорость 2500-4500 м/с, создавая реактивную тягу. Чем
больше масса и скорость истечения газов, тем больше
сила тяги двигателя.
Насосы подают топливо к головке двигателя, в
которой смонтировано большое число форсунок. Через одни
из них в камеру впрыскивается окислитель, через
другие - горючее.
В любой машине при сгорании топлива образуются
большие тепловые потоки, нагревающие стенки
двигателя. Если не охлаждать стенки камеры, то она быстро
прогорит, из какого материала ни была бы сделана.
ЖРД, как правило, охлаждают одним из компонентов
топлива. Для этого камеру делают двухстеночной. В
зазоре между стенками протекает компонент топлива.
Большой удельный импульс тяги создает двигатель,
работающий на жидком кислороде и жидком водороде.
В реактивной струе этого двигателя газы мчатся со
скоростью немногим больше 4 км/с. Температура струи
около 3000°С, и состоит она из перегретого водяного
пара, который образуется при сгорании водорода в
кислороде. Основные данные типичных топлив для ЖРД (на
Земле) приведены в таблице.
Но у кислорода наряду с рядом достоинств есть и
один недостаток - при нормальной температуре он
представляет собой газ. Понятно, что применять в
ракете газообразный кислород нельзя, ведь в этом случае
пришлось бы хранить его под большим давлением в
массивных баллонах. Поэтому уже Циолковский,
первый предложивший кислород в качестве компонента
ракетного топлива, говорил о жидком кислороде.
Чтоб?>д превратить кислород в жидкость, его нужно
охладить до температуры -183 °С. Однако сжиженный
кислород легко и быстро испаряется, даже если его
хранить в специальных теплоизолированных сосудах.
Поэтому нельзя, например, долго держать снаряженной
ракету, двигатель которой работает на жидком кислороде.
Приходится заправлять кислородный бак такой ракеты
непосредственно перед пуском.
Азотная кислота не обладает таким недостатком и
поэтому является «сохраняющимся» окислителем. Этим
объясняется ее прочное положение в ракетной технике,
несмотря на существенно меньший удельный импульс
тяги, которую она обеспечивает.
Основные характеристики жидких ракетных топлив
Таблица 1
Окислитель
Азотная кислота
Жидкий кислород
Жидкий кислород
Жидкий кислород
Жидкий фтор
Горючее
Керосин
Керосин
Жидкий водород
Диметилгидразин
Гидразин
Плотность,
кг/лл3
1400
1036
345
1000
1312
Удельный импульс
тяги, лл/с
2900
3283
4164
3381
4275
Удельная теплота
сгорания, кЛж/кг
6100
9200
13400
9200
9350
19
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
зажигание
пороховой
заряд
жидкий
окислитель
твердое
горючее
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ
РАКЕТНЫЙ
ДВИГАТЕЛЬ (ТТРД)
ГИБРИДНЫЙ
РАКЕТНЫЙ
ДВИГАТЕЛЬ
рабочее
тело TZf
турбина
у
реактор
и-
Р
\
\у\ подпитка
\\% турбины
ъ
ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ
ДВИГАТЕЛЬ (ЯРД)
Окислитель
Горючее Окислитель
I
СХЕМА ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ
ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА:
1 — камера сгорания; 2 — газовод; 3 — турбина; 4 —
насос окислителя; 5 - насос горючего; 6 -
генераторный насос горючего; 7 - газогенератор
СХЕМА ЖРД БЕЗ ДОЖИГАНИЯ
ГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА:
1 — камера сгорания; 3 — турбина; 4 — насос окислителя;
5 - насос горючего; 7 - газогенератор
ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Рис. 5. Ракетные двигатели
20
ДВИГАТЕЛИ АЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
Использование фтора - наиболее сильного из всех
известных химии окислителей - позволит существенно
увеличить эффективность ЖРД. Правда, жидкий фтор
неудобен в эксплуатации из-за ядовитости и низкой
температуры кипения (-188 °С). Но это не
останавливает ракетчиков: экспериментальные двигатели на фторе
уже существуют.
Ф. А. Цандер предложил использовать в качестве
горючего легкие металлы - литий, бериллий и др., в
особенности как добавку к обычному топливу, например
водородно-кислородному. Подобные «тройные
композиции» способны обеспечить наибольшую возможную
для химических топлив скорость истечения до 5 км/с.
Но это уже, вероятно, предел ресурсов химии.
Большего она практически сделать пока не может.
Эффективность двигательной установки (ДУ) с ЖРД
возрастает с увеличением удельного импульса тяги и
плотности топлива. Причем в последнее время
предъявляется все больше требований к экологической чистоте
как самих компонентов топлива, так и продуктов их
сгорания. В настоящее время жидкий кислород и жидкий
водород являются наилучшим высокоэффективным,
экологически чистым топливом. Однако чрезвычайно
низкая плотность жидкого водорода (всего 70 кг/м3)
существенно ограничивает возможность его применения.
Наилучшими компонентами топлива для ДУ первой
ступени являются жидкий кислород и углеводородное
горючее. До сих пор в качестве углеводородного
горючего (УВГ) чаще всего используют керосин. Однако
керосину свойственен ряд недостатков, в связи с чем
рассматривается применение метана (СН4), пропана (С3Н8) и
сжиженного природного газа.
Увеличение давления в камере сгорания является
вторым по важности способом повышения энергетических
характеристик ЖРД. Увеличение давления в камерах
ЖРД способствует также уменьшению габаритных
размеров силовой установки.
Следует отметить, что увеличение удельного
импульса тяги ЖРД, сокращение габаритных размеров
двигателей и носителя в целом может быть обеспечено
применением выдвижного сопловного насадка (двухпозици-
онное сопло), т. е. применением сопла с высотной
компенсацией.
Хотя мы и начали рассказ с ЖРД, нужно сказать, что
первым был создан термохимический ракетный
двигатель на твердом топливе - ТТРД. Топливо -
специальный порох - находится здесь непосредственно в камере
сгорания. Камера с реактивным соплом - вот и вся
конструкция. РДТТ имеют много преимуществ перед
двигателями на жидком топливе: они просты в
изготовлении, длительное время могут храниться, всегда готовы к
действию, взрывобезопасны. Но по удельному
импульсу тяги РДТТ на 10 - 30% уступают жидкостным.
Разработкой отечественных топлив в течение многих
лет занимались ученые Государственного института
прикладной химии под руководством В. С. Шпака в
городе Ленинграде.
В зарубежных РН используется:
- смесевое твердое топливо на основе
полибутадиенового каучука (НТРВ);
- смесевое твердое топливо на основе полибутадиен-
акрилнитрильного каучука (PBAN).
ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Один из основных недостатков ракетных двигателей,
работающих на жидком топливе, связан с ограниченной
скоростью истечения газов. В ЯРД представляется
возможным использовать колоссальную энергию,
выделяющуюся при разложении ядерного горючего для
нагревания рабочего тела.
Принцип действия ЯРД почти не отличается от
принципа действия термохимических двигателей. Разница
заключается в том, что рабочее тело нагревается не за
счет собственной химической энергии, а за счет
«посторонней» энергии, выделяющейся при внутриядерной
реакции. Рабочее тело пропускается через ядерный
реактор, в котором происходит реакция деления атомных
ядер (например, урана), и при этом нагревается.
У ЯРД отпадает необходимость в окислителе и
поэтому может быть использована только одна жидкость.
В качестве рабочего тела целесообразно применять
вещества, позволяющие двигателю развивать большой
удельный импульс тяги. Этому условию наиболее
полно удовлетворяет водород, затем следует аммиак,
гидразин и вода.
Процессы, при которых выделяется ядерная
энергия, подразделяют на радиоактивные превращения,
реакции деления тяжелых ядер, реакции синтеза
легких ядер.
Радиоактивные превращения реализуются в так
называемых изотопных источниках энергии. Удельная
массовая энергия (энергия, которую может выделить
вещество массой 1 кг) искусственных радиоактивных
изотопов значительно выше, чем химических топлив. Так,
для 210Ро она равна 5 х 108 кДж/кг, в то время как для
наиболее энергопроизводительного химического
топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает
ЗхЮ4 кДж/кг.
К сожалению, подобные двигатели применять на
космических ракетах-носителях пока не рационально.
Причина этого - высокая стоимость изотопного вещества и
трудности эксплуатации.
Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, даже при
его транспортировке в специальном контейнере, при
стоянке ракеты на старте.
В ядерных реакторах используется более
энергопроизводительное топливо. Так, удельная массовая энергия
235U (делящегося изотопа урана) равна 5 х 109 кДж/кг,
т. е. примерно на порядок выше, чем у изотопа 210Ро. Эти
двигатели можно «включать» и «выключать», ядерное
горючее B33U, 235U, 238U, 239Pu) значительно дешевле
изотопного. У таких двигателей могут применяться
эффективные рабочие вещества - спирт, аммиак, жидкий
водород. Удельный импульс тяги двигателя с водородом
около 9000 Я*с/кг.
21
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБШИЕ СВЕДЕНИЯ
Простейшая схема ЯРД с реактором, работающим на
твердом ядерном горючем, показана на рис. 18. Рабочее
тело помещено в баке. Насос подает его в камеру
двигателя. Распыляясь с помощью форсунок, рабочее тело
вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным
горючим, нагревается, расширяется и с большой скоростью
выбрасывается через сопло наружу.
Ядерное горючее по запасу энергии превосходит
любой другой вид топлива. Так почему же установки на
этом горючем имеют сравнительно небольшую
удельную тягу и большую массу? Дело в том, что удельная
тяга твердофазного ЯРД ограничена температурой
делящегося вещества, а энергетическая установка при
работе испускает сильное ионизирующее излучение,
оказывающее вредное действие на живые организмы и
материалы.
В земных условиях атомный реактор, являющийся
главной частью атомных электростанций, окружают
толстыми бетонными стенами. Конечно, такой вид
защиты не пригоден на космических летательных
аппаратах (КЛА).
Какая же защита экипажа от проникающей радиации,
возникающей при работе атомного реактора, возможна
на КЛА? По-видимому, ядерная энергетическая
установка во время работы должна находиться не на борту, а
на некотором расстоянии от аппарата. При такой схеме
нейтроны и гамма-лучи будут рассеиваться в
космическом пространстве, минуя корпус КЛА, но все же какая-
то часть излучения будет попадать в помещение, где
находятся люди, и от нее также нужна защита в виде
экранов из металлических пластин. Но толщина - это масса,
а увеличение массы для космических объектов очень
нежелательно.
Экраном, защищающим человека от потока
заряженных частиц и гамма-лучей, может служить свинец.
Взаимодействуя с атомами свинца, эти излучения быстро
поглощаются, но для нейтронов даже толстые
свинцовые стены не преграда. Эти частицы хорошо
замедляются в водородосодержащей среде и очень сильно
поглощаются ядрами атомов некоторых элементов: кадмия,
гафния, гадолиния. Тонкая пластинка из этих металлов,
установленная после водородосодержащего экрана,
преграждает путь почти всем нейтронам.
Практические разработки ЯРД, использующих
твердое ядерное горючее, были начаты в середине 50-х
годов, т. е. одновременно с введением в строи первых
атомных электростанций.
Существуют и более экзотические проекты ядерных
ракетных двигателей, в которых делящееся вещество
находится в жидком, газообразном или даже в
плазменном состоянии, однако реализация подобных логически
возможных конструкций при современном уровне
техники встречает значительные трудности.
импульсный ядерный
ракетный двигатель
Это очень интересный и перспективный двигатель. В
нем используется энергия большого числа небольших
ядерных зарядов (в том числе и термоядерных),
находящихся на борту ракеты. Эти ядерные заряды
последовательно выбрасываются из ракеты и на некотором
расстоянии за ней взрываются. При каждом взрыве часть
расширяющихся газообразных продуктов в виде
плазмы с высокой плотностью и скоростью ударяет об
основание ракеты - толкающую платформу.
Под действием удара платформа движется вперед с
большим ускорением. Ускорение гасится
демпфирующим устройством таким образом, чтобы возникающая
при этом перегрузка не превышала предела
выносливости человека.
После цикла сжатия демпфирующее устройство
возвращает толкающую платформу в начальное
положение, после чего она готова принять новый очередной
удар. Суммарное приращение скорости полета ракеты
зависит от числа ядерных взрывов.
ТЕРМОЯДЕРНЫЕ
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Ядерные ракетные двигатели, по-видимому, не
пригодны для установки на ракеты, стартующие с Земли. Для
таких ракет может оказаться более предпочтительным
термоядерный двигатель (ТЯРД). В качестве горючего для
ТЯРД могут использоваться изотопы водорода.
Энергопроизводительность водорода в этой реакции составляет
6,8 х 1011 кДж/кг, т. е. примерно на два порядка выше
энергопроизводительности ядерных реакций деления.
Ученые во многих странах мира работают над
созданием термоядерных установок на их основе.
221
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ LJEHTP им. М. В. КЕЛДЫША
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ЦЕНТР им. М. В. КЕЛДЫША
И. Т. Клейменов
1899-1938
М. В. Келдыш
1911-1978
В. Я. Лихушин
1918-1992
А. С. Коротеев
Реактивный научно-исследовательский институт -
РНИИ был образован приказом Реввоенсовета СССР от
21 сентября 1933 года № 113 и постановлением Совета
Труда и Обороны СССР от 31 октября 1933 года № 104.
РНИИ стал первой в мире научно-исследовательской
организацией по разработке ракетной техники и
оригинальных методов ее отработки и испытаний.
РНИИ был создан на базе ленинградской
Газодинамической лаборатории (ГДЛ) и московской Группы по
изучению реактивного движения (ГИРД) и подчинен Нар-
комтяжпрому. Возглавил институт начальник ГДЛ И. Т.
Клейменов, а его заместителем был назначен начальник
ГИРД С. П. Королев. В составе РНИИ были
организованы отделы по разработке пороховых снарядов,
жидкостных ракет, стартовых установок, подразделения по
разработке ЖРД, крылатых и баллистических ракет,
прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД),
газодинамическая и химическая лаборатории,
испытательные станции и производственные мастерские.
Важнейшей вехой довоенного и военного периодов
истории института является создание ракетного
вооружения нашей армии. Работы по созданию пороховых
ракетных снарядов были начаты пионером отечественной
ракетной техники инженером-химиком Н. И.
Тихомировым еще в 1921 г. и продолжены в ГДЛ под
руководством Б. С. Петропавловского и Г. Э. Лангемака. В
период 1933—1940 гг. в институте были завершены
разработки и переданы на вооружение осколочно-фугасные
реактивные снаряды, предназначенные для стрельбы по
воздушным, морским и наземным целям.
Установка БМ-13 с пороховыми реактивными
снарядами М-13, смонтированная на автомашине высокой
проходимости, была разработана в институте в 1939—
1940 гг., принята на вооружение в 1941 г. и стала
легендарной артиллерийской системой - «катюшей»,
сыгравшей большую роль в период Великой Отечественной
войны 1941-1945 гг.
Разработку ЖРД на высококипящих компонентах
топлива (азотная кислота + керосин) возглавил В. П.
Глушко. Разработку кислородно-керосиновых ЖРД
возглавлял М. К. Тихонравов.
Значительные успехи были достигнуты в
подразделении, которым руководил С. П. Королев. В нем были
развернуты работы по летательным аппаратам с
ракетными двигателями - разработаны и испытаны в
полете крылатая ракета 212 и ракетоплан РП-318,
вошедшие в историю как первые летательные аппараты
с ЖРД.
В мае 1942 года проведены летные испытания первого
советского истребителя-перехватчика БИ-1,
оснащенного ЖРД, разработанным Л. С. Душкиным.
В феврале 1944 года постановлением
Государственного Комитета Обороны РНИИ был преобразован в НИИ
реактивной авиации с литерным наименованием НИИ-1
НКАП.
В послевоенные годы основным направлением в
деятельности института стали научно-исследовательские
работы по созданию ракетных двигателей и энергетиче-.
ских установок ракетных и ракетно-космических
комплексов.
В 1946-1961 гг. вначале директором, а затем научным
руководителем института был выдающийся ученый,
теоретик космонавтики академик М. В. Келдыш.
Длительное время A955-1988) институт возглавлял
В. Я. Лихушин. С 1988 г. директор института -
академик А. С. Коротеев.
В 1946 г. институт включился в масштабную работу
по созданию в стране ракет дальнего действия. Были
теоретически и экспериментально изучены глубокие
внутренние закономерности рабочих процессов ЖРД,
что позволило институту разработать научные основы
проектирования и конструирования ЖРД на
высококипящих и криогенных компонентах топлива для первых
баллистических ракет Р-1 и Р-2.
В 1954-1957 гг. институт обеспечивал научное
сопровождение разработок по ЖРД для межконтинентальной
баллистической ракеты Р-7 и по теплозащите головных
частей. В этот же период институт являлся научным ру-
23
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
ководителем разработки ЖРД и ПВРД для
межконтинентальной крылатой ракеты «Буря».
В 1957-1961 гг. институтом решены проблемы
обеспечения высокой надежности ЖРД и продольной
устойчивости ракет. В эти годы впервые обоснована и
экспериментально продемонстрирована высокая
эффективность ЖРД, работающего по схеме с дожиганием
генераторного газа. В дальнейшем в стране по такой схеме
были разработаны двигатели с высокими параметрами
для маршевых и разгонных ступеней ракет, которые не
имели аналогов в мировой практике.
В период 1965-1991 гг. основные работы по ракетным
и ракетно-космическим комплексам в нашей стране
были сосредоточены в Министерстве общего
машиностроения. Институт становится головной
научно-исследовательской организацией отрасли по проблемам
ракетного двигателестроения и получает новое наименование
НИИ тепловых процессов (НИИТП).
В этот период работы института были направлены,
главным образом, на научное обеспечение разработок
ЖРД на стабильных компонентах топлива с высокими
энергомассовыми характеристиками и высокой
надежностью. Этими работами был закрыт целый ряд
сложнейших проблем, связанных с обеспечением
устойчивости, регулирования, запуском ЖРД под водой (для
морских БРК), с минометным стартом ракет, и тем самым
внесен большой вклад в создание высокосовершенных
боевых ракет наземного и морского базирования
УР-100, Р-36, Р-29, Р-29Р, Р-29РМ и их модификаций.
В обеспечение создания ракетных двигателей
твердого топлива (РДТТ) разработаны и внедрены в практику
работы КБ методы профилирования сопел с большими
степенями расширения, методики расчета теплообмена
и теплозащиты РДТТ, выбора рецептур твердых топлив,
теплозащитных и эрозиестойких материалов,
усовершенствованы методы и средства отработки РДТТ и
обеспечения работоспособности органов управления
вектором тяги. Этими работами институт внес
значительный вклад в успешное создание
высокоэффективных БРК наземного и морского базирования с
твердотопливными МБР РТ-2П, РТ-23УТТХ, Р-39.
С 1992 г. институт (с 1995 г. он носит современное
название - Центр Келдыша) находится в составе
Российского авиационно-космического агентства и является
головной научно-исследовательской организацией по
двигателям и бортовой энергетике
ракетно-космических комплексов, а также по нескольким направлениям
конверсионной тематики.
В последние годы в Центре Келдыша развернуты
исследования по выявлению перспективных направлений
и путей развития космических двигательных и
энергетических установок с учетом новых требований и
условий, предъявляемых к ракетно-космическим
комплексам по экономическим показателям, ресурсу активной
работы, надежности и безопасности.
С этой целью ведется разработка и
совершенствование новых двигателей для перспективных средств
выведения и космических аппаратов, в том числе ЖРД с
использованием сжиженных природных газов, ЖРД на
трехкомпонентном топливе (кислород—углеводородное
горючее-водород), жидкостно-воздушных
комбинированных двигателей, двигателей на твердом топливе,
электроракетных и ядерных двигателей.
В настоящее время в Центре Келдыша разработаны и
готовятся к ЛКИ два типа электрореактивных
двигателей мощностью 1,35 и 4,5 кВт для систем коррекции и
стабилизации космических аппаратов и их
межорбитальной транспортировки. Эти двигатели используют в
качестве рабочего тела газообразный ксенон и имеют
удельный импульс тяги при кпд порядка 50%.
Проводятся комплексные исследования технического
облика, структуры и параметров систем
энергоснабжения космических аппаратов, исследования путей
повышения энергетических характеристик и ресурса
солнечных батарей и фотопреобразователей, химических
источников тока на никель-кадмиевой и
никель-водородной основе, ядерных источников энергии, солнечных
газотурбинных установок. Ведутся работы по созданию
новых плазменных установок - генераторов
высокотемпературного газа, используемых для изучения верхних
слоев атмосферы Земли и применяемых для
исследовательских целей в авиакосмической технике, плазмохи-
мии, плазмометаллургии, а также исследования
гидрогазодинамики, горения, теплообмена в условиях
микрогравитации.
Центр Келдыша освоил и производит различное
оборудование для водоочистки, которая при меньшей
стоимости по своим техническим характеристикам
существенно превосходит зарубежные аналоги.
Оборудование используется промышленными предприятиями
Московского региона и находит спрос в ряде стран за
рубежом.
Одной из последних разработок Центра Келдыша
является предложенная им и совместно с РКК
«Энергия» разрабатываемая в настоящее время
высокоэффективная двухрежимная солнечная тепловая
энергодвигательная установка для разгонных блоков
космических аппаратов. Использование солнечной энергии
для подогрева водорода позволяет увеличить
удельный импульс тяги, в результате чего баллистическая
эффективность разгонного блока при выведении
полезного груза с низкой на геостационарную орбиту
возрастает в 1,5—2 раза, что позволяет выводить
космические аппараты на ГСО ракетами-носителями
среднего класса («Союз-2», «Ямал») с космодрома
Плесецк вместо тяжелых ракет типа «Протон» с
космодрома Байконур.
Центр принимает также активное участие в
формировании концепции и программ развития
ракетно-космической техники, разрабатывает новые ключевые
технологии, обеспечивающие создание высокоэффективных
образцов техники народнохозяйственного, научного и
военного назначения, активно участвует в
международном сотрудничестве.
24
НПО ЭНЕРГОМАШ им. В. П. ГЛУШКО
ДВИГАТЕЛИ НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО
ОБЪЕДИНЕНИЯ «ЭНЕРГОМАШ» им. академика В. П. ГЛУШКО
В. П. Глушко
1908-1989
В. П. Радовский
Б. И. Каторгин
НПО энергетического машиностроения (НПО
«Энергомаш») имени академика В. П. Глушко -
ведущее российское предприятие по разработке мощных
жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Оно обладает
развитой инфраструктурой, включающей все
необходимые элементы технологического цикла создания ЖРД.
Творческий путь коллектива НПО «Энергомаш»
начался 15 мая 1929 года, когда в Газодинамической
лаборатории в г. Ленинграде была организована группа по
разработке электрических и жидкостных ракетных двигателей.
В начале 30-х гг. под руководством В. П. Глушко был
создан первый в мире электрический ракетный
двигатель, первый отечественный ЖРД - ОРМ-1, серия
опытных ракетных моторов, в том числе ОРМ-65,
предназначенный для ракетоплана и крылатой ракеты
конструкции С. П. Королева. Эти работы были продолжены в г.
Москве в Реактивном научно-исследовательском
институте (РНИИ), организованном в сентябре 1933 года.
Аресты руководства РНИИ и ряда ведущих
специалистов, в том числе В. П. Глушко, в 1937-1938 гг.
негативным образом сказались на развитии реактивной
техники в стране. В. П. Глушко был арестован 23 марта
1938 года, а 15 августа 1939 года был осужден сроком на
8 лет, но не сдался и добился возможности работать в
условиях заключения по специальности. Вначале это
была группа при Московском авиамоторостроительном
заводе, затем при Казанском заводе № 16. В 1944 г.
после досрочного освобождения В. П. Глушко и его
коллеги продолжили работу в ОКБ СД.
В Казани в 1940-1945 гг. были созданы конструкции
самолетных ЖРД — ускорителей для боевой авиации -
РД-1, РД-1ХЗ с тягой 300 кг, РД-2 с тягой 600 кг,
экспериментальный трехкамерный двигатель РД-3 с тягой
900 кг. Начаты были работы по созданию двигателя
РД-4 с тягой 2000 кг и двигателя с тягой 3000 кг.
В июне 1946 года группа работников ОКБ СД была
направлена в Германию для изучения немецкой трофейной
техники. В 1946 г. было организовано ОКБ-456 (г.
Химки Московской обл.) по разработке мощных ЖРД.
Главным конструктором ОКБ-456 был назначен В. П.
Глушко.
В ноябре-декабре 1946 года основной состав
специалистов ОКБ СД из Казани был переведен в ОКБ-456.
Было принято решение воспроизвести двигатель
немецкой ракеты, а затем двигаться дальше. РД-100,
созданный для ракеты Р-1, является копией немецкого
двигателя, только изготовленного из отечественных
материалов и по отечественной технологии.
РД-101 и РД-103 для ракет Р-2 и Р-5М
соответственно созданы в результате усовершенствования РД-100:
применения горючего большей концентрации,
форсирования рабочих параметров и т. д. Изменения
претерпели многие системы и элементы ЖРД.
В 1954-1957 гг. были разработаны четырехкамерные
кислородно-керосиновые двигатели РД-107 и РД-108
для первой и второй ступеней РН «Восток», с помощью
которой был осуществлен запуск первого
искусственного спутника Земли, а также первый полет человека в
космос.
На двигателях РД-216 с тягой 1480 кН, РД-219 с тягой
в пустоте 892 кН и т. д. впервые было применено
высокоэффективное самовоспламеняющееся горючее -
несимметричный диметилгидразин (НДМГ).
В 1961-1965 гг. был разработан шестикамерный
двигатель РД-251, состоящий из трех двухкамерных
блоков. Здесь впервые в отечественной практике было
применено азоттетроксидное топливо (азотный тетроксид и
несимметричный диметилгидразин).
В 1961-1965 гг. был создан РД-253 для первой
ступени РН «Протон», что явилось большим достижением
отечественного ракетного двигателестроения. Это
самый мощный однокамерный ЖРД на высококипящих
компонентах топлива, выполненный по схеме с
дожиганием окислительного газа. В последующие годы
дальнейшее развитие получили двигательные установки с
замкнутым циклом на высокипящих компонентах,
которые были созданы для боевых ракет-носителей. Это
двигатели РД-264 и РД-268, позволившие создать
современные высокосовершенные боевые ракеты.
После кончины С. П. Королева в 1966 г. главным
конструктором ЦКБ ЭМ (ныне РКК «Энергия») назначен
Мишин Василий Павлович. В мае 1974 года В. П.
Глушко назначен директором и Генеральным конструктором
НПО «Энергия». В 1989 г. скончался В. П. Глушко.
Начальником и главным конструктором КБ «Энергомаш»
стал Виталий Петрович Радовский, а с 1990 г. по 1991 г.
125
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБШИЕ СВЕДЕНИЯ
- генеральный директор и главный конструктор НПО
«Энергомаш». С 1991 г. генеральным директором и
Генеральным конструктором НПО «Энергомаш» им. В. П.
Глушко стал Борис Иванович Каторгин.
В 1985 г. было завершено создание однокамерного
двигателя ГД-120 для второй ступени РН «Зенит».
Модификации двигателя РД-120 могут использоваться на
первых ступенях РН.
Одним из выдающихся достижений НПО
«Энергомаш» является создание двигателей РД-170 и РД-171
для первых ступеней ракетно-космического комплекса
«Энергия»-«Буран» и РН «Зенит» соответственно.
РД-170 - самый мощный в мире маршевый двигатель
нового поколения. Он предназначен для многоразового
использования (до 10 пусков).
Особый интерес вызывает проект трехкомпонентного
двухрежимного ЖРД нового поколения - РД-704.
Двигатель обеспечивает последовательную работу сначала
на трех компонентах топлива
(кислород—керосин—водород) с максимальной тягой 200 тс, а затем на двух
компонентах (кислород—водород) с тягой 80 тс.
Предусмотрено его многократное использование. Двигатель
предназначен для перспективных космических систем.
С 1982 г. в НПО «Энергомаш» ведутся проектные
исследования двигателей с использованием сжиженного
природного газа (метана) в качестве перспективного
горючего в сочетании с жидким кислородом в качестве
окислителя. В настоящее время разрабатываются
двигатели РД-169, РД-185, РД-190.
С 1991 г. НПО «Энергомаш» приступило к активным
действиям по выходу на международный рынок, что
привело в 1992 г. к заключению соглашения с
американской фирмой Pratt&Whitney о совместном маркетинге
и лицензировании двигателей НПО «Энергомаш» на
мировом рынке США.
В октябре 1995 года в США проведено огневое
испытание двигателя РД-120, а в январе 1996 г. НПО
«Энергомаш» было признано победителем конкурса по
разработке и поставке двигателей для модернизированной
ракеты-носителя Атлас-IAR Компании «Локхид
Мартин» (США).
Деловой интерес, проявленный к разработкам НПО
«Энергомаш» ведущими двигателестроительными
фирмами США, Франции и других стран мира,
подтверждает высокий научный и технический уровень продукции
объединения.
Таблица 2
Двигатели НПО «Энергомаш» им. академика В. П. Глушко
Наименование
ОРМ-65
РД-1хЗ
РА-100
РД-101
РД-103М
РА-107
РД-108
РД-111
РА-119
РД-120
РА-120К
РД-1 70
РД-180
РД-191
РА-214
РД-216
РД-218
РД-219
РД-251
РД-253
РД-264
РА-268
РД-270
РД-301
РД-701 - 1 режим
РД-701 - 2 режим
РД-704 - 1 режим
РД-704 - 2 режим
Тяга, кН
Земля/пустота
1,750/-
3,000/-
262/310
374/412
440/510
830/1020
760/960
1444/1666
-/107
-/850
800/867
7400/8060
3900/4230
1960/2126
648/744
1470/1728
2265/2660
-/900
2410/2700
1 500/1670
4250/4610
1170/1260
6400/6850
-/98
4000
1620
2000
810
Уд. импульс тяги,
Н»с/кг,
Земля/пустота
2150/-
2000/-
2030/2370
2100/2370
2160/2480
2560/3130
2500/3160
2750/3175
-/3520
-/3520
3040/3300
3090/3370
3110/3380
3090/3370
2300/2640
2460/2890
2460/2890
-/2930
2700/3010
2850/3160
2930/3180
2960/3190
3010/3220
-/4000
4150
4610
4150
4610
Топливо
Окисл./горючее
АК/керосин
АК/керосин
о2/с2н5он
о2/с2н5он
О2/С2Н5ОН
О2/керосин
02/керосин
О2/керосин
О2/НДМГ
О27керосин
О2/керосин
О2/керосин
02/керосин
О2/керосин
АТДМ-185
АТ/НДМГ
АТ/НДМГ
АТ/НДМГ
АТ/НДМГ
АТ/НДМГ
АТ/НДМГ
АТ/НДМГ
АТ/НДМГ
F2/NH3
02/Н2+керосин
О2/Н2
О2/Н2+керосин
О2/Н2
Давление
в КС МПа
2,55
2,04
1,62
2,16
2,44
6,0
5,2
8,0
8,0
16,6
18,7
25,0
26,2
26,3
4,45
7,5
7,5
7,5
8,5
15,0
21,0
23,0
26,6
12,0
30,0
12,2
30,0
12,2
Масса,
кг
14,3
56
1206
1176
867
1120
1625
1832
170,5
1125
1080
10750
5400
2200
645
1390
1960
760
1729
1080
3600
770
4770
183
3800
2000
261
КБ ХИМИЧЕСКОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ им. А. М. ИСАЕВА
ДВИГАТЕЛИ КБ ХИМИЧЕСКОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ
имени А. М. ИСАЕВА
А. М. Исаев
1908-1971
В. Н. Богомолов
1919-1997
Н. И. Леонтьев
Алексей Михайлович Исаев был в числе первых
создателей ракетных двигателей, руководил
конструкторским коллективом, создавшим большое количество
разнообразных двигателей для ракетной и
космической техники. В коллективах КБ А. М. Исаева и С. П.
Королева впервые в истории космонавтики были
решены проблемы, возникавшие при создании
небольших ЖРД, устанавливаемых на космических
летательных аппаратах в условиях невесомости и других
космических факторов. Под руководством А. М. Исаева
созданы десятки ЖРД и двигательных установок с
использованием различных компонентов топлива для
применения на самолетах, ракетах, космических
аппаратах, взлетных и посадочных ступенях межпланетных
станций.
Творческое сотрудничество с ГРЦ им. В. П. Макеева
позволило создать двигатели для ракет, используемых
на подводных лодках (см. рис. 40). В 1971 г. главным
конструктором КБ Химмаш был назначен В. М.
Богомолов, а в 1985 г. - Н. И. Леонтьев.
Еще в 1941 г. А. Я. Березняк и А. М. Исаев в
конструкторском бюро, руководимом В. Ф. Болховитиным
A899-1970), приступили к разработке
истребителя-перехватчика с ЖРД БИ (начальные буквы соавторов
этого проекта). Самолет был построен, первый полет
осуществлен в мае 1942 года.
Таблица 3
Двигатели КБ Химмаш, установленные на разгонных блоках
Двигатель
Индекс
Года создания
Результат разраб.
Ракета-носитель
Разгонный блок
Назначение
Основные КРТ
Массовое соотнош.
Вспомогат. КРТ
Схема
Компоновка
Тяга, кН
Уд. импульс, Н» сек/кг
Ааление в камере, МПа
Давление на срезе, кПа
Мощность ТНА, МВт
Обороты ТНА, об/мин
Температура газа, К0
Время работы, с
Высота/диаметр, м
Масса констр., кг
Прототип
Изготовитель
КВД-1
в разраб. с 1992 г.
Подготовлен к ЛКИ
GSLV (Индия)
12КРВ
маршево-рулевой
кислород/водород
5,9-6,23
не используются
дожит, восст. газа
1 осн. и 2 рул. кам.
73,58
4522D610)
5,56 E6,8)
1,57@,016)
0,81
41500
815
до1200F вкл.)
2,14/1,54
403
РД-56
УКВЗ
КРД
17Д61
1979-1981
Серийный ЖРД
Союз-У, Союз-У2
«Икар»
маршево-рулевой
АТ/НДМГ
1,85
не используются
без дожигания
1 камера
29,4
3020
0,86
104
900 E0 вкл.)
0,82/0,55
37
нет
УКВЗ
С5.92
1984...92
Серийный ЖРД
Союз-2
«Фрегат»
маршево-рулевой
АТ/НДМГ
2,05
не используются
без дожигания
1 камера с 1 ТНА
19,91
3270 с
9,61
24
0,12
53000
1073
1350B0вкл)
1,025/0,80
76,5
нет
КБХМ
14ДЗО
1991 ...98
Подготовлен к АКИ
«Протон-М», «Ангара»
Бриз-М
маршевый
АТ/НДМГ
2,0
не используются
без дожигания
1 камера с 1 ТНА
19.62
3255 с
9,65
12
0,12
53000
1123
3200 (8 вкл.)
0,95/0,948
95
нет
КБХМ
С5-23 A1Д49)
«Космос-ЗМ»
АТ/НДМГ
157,5
2972
: - кроме КРД в состав ДУ 17Д61 входит 24 ЖРД малой тяги.
|27
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. ОБШИЕ СВЕДЕНИЯ
ДВИГАТЕЛИ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО
ХИМИЧЕСКОЙ АВТОМАТИКИ
С. А. Косберг
1903-1965
А. А. Конопатов
В. С. Рачук
Конструкторское бюро Химической автоматики
(КБХА) - федеральное государственное предприятие
Российского авиационно-космического агентства -
является одним из мировых лидеров по созданию ЖРД
для различных видов ракетной техники оборонного,
научного и народнохозяйственного назначения.
30 ЖРД, разработанные КБХА, доведены до
серийного производства. Часть из них не имеет мировых
аналогов.
КБХА создано в 1941 г. Основателем и главным кос-
нтукртором ОКБ (ныне КБХА) с 1941 г. под 1965 г. был
Семен Ариевич Косберг.
В 1941-1950 гг. ОКБ вело разработку военной
техники - топливной аппаратуры авиационных моторов для
боевых самолетов Ла-5, Ла-7, Ту-2, Ту-2д.
С 1948 г. по 1954 г. ОКБ разрабатывало топливную и
регулирующую аппаратуру для турбореактивных и
турбовинтовых двигателей.
В 1954-1958 гг. ОКБ разработаны ЖРД РД-0101,
РД-0102 для самолетов-истребителей Е-50А и Як-27В.
В 1957-1962 гг. ОКБ разработаны ЖРД РД-0200,
РД-0201 для зенитных управляемых ракет 5В11,
В-1100.
С 1958 г. под 1965 г. ОКБ создало ЖРД РД-0105,
РД-0107, РД-0108, РД-0108, РД-0109, РД-0110, РД-0210,
РД-0211, РД-0212 для космических ракетоносителей
«Луна», «Восток», «Молния», «Восход», «Союз»,
«Протон».
В 1965 г. в результате автомобильной катастрофы
погиб главный конструктор С. А. Косберг. Главным
конструктором был назначен Александр Дмитриевич
Конопатов.
С 1959 г. по 1987 г. КБХА создало целый ряд
совершенных ЖРД (РД-0106, РД-0216, РД-0217, РД-0233,
РД-0234, РД-0235, РД-0237, РД-0228, РД-0255, РД-0243)
для боевых ракет стратегического назначения
сухопутного и морского базирования Р-9Ф, PC-10, PC-18,
РС-20, РСМ-54.
Значительное количество двигателей КБХА успешно
эксплуатируется и в настоящее время.
В КБХА созданы единственный в стране ядерный
ракетный двигатель и мощный газодинамический лазер,
что свидетельствует о широте научных интересов
предприятия.
Большим успехом КБХА явилась разработка самого
мощного в стране однокамерного кислородно-водрод-
ного ЖРД РД-0120 для РН «Энергия».
С 1993 г. КБХА возглавляет Генеральный конструктор
и генеральный директор Владимир Сергеевич Рачук.
КБХА продолжает работы по созданию
перспективных ЖРД и энергетических установок для РН XXI века.
Это:
- двигатель для ракеты-носителя «Союз-2» («Русь»);
- двигатель для кислородно-водородных разгонных
блоков;
- трехкомпонентный двигатель;
- гиперзвуковой прямоточный воздушно-ракетный
двигатель и пр.
Ведется работа по переводу серийных двигателей с
токсичных на экологически чистые компоненты топлива.
28
КБ ХИМАВТОМАТИКИ
Двигатели КБ химической автоматики
Марка
двигателя
РА-0100
РА-0102
РА-0105
РА-0106
РА-0107, 0108
РА-0109
РА-0110
РА-0124
РА-0120
РА-0208
РА-0209
РА-0210
РА-0211
РА-0212
РА-0213
РА-0214
РА-0221
РА- 0225
РА-0231
РА-0242
Тяга
на земле/
в пустоте,
(кН)
-/39,2
-/39,2
-/49,4
-/298
-/298
-/54,5
-/298
-/294,3
-/1961
-/575,6
-/575,6
-/582
-/582
-/612,9
-/582
-/30,9
-/78,4
-/3,9
-/29,4
-/118
Удельный
импульс тяги на
земле/в пустоте
(Н*с/кг)
-/2059
-/2549
-/3097
-/3195
-/3I95
-/3170
-/3195
-/3520
-/4466
-/3195
-/3195
-/3201
-/3201
-/3181
-/3201
-/2870
-/3235
-/2825
-/2695
-/2825
Компоненты
топлива,
окислитель/
горючее
этилнитрат
керосин
О2/керосин
О2/керосин
О2/керосин
О2/керосин
О2/керосин
О2/керосин
О2/Н2
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
Давление в
КС,
(МПа)
3,5
4,1
4,5
6,8
6,8
5
6,8
15,7
21,8
14,7
14,7
14,7
14,7
—
14,7
5,3
12,3
0,88
12,3
19,6
Масса
(кг)
130
160
130
408
410
121
412.5
460
3450
540
560
566
582
640
550
90
150
23
28
120
Габариты,
(м)
высота/
диаметр
2,2/0,26
1,86/0,32
1,62/1,1
1,57/2,24
1,57/2,24
1,55/1,1
1,57/2,24
1,57/2,4
4,55/2,42
2,33/1,47
2,33/1,47
2,33/1,47
2,33/1,47
3,01/3,78
2,33/1,47
0,52/3,78
1,7/0,96
0,99/0,46
0,58/0,5
0,82/0,8
РА-0200
РА-0201
РА-0203
РА-0204
РА-0205
РА-0207
РА-0216
РА-0217
РА-0233
РА-0234
РА-0235
РА-0236
РА-0237
РА-0228
РА-0230
РА-0255
РА-0257
РА-0243
РА-0245
ЖРД,
установленные
на боевых
ракетах
РА-0750 1 реж
2 реж
РА-0125
РА-0126
РА-0146
РА-0148
РА-0242М
РА-0143
РА-0410(ЯРА)
РА-041КЯРА)
РА-ОбОО(ГАА)
РА-58А
, -/2109
. -/1226
-/294,1
-/39
-/98
-/122,5
-/98
-/343
-/35,3
-/392
мощность 100кВт
-/2.94
-/4042
-/4444
-/3285
-/4760
-/4628
-/4540
-/3728
-/3628
-/8923
-/8825
-
19620/-
О2/РГ+Н2
О2/Н2
О2/керосин
О2/Н2
О2/Н2
О2/Н2
О2/СПГ
О2/СПГ
н2
н2
СО, воздух, N2
Воздух/Н2
23,6
13,9
14,7
7,2
7,8
9,8
13,1
14,7
-
-
-
0,51
4261
380
300
261
242
254
530
2000
6080
750
190
4,77/2,42
1,79/1,28
4,6/1,59
2,2/1,8
2,2/1,18
2,34/1,25
1,72/
3,5/1,74
6,0/1,74
1,6x1,6x0,9
2,3/0,4
29
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Ю. В. Трунов, С. М. Вязов (ГУП НПЦ АП им. академика Н. А. Пилюгина)
* f f
f f
H. А. Пилюгин
1908-1982
В. А. Аапыгин
Ю. В. Трунов
Система управления является одной из важнейших
подсистем ракеты-носителя. На систему управления
возлагается предстартовая проверка взаимодействия всех
подсистем РН, контроль предпусковой готовности,
запуск, управление движением РН с целью выведения
полезного груза в заданное время и в заданное место
пространства, в том числе организация необходимой
цикличности включения двигательных установок.
В процессе полета система управления контролирует
траекторию движения и тягу двигательных установок и,
в случае возникновения каких-либо нештатных
ситуаций, вырабатывает команды на прекращение полета. В
случае запуска пилотируемого носителя вырабатывает
исходные данные для предпринимаемых мер по
спасению экипажа.
Полет и управление ракетой-носителем на активном
участке траектории проходят при воздействии внешних
сил, меняющихся температур, возмущений
атмосферных условий и других возмущающих факторов.
Неизбежно возникновение продольных, изгибных и
крутильных колебаний в ракете, что чревато, например,
опасностью резонанса для корпуса ракеты, ведущего к
его разрушению. Не менее опасны колебания жидкого
наполнения топливных баков, возникающие при
маневрировании ракеты. Кроме того, при движении ракеты
каждую секунду меняется ее центровка. При этом сама
ракета не имеет статической устойчивости, то есть при
отклонении от положения равновесия она не стремится
вернуться в первоначальное состояние.
Для парирования всего набора возмущений и
обеспечения устойчивости полета РН служит система
стабилизации (автомат стабилизации - АС). В основе метода
пространственной стабилизации ракеты-носителя
лежит метод измерения и обработки углов тангажа v,
рыскания гр и крена ср и соответственно управления
рулями в зависимости от измеренных значений названных
углов, а также скоростей и ускорений их изменений.
Наряду с подсистемой угловой стабилизации в
составе системы стабилизации присутствует подсистема
стабилизации движения центра масс, чтобы ракета, имея
угловую устойчивость, была способна двигаться по
траектории, близкой к заранее выбранной. При этом
экономный расход топлива в условиях преодоления
сопротивления атмосферы и действия силы тяготения
обеспечивается заданной программой угла тангажа и
системой регулирования скорости центра масс.
Для этого в составе системы управления
предусмотрена система навигации и наведения, принимающая и
обрабатывающая информацию от измерителей параметров
движения. Ее основные компоненты: комплекс
командных приборов и бортовой вычислительный комплекс.
Бортовая система управления необходима не только в
полете, но и при наземных испытаниях с созданием
условий, при которых возможна оценка точностных
характеристик, испытания на надежность, прочность,
безопасность проведения испытаний, стойкость к
воздействию температур и других воздействий и особенно -
испытаний на правильность функционирования систем
ракеты во взаимодействии с комплексом
обслуживающих ее наземных устройств. Бортовая и работающая
вместе с ней наземная аппаратура составляют систему
управления всего ракетного комплекса, в состав
которого входят: собственно ракета, стартовое устройство,
заправочные оборудование и коммуникации, а также
обслуживающие машины и агрегаты.
Ядром современной системы управления являются
инерциальный измерительный комплекс,
выполненный на базе гиростабилизированной платформы или в
виде бесплатформенной (рассыпной) инерциальной
измерительной системы, и цифровой вычислительный
комплекс.
Инерциальный измерительный комплекс посредством
измерителей ускорений (акселерометров) и датчиков
углов обеспечивает получение на борту информации о па-
30
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ РА К ЕТ-Н ОС И Т ЕЛЕ И
Угловые скорости
поворотов ракеты
вокруг осей:
"& - тангажа;
\\> - рыскания;
ф - крена
Система
стабилизации
Угловая
стабилизация
Стабилизация
центра масс
Система управления
Бортовая
система управления
Наземная система
управления и контроля
Система
наведения
_L
Система
электропитания
Система
телеметрических
измерений
Управление
режимом
работы ДУ
Управление
моментом
отсечки тяги
Бортовой цифровой
вычислительный
комплекс
Усилитель-
преобразователь
рулевых машинок
Комплекс
командных
приборов
Система
бортовой
электроавтоматики
УПРОШЕННАЯ СХЕМА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
Гироплатформа может быть бескардановой, сферической
плавающей — AIRS (баллистическая ракета США MX и лр.)
O1X1Y1Z1 — связанная с ракетой система
координат;
OXYZ - связанная с гироплатформой система
координат;
О
ГСП
ГБ
АК -
ДС
АУП -
ДМ -
УСП -
ПП -
АК -
н
оч
Ред -
РП -
ПРИНЯТЫЕ
БОЗ НАЧ ЕН ИЯ
-гиростабилизированная
платформа;
- гироблок;
- датчик команд АС
<f>, -ф, ф);
- двигатель стабилизации;
- датчик угла прецессии;
- датчик момента;
- усилитель системы
приведения ГСП в
предстартовое положение;
- прицельная призма;
- автоколлиматор
азимутального
прицеливания;
- вектор кинетического
момента гироскопа;
- ось чувствительности
а кселерометра;
- редуктор;
- ребро призмы
КОМПЛЕКС КОМАНДНЫХ ПРИБОРОВ СУ НА ОСНОВЕ ТРЕХОСНОЙ
ГИРОСТАБИЛИЗИРОВАННОЙ ПЛАТФОРМЫ В КАРДАНОВОМ ПОДВЕСЕ
Рис. 6. Инерциальная система управления
31
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ. О Б 111 И Е СВЕДЕНИЯ
раметрах движения (угловых и линейных) летательного
аппарата в образованной на борту ракеты неподвижной
системе координат, которая физически материализуется
с помощью гиростабилизированной платформы или
математически моделируется (в бесплатформенной
системе) с помощью информации с установленных на борту
датчиков угловых скоростей и ускорений,
обрабатываемой в бортовом компьютере с использованием
соответствующих программно-алгоритмических средств.
Важнейшей компонентой системы управления
является программное обеспечение бортового вычислительного
комплекса, решающее задачи управления движением
ракеты или космического корабля и задачи контроля и
управления работой всех других бортовых систем
летательного аппарата.
Таким образом, система управления современных
ракет-носителей или космических кораблей - это
сложнейший комплекс электронных и электромеханических
приборов и устройств: чувствительных, измерительных,
преобразующих, передающих, обрабатывающих,
вычислительных и управляющих, которые объединены в
единую компьютеризированную структуру, буквально
пронизывающую своими связями всю конструкцию
летательного аппарата и его системы.
Устройство для автономной стабилизации в
пространстве измерительных осей акселерометров и реализации
необходимого расположения осей с датчиками углов О,
гр, Ф в большинстве случаев представляет собой
трехосный гиростабилизатор со стабилизированой в
пространстве платформой. Ее стабилизационные свойства
основаны на использовании инерционных свойств
вращающегося твердого тела (или системы тел) сохранять
стабильным в пространстве положение своей оси
вращения (в частности гироскопы). О гироскопе как
физическом теле дает представление известный всем
вращающийся волчок. Вращающаяся масса волчка,
заключенная в кожух, имеющий цапфы на кожухе
перпендикулярно оси вращения волчка (вектору кинетического
момента), представляет собой двухстепенный гироблок
(ГБ). Установленные на платформе, охваченной карда-
новым подвесом, три гироблока с взаимно
перпендикулярными осями прецессии (подвеса) гироскопов (и
соответственно взаимно перпендикулярными осями
стабилизации) стабилизируют платформу в пространстве.
Система управления с автономной гироскопической
пространственной ориентацией платформ для
чувствительных элементов системы наведения получила
название инерциальной (рис. 6).
На осях карданова подвеса платформы
устанавливают электродвигатели (двигатели стабилизации
платформы), управление которыми осуществляется по
сигналам от гироблоков в соответствии с прецессией их
гироскопов (под воздействием на платформу внешних
моментов). Образованная таким образом следящая
система с обратной связью обеспечивает парирование
внешних моментов, действующих на платформу, созданием
моментов вокруг осей ее карданова подвеса Т, Р, В. В
результате платформа, а значит, и ракета будут
стабилизированы в пространстве достаточно долго, если величина
действующего момента не превысит максимального
момента, который способен обеспечить каждый
разгрузочный электродвигатель стабилизации ГСП-ДС.
Для удержания платформы в предстартовом
горизонтальном положении и ориентации по азимуту
прицеливания служит система приведения, принимающая
сигналы от акселерометров Ах и Az и автоколлиматора АК.
При повороте платформы вокруг осей OZ и ОХ сигналы
от акселерометров Ах и Az через усилители системы
приведения (УСП) поступают соответственно на
датчики моментов ГБТ и ГБр, в результате платформа
корректирует свое положение относительно горизонта.
Азимутальное слежение аналогично осуществляется от
автоколлиматора с помощью датчика момента ГБВ.
В полете при разворотах ракеты по углам Ф, гр, ср оси
карданова подвеса Т, Р, В меняют свое положение
относительно гироплатформы, и возникает взаимное
влияние различных каналов ее стабилизации. Для
устранения такого влияния и обеспечения устойчивости
системы стабилизации служат соответствующий
преобразователь координат в усилителях стабилизации (УСС) и
корректирующие звенья - интегрирующие,
дифференцирующие и т. д.
В 1955 г. был создан НИИ гироскопической
стабилизации, ныне НИИ прикладной механики имени
академика В. И. Кузнецова, который внес большой вклад в
разработку отечественных гироприборов и инерциаль-
ных систем.
Создание инерциальных систем управления является
одним из выдающихся достижений XX века. Идея инер-
циального управления была высказана в 1932 г.
советским инженером Е. Б. Левенталем и развита Б. В.
Булгаковым. Большой практический вклад в создание
систем управления отечественных ракет-носителей
внесли такие выдающиеся ученые и организаторы науки и
промышленности, как Н. А. Пилюгин, В. И. Кузнецов,
В. Л. Лапыгин, Н. А. Семихатов, А. Ю. Ишлинский, В. Г.
Сергеев, В. П. Арефьев и др.
Над системами управления для отечественных ракет-
носителей работает ряд предприятий. Ведущим среди
них является НПЦ автоматики и приборостроения,
созданный академиком Н. А. Пилюгиным и возглавляемый
в дальнейшем его учениками В. Л. Лапыгиным, Ю. В.
Труновым. Наиболее крупными из последних работ
НПЦ АП является создание системы управления РН
«Зенит», космического летательного аппарата «Буран»,
ракетно-космического комплекса «Морской старт»,
универсального разгонного блока «Фрегат». Мягкая, с
высочайшей точностью посадка на полосу космического
летательного аппарата «Буран» поразила воображение
всего мира.
321
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
Глава 3
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ КОРПОРАЦИЯ
имени С. П. КОРОЛЕВА
ЭНЕРГИЯ»
С. П. Королев
1907-1966
ПЕРВЫЕ РАКЕТЫ
В. П. Мишин
После войны по инициативе ряда развитых стран
начинается разработка и оснащение армий новым
оружием—боевыми ракетами дальнего радиуса действия.
Наша страна, вынесшая на своих плечах основное бремя
самой страшной и разрушительной в истории
человечества войны, вынужденная восстанавливать
разрушенное войной хозяйство, не могла в то же время
пренебрегать своей обороноспособностью. Создать
невиданную доселе технику предстояло своими силами, и
вот в мае 1946 года на базе артиллерийского завода
№ 88 в Подлипках создается Государственный
союзный научно-исследовательский институт (НИИ-88)
по ракетному вооружению с проектно-конструктор-
ской и производственной базой. В августе 1946 года
начальником и главным конструктором 3-го отдела
специального конструкторского бюро, где должны
создаваться мощные баллистические ракеты, назначают
С. П. Королева.
В 1947 г. в составе НИИ-88 создан отдел систем
управления, который возглавил Борис Евсеевич Черток.
В 1936 г. командование германского вермахта
перевело работы по баллистическим ракетам из-под
Берлина на армейский исследовательский центр Пенемюнде,
создаваемый на островах Балтийского моря.
Строительство центра началось в 1936 г. В 1937 г. в нем
поселились первые 90 сотрудников. Техническим
руководителем центра назначается Вернер фон Браун,
ставший впоследствии одним из ведущих специалистов
США по ракетной технике.
Разработки, исследования и испытания шли
параллельно со строительством, которое в основном было
закончено за три года. Фирму, осуществляющую
строительные работы, возглавил будущий президент ФРГ
Генрих Любке.
В. П. Глушко
1908-1989
Ю. П. Семенов
В Европе шла подготовка к войне, но ни одна из
разведок союзных стран не представляла себе истинных
целей и масштабов работы в Пенемюнде.
В центре проектировались ракеты, имелись
производственные цеха и испытательные стенды, установка для
запуска баллистических ракет и катапульта для пусков
самолетов-снарядов «Фау-1». В Пенемюнде работало около 15
тысяч человек. Здесь были разработаны «Фау-1», «Фау-2»
(А-4), испытаны в полете ракеты А-3, А-5, начата
разработка двухступенчатых ракет А-6 - А-10, испытаны
противосамолетные ракеты «Вассерфаль» и «Тайфун».
К концу войны Германии удалось создать управляемую
баллистическую ракету дальнего действия А-4, или
«Фау-2», способную перебросить около 1 т взрывчатки на
расстояние 270 км за 5 мин. Двигатель «Фау-2» работал
на жидком кислороде и 75-процентном этиловом спирте,
развивал силу тяги 0,25 МН B5 тс). Ракета имела
несовершенную конструкцию и малую точность полета.
Американцы, захватившие несколько сот ракет А-4, с
помощью основных участников их разработки
развернули в США широкую программу исследований. За
рубежом были уверены, что обескровленному войной
советскому народу еще долго не удастся самостоятельно
решить проблему создания мощных управляемых ракет.
Однако 10 декабря 1948 года успешно стартовала и,
пролетев около 300 км, попала в заданную цель
баллистическая ракета дальнего действия Р-1 на жидком топливе,
копия ракеты «Фау-2», созданная под руководством С.
П. Королева. А вскоре в ОКБ Королева был разработан
вариант ракеты Р-1, специально предназначенный для
запуска по вертикальной траектории и получивший
обозначение В-1 А. Стартовая масса ракеты около 14 т.
Высота подъема до 100 км. На ракете установлен ЖРД РД-100.
Высотная ракета В-1 Б отличалась отделяемой
головной частью и двумя закрепленными на корпусе
«мортирами». В них находились контейнеры с аппаратурой
33
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
БОЕВЫЕ РАКЕТЫ
20 м
15 м
спирт
кислород
РД-100
спирт
кислород
РД-101
спирт
кислород
РА-103
окислитель
HNO,
горючее
керосин
Юм
5 м
Р-1
Р-2
Р-5
Р-11
20 м
ГЕОФИЗИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
В-1А В-1В В-1Е
Рис. 7. Первые ракеты ОКБ-1
15 м
10 м
5 м
В-2А В-5А В-5В «Вертикаль»
34
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
М. К. Тихонравов
1900-1974
Б. Е. Черток
геофизического института (ГеоФИАН) для взятия проб
воздуха на большой высоте.
В 1950 г. в составе НИИ-88 создано особое КБ-1 под
руководством С. П. Королева. В том же году была
создана баллистическая одноступенчатая ракета Р-2 с
прицельной дальностью 600 км. В 1951 г. она принята на
вооружение.
В июне 1951 года принято решение об организации в
Днепропетровске нового завода по ракетостроению с
передачей ему серийного изготовления ракет Р-1, а в
дальнейшем ракет Р-2 и Р-5.
В 1953 г. проведены первые пуски ракеты Р-5 с
дальностью полета 1200 км, ее модификация - носитель
атомного заряда - положила начало созданию ракетно-
ядерного щита СССР.
Первая оперативно-тактическая ракета Р-11 на дол-
гохранящемся топливе была создана в 1953 г. Она
имела такие же характеристики, как Р-1, но массу в
несколько раз меньшую, а также принципиальные
преимущества в эксплуатации.
В 1958 г. ведение работ по этой тематике передано
КБ, руководимому В. П. Макеевым, в городе Миасс на
Урале.
Крупнейшим мероприятием в научной жизни
послевоенного периода стал Международный
географический год, проходивший с 1 июля 1957 года по 31
декабря 1958 года. К этому времени в нашей стране под
руководством С. П. Королева были созданы новые ракеты,
во всех отношениях превосходящие ракету В-1А. Они и
послужили основой для разработки геофизических
ракет второго поколения.
В 1956 г. из НИИ-88 выделилось ОКБ-1, ставшее
самостоятельной организацией под руководством С. П.
Королева.
Первый пуск построенной на базе ракеты Р-2
геофизической ракеты В-2А был осуществлен 16 мая 1957
года. При этом полезный груз массой 2200 кг был поднят
на высоту более 200 км и успешно возвращен на Землю
(рис. 7).
С 1958 г. начинается третий этап систематических
исследований верхней атмосферы до высот более 500 км при
помощи геофизических ракет В-5А, В-5В. Эксперименты
с помощью ракеты В-5А дали ценнейший материал для
разработки систем, обеспечивающих жизнедеятельность и
спасение человека в космическом полете (рис. 7).
М Е Ж К О И Т И Н Е Н Т А Л Ь Н А Я
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА Р-7
21 августа 1957 года совершила первый успешный
полет межконтинентальная баллистическая ракета Р-7,
разработанная коллективом Особого конструкторского
бюро № 1 (ОКБ-1) под руководством главного
конструктора Сергея Павловича Королева. Выдающийся
организаторский талант, настойчивость и воля С. П.
Королева способствовали созданию мощной кооперации
научно-исследовательских и проектно-конструкторских
организаций, обеспечивших необходимые научные
исследования и разработку систем, агрегатов и приборов
нового по своей концепции изделия ракетной техники.
Задуманная и эксплуатируемая как боевая ракета, Р-7,
получившая индекс 8К71, обладала энергетическими
возможностями, позволявшими вывести в космос на
околоземную орбиту головную часть весом до 1400 кг.
Поэтому после успешных пусков ракеты 8К71 как
баллистической она была использована для запуска
первого в мире искусственного спутника Земли.
История создания ракеты Р-7 началась задолго до ее
первого старта - в конце 40-х - начале 50-х гг. Тогда по
результатам разработок одноступенчатых
баллистических ракет Р-1, Р-2, Р-3 и Р-5, которыми руководил
Сергей Павлович Королев, стало ясно, что для достижения
территории потенциального противника на другом
континенте необходима значительно более мощная
составная многоступенчатая ракета, идея которой была
предложена еще К. Э. Циолковским.
Техническая реальность создания таких ракет и
достижения с их помощью не только больших дальностей
полета, но и выведения на орбиты ИСЗ полезных грузов
впервые в нашей стране была понята Михаилом Клав-
диевичем Тихонравовым. В 1947 г. он организовал в
НИИ артиллерийских наук группу, которая начала
проводить систематические исследования возможности
создания составных баллистических ракет. Он же
предложил создавать такие ракеты на основе «пакета»
одноступенчатых ракет. Полученные этой группой
результаты в конце 1947 г. были доложены Сергею Павловичу
Королеву и академику Анатолию Аркадьевичу Благон-
равову, который в то время руководил всеми работами
по исследованию верхних слоев атмосферы. Оба ученых
сразу поняли всю важность этих результатов и
открываемые ими перспективы.
С. П. Королев принял решение провести эскизное
проектирование мощной составной ракеты
(получившей индекс Р-7).
В мае 1954 года вышло постановление Правительства,
в котором официально перед ОКБ-1 была поставлена
задача создания баллистической ракеты, способной
нести термоядерный заряд на межконтинентальную
дальность. Одновременно была создана комиссия во главе с
генерал-лейтенантом Василием Ивановичем Вознюком,
которая должна была рассмотреть вопрос о
строительстве специального испытательного полигона. На новом
полигоне должны были быть предусмотрены районы
35
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
падения всех отделяемых частей такой ракеты и
необходимый для отработки точности стрельбы полигон
падения ее головных частей. Комиссия остановила свои
выбор на местности в районе станции Тюра-Там Кзыл-Ор-
динской области, ставшей затем космодромом
Байконур, а соответствующие полигоны падения были
запланированы в Акмолинской области (для отработанных
ступеней ракеты) и на полуострове Камчатка (для
головных частей ракеты). Уже в июне 1955 года военные
строители под командованием генерала Георгия
Максимовича Шубникова начали работы на территории
будущего космодрома.
Непосредственно конструирование ракеты Р-7
началось в ОКБ-1 в 1953 г. Новые мощные двигатели для Р-
7 параллельно разрабатывались в ОКБ-456,
руководимом Валентином Петровичем Глушко. Систему
управления проектировали Николай Алексеевич Пилюгин и
Борис Николаевич Петров, стартовый комплекс -
Владимир Павлович Бармин. К работе был привлечен и ряд
других организаций.
Работы по созданию первой межконтинентальной
ракеты возглавил Сергей Павлович Королев. Они должны
были проходить в три этапа: с января 1954 по март 1957
года - отработка конструкции в НИИ и на заводах; с
марта 1957 по июль 1958 года - летно-конструкторские
испытания; с сентября 1958 по ноябрь 1959 года -
зачетные государственные испытания (рис. 8).
Коллективу конструкторов предстояло решить ряд
сложных задач, связанных в первую очередь с
проблемой разделения ступеней, надежным запуском второй
ступени, решением проблем низкочастотных колебаний
корпуса ракеты. Кроме этого, необходимо было
разработать новую конструкцию головной части, которая могла
бы совершать вход в атмосферу со скоростями,
близкими к первой космической. Довольно сложной оказалась
задача обеспечения синхронизации и одновременного
опорожнения баков различных ракетных блоков.
Опыта создания двухступенчатых ракет к тому
времени практически не было ни в нашей стране, ни за
рубежом, кроме экспериментальных пусков в США в
1948—1950 гг. двухступенчатой жидкостной ракеты по
проекту «Бампер». На этой ракете в качестве первой
ступени использовалась доработанная ракета «Фау-2»,
а в роли второй ступени - небольшая
экспериментальная ракета с вытеснительной системой подачи. Эти
пуски подтвердили принципиальные преимущества
двухступенчатых ракет.
Часто можно услышать мнение, что ракета Р-7 была
создана на основе немецкого опыта ракетостроения.
Действительно, наши первые ракетчики многому научились у
немцев. Ракета Р-1 была копией немецкой «Фау-2».
Ракеты Р-2, Р-5 явились развитием Р-1. Это была школа.
Немецкую школу «Фау-2» прошли и американцы.
Ракета Р-7 явилась экзаменом на зрелость. Это яркий
пример самобытного, творческого подхода к решению
сложнейших задач, которые до этого даже не возникали
в технике. В ней отчетливо проявились черты
«королевской» школы в отечественном ракетостроении.
Для проведения летных испытаний на созданном
полигоне была сформирована специальная войсковая
часть, которая 15 мая 1957 года с площадки № 1
произвела первый пуск «семерки» (так неофициально стали
называть новую ракету). Он оказался неудачным: один из
боковых блоков отстыковался за десять секунд до срока,
вследствие чего возник пожар в хвостовом отсеке.
Очередной пуск, запланированный на И июня 1957 года, не
состоялся из-за неисправности двигателя центрального
блока - на старте вследствие попадания влаги
«замерзли» кислородные клапаны. Пуск 12 июля 1957 года тоже
оказался аварийным из-за неисправности системы
управления - ракета упала в 6 км от старта. И только
попытка 21 августа 1957 года была успешной: головная часть
долетела до Камчатки и упала в заданном районе.
Параллельно с работой над ракетой шла разработка и
первого искусственного спутника Земли, возможность
запуска которого с помощью двухступенчатой ракеты
была просчитана еще в конце 1953 г. группой М. К. Ти-
хонравова.
Первый простейший спутник был сделан очень
быстро, буквально за месяц, и уже 4 октября 1957 года был
осуществлен его успешный запуск. Большой вклад в
реализацию этой идеи внес Мстислав Всеволодович
Келдыш, бывший в те годы президентом АН СССР.
Первые «семерки» были изготовлены в подмосковном
Калининграде - на заводе № 88, который являлся
опытным производством ОКБ-1. Возможности опытного
завода были ограничены, поэтому в феврале 1958 года
ведущий конструктор «семерки» Дмитрий Ильич Козлов
получил назначение в г. Куйбышев для организации на базе
авиационного завода № 1 (ныне завод «Прогресс»), на
котором изготавливались бомбардировщики, серийного
производства ракет Р-7. И уже в декабре 1958 года со
сборочной линии завода сошли первые серийные изделия.
Для модернизации изготавливаемых заводом ракет на
территории завода № 1 С. П. Королев в июле 1959 года
создал специальное конструкторское бюро (отдел
№ 25), ставшее родоначальником будущего ЦСКБ.
Изготовленные заводом № 1 серийные
межконтинентальные ракеты поступили на вооружение вновь
созданных ракетных войск стратегического назначения.
В течение 1958-1959 гг. ОКБ-1 провело
модернизацию ракеты Р-7. Усовершенствованная ракета Р-7А
получила индекс 8К74. Завод начал серийное
производство нового изделия с III квартала 1960 г. Ракета 8К74
находилась в эксплуатации до 1967 г.
МБР Р-7 имела стартовую массу 278 т и обеспечивала
доставку головной части (ГЧ) массой 5,4 т на дальность
до 8800 км. Модификация Р-7 А оснащалась более легкой
ГЧ, массой 3,0 т, которую она «забрасывала» на дальность
12500 км при стартовой массе ракеты 275 т. Боевое
дежурство данных МБР было организовано и на севере
страны, в Архангельской области, недалеко от
железнодорожной станции Плесецк. Ракета Р-7А требовала 14
часов подготовки на технической позиции и 9 часов на
старте, поэтому она не удовлетворяла все возрастающим
требованиям по боеготовности и в качестве боевой
36
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
30 м
кислород
0 м
керосин
кислород
0 м
13 16 7 8 9 10 17 18 20 19
перекись
водорода
3 2 14
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ЖРД РЛ-107
1 - рулевые камеры; 2 - узел поворота рулевой камеры; 3 -
трубопроводы окислителя рулевых камер; 4 — трубопроводы
горючего рулевых камер; 5 - основные камеры; 7 - парогазо-
генератор; 8 - турбина; 9 - насос окислителя; 10 - насос
горючего; 11 -датчик давления системы регулирования тяги;
1 2 - главный клапан окислителя; 1 3 - трубопроводы
окислителя основных камер; 14 — главный клапан горючего; 15 —
трубопровод горючего основной камеры; 1 6 - пуско-отсеч-
ный клапан перекиси водорода; 1 7 - редуктор давления; 1 8
- насос перекиси водорода; 19 — воздушный редуктор с
электроприводом; 20 — насос жидкого азота; 21 — дроссель
системы опорожнения баков с электроприводом
ДВИГАТЕЛЬ РД-108 ДЛЯ
ВТОРОЙ СТУПЕНИ
Рис. 8. Ракета-носитель «Спутник»
37
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
40 м
30 м
20 м
10 м
головной
обтекатель
космический
аппарат «Луна»
кислородный бак
керосиновый бак
двигатель
РА-0105
головной
обтекатель
космический
аппарат
«Восток»
12
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА
ДВИГАТЕЛЯ РД-0109
1 - запальник; 2 - газогенератор; 3 - смеситель;
4 - пиростартер; 5 - испаритель; 6 - клапан горючего;
7 — камера сгорания; 8 - запальник; 9 - клапан
окислителя; 10 - регулятор; 11- дроссель;
12 - турбонасосный агрегат
ДВИГАТЕЛЬ РД-0109
Рис. 9. Ракета-носитель «Восток»
381
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
СХЕМА СПУСКА СПУСКАЕМОГО
АППАРАТА И КАТАПУЛЬТНОГО Отделение Отделение
КРЕСЛА центрального блока третьей ступени отделение
спускаемого аппарата
Отделение
Торможение f
щ Отстрел катапультного
Вход в "'"' g кресла с космонавтом
атмосферу
Отделение
первой ступени
спускаемый
аппарат
катапультное
кресло
приборный
КАТАПУЛЬТНОЕ
КРЕСЛО
Ввод
тормозного
парашюта
третья ступень
РН «Восток»
ЖРА РД-0109
Ввод вытяжного
парашюта на
высоте 7000 м
Ввод
основного
парашюта,
отделение
катапультного
кресла
Приземление
космонавта^
Ввод
основного
парашюта
Приземление
спускаемого аппарата
Рис. 10. Схема полета РН «Восток» и космического корабля «Восток»
просуществовала недолго.
Однако идеи, заложенные в
конструкцию ракеты,
оказались настолько
плодотворными, что вот уже более 40
лет РН, созданные на ее
основе, являются основным
транспортным средством
выведения космических
аппаратов как научного, так и
военного назначения.
На базе ракеты Р-7
создано несколько ее
модификаций. Первой среди них
является РН «Спутник», с помощью которой на
околоземную орбиту был выведен первый искусственный
спутник Земли. Фактически это была ракета Р-7 с
доработанной системой управления (рис. 8). Спутник (ПС-1)
выполнен в виде шара диаметром 58 см, массой 83,6 кг. 4
октября 1957 года в эфире зазвучали позывные первого
спутника, началась космическая эра человечества.
ток» (8К72), которая позволила осуществить полет к
Луне и запуск человека в космос. Первые две ступени
ракеты-носителя «Восток», в основном такие же, как на
ракете «Спутник», были изготовлены заводом № 1.
Третьей ступенью ракеты-носителя стал вновь
разработанный и изготовленный в ОКБ-1 головной блок «Е».
В сентябре - октябре 1959 года ракетами-носителями
«Восток» были запущены станции «Луна-1», «Луна-2»
и «Луна-3», сфотографировавшая обратную сторону
Луны (рис. 9). Основные характеристики РН «Восток»
приведены в таблице.
Ю. А. Гагарин
1934-1968
Показатели
Стартовая масса, т
Масса полезного груза, т
Масса топлива, т
Тяга двигателя, кН
I ступени на Земле
II ступени в пустоте
III ступени в пустоте
Максимальная скорость, м/с
Лунная
279
0,278
255
4000
940
49
11200
Аля полетов
человека
287
1,850
258
4000
940
55
8000
ТРЕХСТУПЕНЧАТАЯ
РА КЕТА-НО СИТЕ ЛЬ
ВОСТОК»
На базе ракеты Р-7 в конце 1958 г. коллективом ОКБ-
1 была создана трехступенчатая ракета-носитель «Вос-
12 апреля 1961 года ракетой-носителем «Восток» на
орбиту ИСЗ был выведен пилотируемый космический
корабль «Восток» с первым космонавтом Земли,
гражданином СССР Ю. А. Гагариным. Ракета-носитель
«Восток» стала первой космической ракетой-носителем для
пилотируемых полетов (рис. 10). Первый космический
139
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
t
40 м
30 *
космический
аппарат
головной
обтекатель
переходный
отсек
бак горючего
(керосин)
отсек системы
управления и
измерения
бак окислителя
(кислорода)
маршевый
двигатель РД-0110
ферма
переходная
приборный
отсек
бак окислителя
(кислород)
межбаковый
отсек
бак горючего
(керосин)
бак окислителя
(кислород)
бак горючего
' (керосин)
перекись
f водорода Н2О2
азот N2
маршевый
двигатель РД-107
маршевый
двигатель РД-108
Шлюз
наполняется
воздухом
Космонавт
в шлюзе а
Космонавт
в открытом
космосе
отделен
Шлюз
разгерметезирован
СХЕМА ШЛЮЗОВАНИЯ
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ЖРА РД-0110
1 - теплообменник; 2 - дроссель; 3 — турбонасосный агрегат;
4 - запальник; 5 - газогенератор; 6 - стабилизатор;
7 - клапан горючего; 8 - пиростартер; 9 - запальник;
10 - камера сгорания; 11 - сопло рулевое; 12 - ось качания;
13 - газификатор; 14 - клапан горючего; 15 - регулятор;
1 6 - горючее
ДВИГАТЕЛЬ РД-0110
Рис. 11. Ракета-носитель «Восход»
401
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
Таблица 4
Отечественные разгонные блоки
Название
Блок «Е»
Блок «Л»
Блок «Д», «AM»
«С5М»
«Бриз КМ»
«Бри з-М»
«Фрегат»
КВРБ
ЖРА
РА-0109
11АЗЗ
РА-58М
А-25
С5-92
РА-56
Компоненты
топлива
Кислород/керосин
Кислород/керосин
Кислород/керосин
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
АТ/НАМГ
Кислород/водород
Тяга,
кН
55
69
85
81,8
19,6
19,6
73,9
Удельный
импульс,
Нс/кг
3260
3400
3538
3110
3193
3208
4306
Давление в
камере,
МПа
5,0
5,45
7,94
9,0
-
-
5,9
Время
работы,
с
430
250
720
118
25
20
1000
Год первого
запуска
1959
1965
1967/1976
1977
1998
2000
Используется
наРН
«Восток»
«Молния-М»
«Протон-К»,
«Зенит-3»
«1_1иклон-3»
«Рокот»,
«Протон-М»
«Союз-2»
«Протон-М»,
«Ангара»
скафандр разработан на заводе № 918 (Главный
конструктор - С. М. Алексеев).
Первый пуск «Востока-2» был осуществлен 1 июня
1962 года. С его помощью запускались космические
корабли серии «Восток». Всего было проведено 47 пусков
РН «Восток-2», из них 43 успешных. После некоторой
модернизации РН «Восток-2М» успешно
эксплуатировалась ВКС до 29 августа 1991 года, когда на орбиту был
выведен индийский спутник ИРС-1В. Всего было
проведено 94 пусков этой РН, из них 92 успешных.
ТРЕХСТУПЕНЧАТАЯ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ВОСХОД»
Ракета-носитель «Восход» была впервые запущена 16
ноября 1963 года. Основные отличия у новой ракеты
состояли в третьей ступени. В качестве ее использовался вновь
разработанный блок «И», который был существенно
мощнее, чем применявшийся ранее на «Востоках» блок «Е». С
помощью данной РН были выведены на околоземную
орбиту космические корабли серии «Восход». Но наиболее
широко эта РН использовалась для запусков ИСЗ серии
«Зенит». Ракете-носителю «Восход» присвоен индекс
11А57(рис. 11).
12 октября 1964 года произведен запуск РН 11А57 с
многоместным космическим кораблем «Восход» с
космонавтами В. М. Комаровым, К. П. Феоктистовым и Б. Б.
Егоровым.
18 марта 1965 года на орбиту был выведен космический
корабль «Восход-2» с космонавтами П. А. Беляевым и
А. А. Леоновым. В процессе полета корабля «Восход-2»
космонавтом А. А. Леоновым был осуществлен выход в
космос.
Всего за период эксплуатации ракеты-носителя «Восход» с
1963 по 1976 гг. произведено 299 пусков, из них 285 успешных.
ЧЕТЫРЕХСТУПЕНЧАТАЯ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «МОЛНИЯ»
В 1958-1960 гг. коллективом ОКБ-1 на базе ракеты
«Восход» была разработана четырехступенчатая РН
«Молния» (8К78) с разгонным блоком «Л» и блоком «И»
в качестве третьей ступени. «Молния» предназначена для
выведения космических объектов к Луне, планетам
Солнечной системы, а также спутников связи «Молния».
За 1960-1967 гг. ракетой-носителем 8К78 был
обеспечен вывод на орбиты полета к Луне и планетам
Солнечной системы AM С «Венера-1», «Марс-1», «Зонд-1»,
«Зонд-2», «Зонд-3» и АМС «Луна-4» - «Луна-14». Тем
самым было положено начало планомерному изучению
Солнечной системы.
Филиалом ОКБ-1 в 1965 г. была проведена
модернизация ракеты-носителя «Молния». Основные
изменения заключались в повышении характеристик системы
управления и повышении энергетики ДУ центрального
блока. Первый пуск модернизированной
ракеты-носителя 8К78М был проведен в 1965 г. с космическим
аппаратом «Луна-7». Первый космический аппарат,
совершивший мягкую посадку на поверхность Луны «Луна-
9» был запущен 31 января 1966 года. Были получены
первые фотографии поверхности Луны. Впоследствии
исследования Луны и других планет с помощью ракеты-
носителя 8К78М были продолжены. В период с 1966 по
1972 гг. на траекторию полета к Венере было запущено
5 АМС «Венера». Однако основное количество
запусков РН 8К78М было связано с выводом на орбиты
спутников связи типа «Молния». С начала эксплуатации
A965 г.) по 01 июля 2000 года проведено 268 пусков
ракет-носителей 8К78М, из них 267 успешных.
Эксплуатация ракеты-носителя 8К78М продолжается.
РАЗГОННЫЙ БЛОК «Л». Блок «Л» с кислородно-
керосиновым двигателем 11ДЗЗ был разработан ОКБ-1
в 1960 г. и явился первым в мире разгонным блоком с
криогенной жидкостной двигательной установкой,
запускающейся в условиях невесомости после часового
полета по промежуточной орбите ИСЗ (рис. 12).
В 1965 г. ОКБ-1 передало изготовление и
эксплуатацию блока «Л» НПО им. С. А. Лавочкина (сохранив за
собой изготовление двигателя 11ДЗЗ).
Блок «Л» создавался для реализации в составе РН
«Молния» полетов к Луне, Венере, Марсу, и такие полеты были
осуществлены: «Марс-1» в 1962 г.; «Венера-1» — «Венера-8»
с 1961 по 1972 гг.; «Луна-4» - «Луна-14» с 1963 по 1968 гг.
В течение длительного времени блок используется для вы-
41
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ведения на высокую эллиптическую орбиту (h = 700 км, Н
= 4000 км) КА типа «Молния», «Прогноз».
Характеристики блока «Л»:
Масса на опорной
(промежуточной) орбите, кг
Топливо в баках, кг
Блок с остатками при сбросе, кг
Горючее
Окислитель
Тяга в пустоте, кН
Удельный импульс тяги, Н»с/кг
Высота, м
Диаметр, м
6900;
3700;
1050;
керосин;
жидкий кислород;
68;
3400;
3,5;
2,35.
Двигатель крепится на блоке «Л» с помощью рамы и
имеет возможность поворота относительно двух
взаимно-перпендикулярных осей, лежащих в плоскостях
тангажа и рыскания. В плоскости крена стабилизация ГБ
осуществляется с помощью отдельных сопел.
Для управления РБ на пассивном участке полета
используется сжатый газ. В качестве исполнительных
органов применены сопловые блоки.
Система управления блока «Л» автономная, инерци-
альная.
ТРЕХСТУПЕНЧАТАЯ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СОЮЗ»
Трехступенчатая ракета-носитель «Союз» A1А511)
была предназначена для вывода на круговую орбиту
космических пилотируемых кораблей типа «Союз» и К А
серии «Космос».
Первые две ступени аналогичны ракете-носителю
«Восход», третья ступень - блок «И» - была
модернизирована с целью дальнейшего повышения
энергетических характеристик носителя.
Эксплуатация ракеты-носителя «Союз» началась в
конце 1966 г. и закончилась в 1976 г. За период
эксплуатации ракеты-носителя «Союз» было проведено 32
запусков (из них 2 аварийных).
В дальнейшем совершенствование РН «Союз»
привело к созданию в 1973 г. ракеты-носителя «Союз-У»
A1А511У).
Ракета-носитель «Союз-У» стала базовой ракетой для
запуска космических аппаратов дистанционного
зондирования Земли, биоспутников, КА для проведения
исследований в области космической технологии и
материаловедения, а также космических кораблей типа
«Союз» и «Прогресс». Отличие РН «Союз-У» от аналогов
заключается в замене двигателей 1-й и И-й ступеней на
модифицированные с повышенными энергетическими
характеристиками (рис. 13).
Носители «Союз-У» также стали средством доставки
космонавтов на долговременные орбитальные станции
«Салют», «Салют-3», «Салют-4», «Салют-5», «Салют-6»,
«Салют-7» и «Мир». С 1978 г. выполнены полеты
международных космических экипажей с участием граждан
Австрии, Афганистана, Болгарии, Великобритании,
Индии, Румынии, США, Сирии, Франции, ФРГ и многих
других стран на кораблях «Союз», «Союз-Т», «Союз-
ТМ». В 1992 г. реализован проект космического
перелета «Европа-Америка-500», посвященного 500-летию
открытия Америки Колумбом. Ракетой-носителем
11А511У также выведены на орбиту космические
аппараты различного назначения как в интересах науки и
народного хозяйства, так и в интересах Министерства
обороны. Всего с начала эксплуатации на 01 июля 2000 года
проведен 681 успешный пуск РН «Союз-У».
Для дальнейшего повышения энергетики
ракеты-носителя «Союз-У» ЦСКБ осуществлена ее модификация
в плане замены топлива на более эффективное, что
позволило увеличить полезную нагрузку (на 200 кг). В
результате проведенных работ в декабре 1982 года был
осуществлен первый запуск «Союз-У2» A1А511У-2).
Всего за время эксплуатации проведено 70 успешных
запусков РН «Союз-У2».
РН «Союз-У» обеспечивает запуск космических
аппаратов с космодромов Байконур и Плесецк.
В таблице приведены основные характеристики
ракеты-носителя 11А511У и ее дальнейшей модификации
11А511У-2. В настоящее время РН 11А511У-2 не
эксплуатируется.
Ракета-носитель
Корабль
Параметры орбиты:
наклонение, град.
высота (средняя), км
Стартовая масса:
ракетного комплекса
корабля
Экипаж, человек
Число ступеней
Тяга двигательных установок, кН:
1 ступени:
у Земли
в пустоте
II ступени в пустоте
III ступени в пустоте
Алина, м
Поперечный размер, м
11A511Y
«Союз Т»
51,6
220
309,7
6,885
2-3
3
4x830
4 х 1620
997
304
51,1
10,3
11А511У-2
«Союз ТМ»
51,6
220
310,0
7,070
2-3
3
4x830
4 х 1620
1031
304
51,3
10,3
30 июля 1974 года филиал ОКБ-1 приобрел
самостоятельность и получил наименование - Центральное
специализированное конструкторское бюро (ЦСКБ), а в
апреле 1996 года - Государственный
научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ -
Прогресс» (ГКЦ). Начальник и Генеральный конструктор
ГКЦ - Дмитрий Ильич Козлов.
РАКЕТНО-КОСМИЧЕ'
КОМПЛЕКС «Н1-ЛЗ»
14 января 1966 года на операционном столе скончался
С. П. Королев. Главным конструктором был назначен
В. П. Мишин. ОКБ-1 переименовано в Центральное
конструкторское бюро экспериментального
машиностроения (ЦКБЭМ). Следует отметить, что в 70-х годах
в стране разрабатывались уже две независимые лунные
42
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
40 м
30 м
20 м
головной
обтекатель
космический
аппарат
разгонный
блок «Л»
бак горючего,
керосин
отсек системы
управления и измерения
бак окислителя,
кислород
маршевый
двигатель
, ферма
переходная
приборный
отсек
. бак окислителя,
кислород
межбаковый
отсек
бак горючего,
керосин
бак окислителя,
кислород
межбаковый
отсек
бак горючего,
керосин
маршевый
двигатель
рулевой
двигатель
14а
146
Двигатель 11ЛЗЗ:
1 - пирошашка пусковая; 2 - турбонасосный агрегат; 2а - дренаж
ТНА; 3 - регулятор соотношения компонентов; За — привод
регулятора СК; 4 — блок пусковых клапанов; 4а — дренаж окислителя; 5 — блок
клапанов; 5а - дренаж горючего; 6 - шланги; 6а - зажигательное
устройство; 7 - камера сгорания зажигания; 7а — карданная подвеска; 8
- клапан-тройник; 8а - реле давления-сигнализаторы; 9 - сопло
рулевое; 10 - газогенератор блока наддува баков; 1 0а - теплообменник
блока наддува блока «О»; 11 - пирозажигательное устройство; 12 -
клапан отсечной; 13 - блок продувки; 14 - подогреватели; 14а -
клапан дроссельный; 146 - пирозапальное устройство; 14в - блок
клапанов; 14г - регулятор кажущейся скорости
ДВИ ГАТЕ Л Ь 1 1 D33
РАЗ ГОН Н Ы И
БЛОК «Л»
1 - ферма КА;
2 - плоскость
разделения КА с РБ;
3 - плоскость стыка
переходника
с РБ;
4 - бак окислителя;
5 — бак горючего;
6 — плоскость
отделения фермы;
7 - ферма;
8 — плоскость стыка
с РН;
9 -
твердотопливный ракетный
двигатель;
1 О — двигатель
11АЗЗ
Рис. 12. Четырехступенчатая ракета-носитель «Молния»
43
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
50 м
система
аварийного
спасения
40 м
30 м
космический
' корабль
t головной
обтекатель
переходный
отсек
-бак горючего,
керосин
отсек системы
управления и
системы
измерения
чбак окислителя,
кислород
маршевый
двигатель
приборно-агрегатныи отсек
орбитальный
отсек
спускаемый аппарат
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ
« С О Ю 3 - Т М »
ферма
переходная
20 м
10 м
приборный
отсек
бак окислителя,
кислород
межбаковый
отсек
бак горючего,
керосин
бак окислителя,
кислород
маршевые
/ двигатели
стыковочный
агрегат
приборно-
агрегатный
отсек
отсек компонентов
дозаправки
отсек компонентов
дозаправки
10303
рулевые
двигатели
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ
«ПРОГРЕСС»
Рис. 13. Ракета-носитель «Союз»
44
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
программы, одна из которых в ОКБ С. П. Королева
предусматривала посадку на поверхность Луны одного
человека, в то время как на окололунной орбите в лунном
орбитальном корабле находился второй, а в другой
программе, разрабатываемой в ОКБ В. Н. Челомея,
предусматривался облет Луны двумя космонавтами на базе
ракеты-носителя УР-500 «Протон» (рис. 14).
В КБ С. П. Королева проработки ракеты велись
задолго до начала официального проектирования. Уже в
1961-1962 гг. отрабатывались отдельные агрегаты и их
фрагменты, была определена основная конструктивно-
компоновочная схема ракеты, которая не менялась в
течение всего периода отладки ракеты. Недаром авторы,
положительно или отрицательно отзывающиеся о
проекте «Н-1», не высказали беспокойства о работе второй
и третьей ступени ракеты, считая, что эти части системы
не подведут, т. к. были испытаны на огневом стенде
НИИ Химмаш.
С каким же заделом начинались работы по ракете
«Н-1». Во-первых, имелся значительный по тем временам
опыт использования кислородно-керосиновых
двигателей, обладающих более высокими характеристиками по
сравнению с ЖРД, работающими на высококипящих
компонентах. Во-вторых, было известно, что большую долю
веса баков занимают системы наддува и емкости для
хранения компонентов наддува. Поэтому необходимо
применять системы наддува, использующие основные
компоненты, отказавшись от вспомогательных компонентов.
Затем, значительный выигрыш в стартовой массе
ракеты может быть получен при использовании
переохлажденного кислорода, т. к. в этом случае удельный вес
компонента при температуре -193 ° С может быть
увеличен примерно на 5% и приблизиться к удельному весу
высококипящих окислителей.
И, наконец, необходимо было создать хотя бы для
первой ступени двигатель закрытой схемы на низкоки-
пящих компонентах с тягой на одну камеру не менее
5000 кН, т. е. в 5-10 раз более мощный любого
имеющегося тогда двигателя на низкокипящих компонентах.
И, конечно, трудно обосновать рекомендации по
применению высококипящих компонентов для ракеты,
имеющей на борту более полутора тысяч тонн
высокотоксичных продуктов, не только с экологической точки
зрения, но и с психологической точки зрения членов
экипажа. Ведь в случае аварии на старте даже при
наличии надежной системы аварийного спасения просто
некуда будет спасаться.
Все эти соображения были учтены при создании
ракеты-носителя «Н-1». Единственным непреодолимым
барьером осталась двигательная установка первой
ступени, состоящая первоначально из 24, а затем из 30
автономных двигателей, дающих на Земле тягу Ро=1540 кН
каждый. Надежную работу и синхронизацию в составе
ДУ в итоге обеспечить не удалось.
В исходном варианте проекта ракета-носитель
состояла из трех ступеней и полезной нагрузки массой 75 т,
выводимой на орбиту высотой 550 км. Стартовая масса
ракеты равнялась 2200 т. Для обеспечения необходимой
тяговооруженности на первой ступени устанавливались
по кольцу 24 ЖРД конструкции ОКБ-276. Главным
конструктором этого ОКБ был Н. Д. Кузнецов.
Двигатели работали на жидком кислороде и керосине (К = 2,5),
имели закрытую схему. Тяга каждого двигателя на
Земле равнялась 1540 кН, удельный импульс тяги на Земле
составляла 2980 Н»с/кг, в пустоте 3310 Н»с/кг.
Суммарная тяга двигателей первой ступени на Земле
равнялась 3530 кН. Следовательно, тяговооруженность
первой субракеты равнялась 1,605.
На базе ракеты «Н-1» первоначально предполагалось
создание целого семейства ракет различного
назначения. Это ракета «Н-11» с использованием второй,
третьей и четвертой ступеней, имеющая стартовую массу 700
т, с полезной нагрузкой 20 т, ракета «Н-111»,
включающая третью и четвертую ступени со стартовой массой
200 т, и полезной нагрузкой 5 т. Имелись проекты ракет
большей размерности, чем исходная, форсированные, с
полезной нагрузкой 120 т и 165 т.
То есть конструктивно-компоновочная схема и
параметры входящих в нее блоков позволяли создать ряд
ракет разной размерности, что делало создаваемую
ракету-носитель действительно универсальной, и
обеспечить более долгую жизнь, чем даже у ракеты Р-7.
Однако в связи с развертыванием работ по созданию
проекта «Сатурн»-«Аполлон» в США, направленных на
создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов
и высадки на Луну двух из них, основной упор в работах
с РН «Н-1» был сделан на проектирование лунного
комплекса с полезной нагрузкой, выводимой на орбиту
высотой 220 км, не менее 95 т. Для решения этой задачи
летный вариант ракеты-носителя выполнен в виде
трехступенчатой ракеты, собранной по схеме «тандем». Общая
длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64,4 м,
диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту
хвостового отсека первой ступени более 16 м, диаметр
переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей
ступени 6 м. Стартовая масса ракеты 2750-2820 т, тяга
двигательной установки на Земле равна 44200 кН. Длина
ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101м.
В качестве компонентов топлива используется
переохлажденный кислород плотностью 1,250 т/м3 и керосин с
плотностью 0,8 т/м3. Соотношение компонентов 2,52.
Первая ступень длиной примерно 31м состоит из
хвостового отсека, двигательной установки, бака горючего,
межбакового отсека, бака окислителя и переходника.
Масса конструкции ступени 180,8 т.
С. П. Королев разработал двигательную установку
первой ступени ракеты, состоящую из 30 ЖРД 8-А52
(ИД 111) с тягой на Земле каждого 1470 кН,
установленных неподвижно по двум концентрическим
окружностям. В наружном ряду, имеющем радиус около
6,7 м с шагом 15° располагаются 24 двигателя, во
внутреннем с радиусом 1,8 м и шагом 60° - остальные 6
двигателей. Двигатели имеют закрытую (замкнутую)
схему, развивают удельную тягу на Земле 2980 м/с, в
пустоте 3180 м/с. Турбина ТНА приводится во
вращение «кислым» газом, вырабатываемым в ГГ, работаю-
45
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
100 м
t
80 м
05900-
60 м
40 м
20 м
022,33-
лвигательная установка
САС (системы
аварийного спасения)
головной
обтекатель
СА АОК
блок «И» ЛОК
кабина «АК»
блок «Е»
переходник
блок «Д»
блок «Г»
- бак горючего
блока «В»
- бак окислителя
блока «В»
. двигатель НК-1 9
блока «В»
* ферма блока «Б»
горючего
блока «Б»
бак окислителя
блока «Б»
двигатели НК-15В
блока «Б»
'фермы блока «А»
„ бак горючего
блока «А»
бак окислителя
'блока «А»
теплоизоляция
баков
двигатели крена
блока «А»
двигатели НК-1 9
блока «А» C0 шт.)
решетчатые стаби-
'лизаторы D шт.)
донный экран
блока «А»
Принципиальная схема двигателя 11Л58М:
1 - камера сгорания; 2 - блок многократного запуска; 3 -
блок подачи окислителя; 4 - блок подачи горючего; 5 - блок
сопла крена; 6 - газогенератор; 7 - турбонасосный агрегат
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «Н1-Л3>
Рис. 14. Проект лунного ракетного комплекса
1 - приборный отсек; 2 - бак окислителя (кислорода);
3 - каркас; 4 - бак горючего (керосина); 5 - ЖРД 11А58М;
6 - рулевой двигатель; 7 - средний переходник
РАЗГОННЫЙ БЛОК «AM»
46
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
щим с большим избытком окислителя. Двигатели
имеют широкие пределы регулирования за счет изменения
коэффициента избытка окислителя в ГГ, а
следовательно, и изменения числа оборотов ТНА. Регулирование
тяги оппозитно установленных во внешнем ряду
двигателей позволяет создавать управляющий момент
относительно оси, симметрично которой расположены оппо-
зитные двигатели. Таким образом можно осуществить
управление по тангажу и рысканию. Управление по
каналу крена осуществлялось первоначально до изделия
№ 7 двенадцатью установленными на хвостовом отсеке
попарно рулевыми соплами, направленными в разные
стороны по касательной к образующей хвостового
отсека. С изделия № 7 для управления по крену
использовались рулевые двигатели, имеющие 12 камер тягой по
1245,7 кН каждая, расположенных также попарно
соплами в разные стороны, как и рулевые сопла.
Тяговооруженность позволяет осуществлять полет
при выходе из строя трех двигателей. При этом
система синхронизации двигательной установки должна
немедленно отключить три оппозитно расположенные
ЖРД во избежание создания момента,
опрокидывающего ракету.
На переднем торцевом шпангоуте фермы
устанавливается вторая ступень ракеты. Соединение с хвостовым
отсеком производится с помощью 24 разрывных болтов.
В полете бак горючего наддувается до давления 0,8
Н>с/кг для обеспечения необходимого давления
компонента на входе в насос горючего. Для наддува
используется генераторный газ, температура которого снижается
путем балластировки горючим в специальном смесителе.
Вторая ступень ракеты «Н-1» состоит из хвостового
отсека, двигательной установки, бака окислителя,
межбакового отсека, бака горючего, ферменного
переходника между второй и третьей ступенью. Длина ступени 23
м, масса конструкции второй ступени равна 52,2 т.
Двигательная установка состоит из восьми
расположенных по кольцу с шагом 45° двигателей 11Д112 с тягой в
пустоте 1680 кН каждый. Удельный импульс тяги двигателя
в пустоте равна 3250 Нвс/кг. Двигатели являются
высотной модификацией двигателей 11Д111. В качестве
компонентов топлива используется переохлажденный кислород
A,250 т/м3) и керосин. Двигатели выполнены по закрытой
схеме. Масса каждого двигателя без заливки компонентом
равна 1,35 т. Давление в камере сгорания уок = $0 кг/см2.
Подача компонентов турбонасосная. В качестве рабочего
тела турбины используются основные компоненты
топлива. Запуск двигателей производится пиростартерами,
воспламенение топлива - пирозажиганием.
Двигатели ИД 112 установлены неподвижно.
Управляющие моменты в плоскости тангажа и рыскания
создаются за счет дросселирования и форсирования оппо-
зитных двигателей. Управление по каналу тяги крена
осуществляется восемью реактивными двигателями
малой тяги, расположенными попарно соплами в разные
стороны на раме двигательного отсека с шагом в 90°.
Для наддува бака горючего используется
генераторный газ. Наддув бака окислителя осуществляется
газифицированным кислородом. Газификация
производится в специальном теплообменнике.
Бак окислителя второй ступени объемом 300 м3
выполнен в виде сферы диаметром 8,4 м. Конструкция
бака аналогична конструкции бака окислителя первой
ступени.
Бак горючего второй ступени объемом 155 м3
выполнен в виде сферы радиусом 3,33 м. Наддув бака
горючего производится так же, как и на первой ступени.
Третья ступень ракеты «Н-1» состоит из хвостового
отсека, силового кольца, бака окислителя, межбакового
отсека и двигательной установки, включающей четыре
двигателя 11В52. Тяга каждого двигателя равна 450 кН.
Длина ступени 23 м, масса конструкции ступени
примерно равна 13,7 т.
Двигатель 11В52 имеет удельный импульс тяги
3120 Н*с/кг. В качестве компонентов топлива
используется переохлажденный кислород То = 1,250 т/м3 и
керосин. Время работы двигателя 288 с. Расход топлива
0,581 т/с.
Бак окислителя имеет объем 98,6 м3 и выполнен в
виде сферы радиусом 2,87 м.
Бак горючего третьей ступени имеет объем 61,6 м3 и
выполнен в виде сферы радиусом 2,45 м.
Первоначально планировалось начать летные
испытания в 1967 г. и осуществить экспедицию на Луну в
конце 1969 - первой половине 1970 гг. Но строительство
стартового комплекса в основном было выполнено
лишь в конце 1967 г., а его отработка с комплексом
«Н1-ЛЗ» завершилась в декабре 1968 года. Таким
образом система «Н1-ЛЗ» получила заключение о допуске к
летным испытаниям лишь в начале 1969 г.
Летным испытаниям было подвергнуто четыре
ракеты. Каждый пуск проводился после анализа результатов
телеметрии, дефектации материальной части и
реализации мероприятий по устранению замечаний,
выявленных при предыдущем пуске.
Первый пуск был осуществлен 21 февраля 1969 года.
Двигатели ракеты проработали 68,67 с и были
выключены вследствие возникшего пожара в двигательном
отсеке первой ступени. За два месяца до этого с 21 по 27
декабря 1968 года астронавты Борман, Ловелл и Анд ере
на корабле Аполлон-8 выполнили облет Луны.
3 июля 1969 года при втором пуске в результате
аварии ракеты был разрушен стартовый комплекс. 24 июля
земляне встречали астронавтов Армстронга, Олдрина и
Коллинза - экипаж корабля «Аполлон-11»,
осуществивший 21 июля выход на поверхность Луны.
Летные испытания комплекса «Н1-ЛЗ» принимали
затяжной характер. С опережением отработки носителя
проводились летные испытания блоков комплекса «ЛЗ»
- блока «Д», ЛОКа с блоком «И» (в составе комплекса
Л1) и ЛК с блоком «Е» в составе экспериментального
изделия Т2К B4 ноября 1970 года, и 12 августа 1971 года).
27 июня 1971 года при третьем пуске ракета № 6Л
потеряла управляемость по крену и после начавшегося
разрушения стыка третьей ступени с головным блоком
на 51 секунде двигатели были выключены.
47
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Политический интерес к программе «H1-JI3» падал.
Встал вопрос повышения уровня
научно-технических задач программы для освоения Луны и
дальнейшего использования комплекса «Н1-ЛЗ».
ЦКБЭМ разработало «Технические предложения по
созданию комплекса «Н1-ЛЗМ». Комплекс позволял
двухпусковой схемой осуществить длительную
экспедицию на Луну и обеспечивал экстренное возвращение
экипажа на Землю. Предложения предусматривали
ускорение отработки «Н-1».
Как отмечалось в решении совместного заседания
Совета главных конструкторов и Ученого совета ЦКБЭМ
15 мая 1972 года, «... предложения разработаны во
исполнение решения ВПК от 16 марта 1972 года и полностью
соответствуют Техническому заданию АН СССР...».
23 ноября 1972 года был произведен четвертый запуск
комплекса «Н1-ЛЗ». Ракета № 7Л, стартовавшая в этом
пуске, претерпела значительные изменения,
направленные на устранение выявленных недостатков и
увеличение массы выводимого полезного груза. Управление
полетом осуществлял бортовой вычислительный комплекс
по командам гиростабилизированной платформы
разработки НИИАП. В состав двигательных установок
введены рулевые двигатели, система пожаротушения,
улучшена механическая и тепловая защита приборов и
бортовой кабельной сети и др. Измерительные системы
были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной
радиотелеметрической аппаратурой разработки ОКБ -
МЭИ (главный конструктор А. Ф. Богомолов). Всего на
этой ракете было установлено более 13000 датчиков.
Ракета пролетела без замечаний 106,93 с, но за 7 с до
расчетного времени разделения первой и второй
ступеней произошло практически мгновенное разрушение
двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты.
Несмотря на то, что все пуски закончились авариями,
они позволили в натурных условиях отработать
наиболее сложную ступень ракеты и преодолеть
атмосферный участок полета.
Полные затраты на освоение Луны по программе
«Н1-ЛЗ» на январь 1973 года составили 3,6 миллиарда
рублей, из них на создание «Н-1» - 2,4 миллиарда рублей.
Очередной пуск намечался на IV квартал 1974 г. К
маю на ракете № 8Л были реализованы все проектные и
конструктивные мероприятия по обеспечению
живучести ракеты, вытекающие из анализа предыдущих
полетов и дополнительных исследований. Начался монтаж
двигателей многократного запуска. Однако
назначенный в мае 1974 года руководитель ЦКБЭМ,
преобразованного в НПО «Энергия», академик В. П. Глушко
работы по теме «Н1-ЛЗ» прекратил.
Постановление Правительства о прекращении работ по
этой теме и списанию затрат вышло в феврале 1976 года.
Производственный задел ракетных блоков, практически
все оборудование технического, стартового и
измерительного комплексов было списано и уничтожено.
Несмотря на столь печальный конец ракеты-носителя
«Н-1», опыт проектно-конструкторских разработок,
производства, эксплуатации и обеспечения надежности
мощной ракетной системы был в полной мере
использован при создании ракеты-носителя «Энергия».
«Почему мы не слетали на Луну?» - вопрос, который
задается нашими соотечественниками. Ответ можно
найти в брошюре, написанной академиком В. П.
Мишиным. Отвечая на поставленный вопрос, Василий
Павлович, ставший главным конструктором после кончины
С. П. Королева в 1966 г., высказался следующим образом:
«Во-первых, США в то время обладали более высоким
научно-техническим и экономическим потенциалом, чем
наша страна.
Во-вторых, в США программа «Сатурн - Аполлон»
была общенациональной программой, которая должна
была восстановить престиж страны.
В-третьих, наряду с программой посадки человека на
Луну у нас разрабатывался в ОКБ В. Н. Челомея проект
облета Луны космическим кораблем с двумя
космонавтами на борту УР-700-ЛК-700. Наличие двух программ
распыляло силы».
ПОЛЕТ ПО ПРОГРАММЕ ЭПАС
ЭПАС (экспериментальный полет «Аполлон» -
«Союз») - совместный экспериментальный полет
американского и советского космических кораблей типа
«Аполлон» и «Союз». Программа ЭПАС была
утверждена 24 мая 1972 года соглашением между СССР и
США о сотрудничестве в исследовании и
использовании космического пространства в мирных целях.
Экипажи прошли совместную тренировку на
тренажерах в Центре подготовки космонавтов им. Ю. А.
Гагарина и в Центре пилотируемых полетов им. Л.
Джонсона (США).
15 июля 1975 года в 15 часов 20 минут (московское
время) с космодрома Байконур был запущен
космический корабль «Союз-19» с космонавтами А. А.
Леоновым и В. Н. Кубасовым, а в 22 ч 50 мин с Восточного
испытательного полигона (мыс Канаверал) - космический
корабль «Аполлон» с астронавтами Т. Стаффордом,
Д. Слейтоном и В. Брандтом. 17 июля в 19 ч 12 мин (на
36-м витке полета космического корабля «Союз») была
осуществлена стыковка обоих космических кораблей.
Совместный полет советского и американского
космических кораблей - важный этап в развитии
международного сотрудничества.
МНОГОРАЗОВАЯ ТРАНСПОРТЫ,
КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
«ЭНЕРГИЯ»-«БУРАН»
Начало работ в США по созданию МТКК «Спейс
Шатл» и объявление о приобретении и использовании
этой системы в боевых целях потребовало принятия
срочных мер по обеспечению устойчивого противовеса
с советской стороны. В качестве такого противовеса
была выбрана не уступающая американской системе по
основным характеристикам советская многоразовая
транспортная космическая система (МТКС),
получившая впоследствии наименование «Энергия»-«Буран».
48
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
Головной организацией по созданию данной системы
явилось ОКБ-1, ныне Ракетно-космическая корпорация
«Энергия» им. С. П. Королева. Генеральным
конструктором этой организации в 1974 году стал академик В. П.
Глушко, возглавивший советскую программу
«Энергия»-«Буран». На космодроме Байконур работы по
подготовке и проведению первых пусков проводились
под руководством генерал-майора В. Е. Гудилина.
В качестве стартового и технического комплексов
использовались реконструированные комплексы ракеты-
носителя «Н-1». Дополнительно были построены
универсальный комплекс стенд-старт, монтажно-заправоч-
ный комплекс, посадочный комплекс и ряд других
сложных в техническом отношении сооружений.
А тем временем в ОКБ и десятках организаций
оборонного комплекса на протяжении многих лет
проводились научно-исследовательские и
опытно-конструкторские работы по созданию ракеты-носителя и
орбитального корабля. Были дооснащены наземный и морской
командно-измерительные комплексы, включая ввод в
строй нового центра управления полетом и
задействование спутника-ретранслятора.
При проведении эскизного проектирования по
обоснованию конструктивных решений и основных
характеристик было рассмотрено несколько альтернативных
вариантов. Предлагались варианты, использующие
твердотопливные ускорители (ТТУ) по типу
американских, однако было признано целесообразным
использовать четыре жидкостных ракетных ускорителя.
Число двигателей на центральном блоке
первоначально предполагалось равным трем. Однако
необходимость повышения энергетики ракеты-носителя и
обеспечение требуемой безопасности полета при отказе
одного двигателя привела к увеличению числа
двигателей до четырех.
Главным отличием схемно-конструктивного
построения МТКС от американского МТКК, наряду с
использованием жидкостных ускорителей вместо ТТУ,
явилось размещение маршевых двигателей на центральном
блоке, а не на орбитальной ступени. Специалисты до
сих пор спорят о преимуществах и недостатках данного
решения. Действительно, установка двигателей на
орбитальной ступени обеспечивает их спасение после
каждого полета, повышая эффективность многоразового
использования системы в целом, Однако бесспорным
преимуществом советской МТКС явилась
независимость ракеты-носителя и орбитального корабля, что
позволило осуществить запуски не только корабля
«Буран», но и полезных нагрузок массой до 100 тонн. У
американского МТКС деление на ракету-носитель и
корабль практически отсутствует, так как без корабля
система стартовать не может.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯ».
Ракета-носитель «Энергия» (рис. 15) предназначена для выведения
космических аппаратов на низкие, а с использованием
разгонных блоков на средние, высокие эллиптические и
круговые орбиты (в том числе на солнечно-синхронные
и стационарные), а также на траектории полета к Луне и
планетам Солнечной системы.
Ракета-носитель «Энергия» при стартовой массе
-2400 т обеспечивает выведение космических аппаратов
Главный конструктор
ракеты-носителя
«Энергия»
Б. И. Губанов
1930-1999
массой -100 т на низкие
орбиты искусственного
спутника Земли, -18 т на
геостационарную орбиту,
-32 т к Луне и -28 т к
Венере и Марсу.
Ракета-носитель
«Энергия» состоит из четырех
кислородно-керосиновых
боковых ракетных блоков
первой ступени,
кислородно-водородного
центрального ракетного блока
второй ступени и стартово-
стыковочного блока.
Боковые ракетные
блоки созданы на базе первой
ступени ракеты-носителя
«Зенит». Каждый боковой ракетный блок вмещает 300 т
кислородно-керосинового топлива. Конструктивно
блок выполнен в виде цилиндра диаметром 3,9 м, в
верхней части которого размещен бак кислорода, а в нижней
- бак керосина. К верхнему шпангоуту топливного
отсека крепится конический обтекатель, внутри которого
размещена аппаратура блока. К нижнему шпангоуту
топливного отсека крепится хвостовой отсек и четырехка-
мерный двигатель РД-170 с дожиганием генераторного
газа. Тяга двигателя у Земли 7400 кН, в пустоте
8070 кН. Удельный импульс тяги у Земли 3090 Н#с/кг,
в пустоте 3370 Н#с/кг. Кратность использования
двигателя 10 раз. Двигатель разработан в НПО «Энергомаш»
(главный конструктор В. П. Радовский) и представляет
собой модификацию двигателя РД-171 первой ступени
ракеты-носителя «Зенит».
Центральный ракетный блок выполнен в виде
цилиндра диаметром 7,7 м, внешняя часть которого
заканчивается эллипсоидом вращения. Общая длина блока -
59 м. Блок вмещает -7 00 т кислородно-водородного
топлива, в том числе - 600 т жидкого кислорода и - 100 т
жидкого водорода. В нижней части блока размещен
хвостовой отсек с четырьмя ЖРД РД-0120. Двигатели
разработаны в Конструкторском бюро химической
автоматики (главный конструктор А. Д. Конопатов) и
изготовлены на Воронежском механическом заводе. Наиболее
близким аналогом двигателя является американский
кислородно-водородный двигатель SSME,
установленный на МТКК «Спейс Шаттл». Двигатель РД-0120
имеет тягу в пустоте 4 х 196 кН, удельный импульс тяги в
пустоте 4550 Н#с/кг. Масса двигателя 4 х 3450 кг.
Каждый двигатель закреплен в карданном подвесе.
В качестве полезного груза ракеты-носителя
«Энергия» используется многоразовый орбитальный корабль
«Буран» или же орбитальные блоки общей массой 100 т.
Корабль «Буран» (или орбитальный блок) крепится к
центральному ракетному блоку (рис. 17).
Конструктивно орбитальный блок совмещает
функции силового каркаса и аэродинамического обтекателя с
размещенным внутри космическим аппаратом и
разгонным блоком. После прохождения плотных слоев
атмосферы осуществляется сброс части конструкции,
выполняющей функции аэродинамического обтекателя.
49
РА К ETA-HO<
« Э Н Е Р Г
Стартовая масса, т
Масса ПГ на круговой орбите
Н=200 км, i=50.5° (при
использовании энергетики
КА для довыведения), т
Рабочий запас топлива
- на блоках «А» (кислород/Р1
- на блоке «U» (кислород/во
Двигатель блока «А»
- тип двигателя
- количество двигателей на t
Двигатель блока «LJ»
- тип двигателя
- количество двигателей на f
Количество пусков в год
РИС15Рак
ОСНОВНЫЕ
ХАРАКТЕРИСТИ КИ
БЛОКА «И»
масса полностью
заправленного блока «LJ», т
Стартовая масса, т 7
Рабочий запас топлива, т
в том числе:
окислитель (жидкий кислород), т
горючее (жидкий водород), т
Масса конструкции блока, т
Лвигатель (разра*
тяга двигателей:
у земли, кН
в пустоте, кН
у земли, М#с/кг
в пустоте, Н*с/кг
Двигатель блока «А»
тип двигателя
количество двигателей на блоке
Двигатель блока «LI»
тип двигателя
количество двигателей на блоке
Количество пусков в год
4 х 147
4 х 196
РД-171
БЛОК « LL »
Энергия»
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Окислитель
Горючее
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА Ж РЛ РД-0120
1 - бустерный насос окислителя; 2 - насос окислителя; 3 - бустерный
насос горючего; 4 - насос горючего; 5 - турбина; 6 — газогенератор;
7 - запальник; 8 - клапан «О» газогенератора; 9 - запальник; 1 О -
клапан «Г» газогенератора; 11 - клапан «О» газогенератора; 12 - камера
сгорания; 13 — клапан «Г» камеры сгорания; 14 — узел качания; 15 —
клапан «О» камеры сгорания; 1 6 — теплообменник; 1 7 — дроссель;
1 8 - регулятор расхода
Рис. 16. Двигатель РД-0120 второй ступени РН «Энергия»
ОБШИ И
ДВИ ГАТЕЛЯ
40 м
30 м
20 м
10 м
/
зона
полезного
груза
двигательная
установка
космического
аппарата
зона
полезного
груза
РБ ДМ
зона
полезного
груза
РБ ДМ
РБ ДМ
зона
полезного
груза
бак
кислорода
бак
водорода
«ЭНЕРГИЯ» «ЭНЕРГИЯ-Д» «ЭНЕРГИЯ-К» «ЭНЕРГИЯ-С»
Рис. 17. Возможные варианты компоновки РН «Энергия» различными разгонными блоками (РБ)
52
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
Стартово-стыковочный блок является составной
частью ракеты-носителя «Энергия» и конструктивно
выполнен в виде платформы, выполняющей роль силового
элемента при сборке на технической позиции пакета из
пяти ракетных блоков, транспортировке его на стартовый
комплекс, в процессе предстартовой подготовки и при
отрыве от стартового стола. Через стартово-стыковочный
блок осуществляется также соединение электропневмо-
гидрокоммуникаций ракеты-носителя и стартового
комплекса. В процессе старта ракеты-носителя
стартово-стыковочный блок остается на пусковой установке. Запуск
двигателей первой и второй ступеней ракеты-носителя
осуществляется на старте. После израсходования запасов
топлива первой ступени происходит отделение боковых
блоков, а центральный блок продолжает работу.
После выключения двигателей второй ступени и
отделения орбитального корабля «Буран» или орбитального
блока центральный ракетный блок продолжает пассивный
полет по незамкнутой траектории, что обеспечивает его
падение в заданную точку.
Для управления движением РН на участке выведения
создан комплекс автономного управления на базе ЭВМ.
Довыведение орбитального корабля «Буран» на
рабочую орбиту осуществляется с помощью его бортовой
двигательной установки. Довыведение на рабочую орбиту
космических аппаратов, входящих в состав орбитальных
блоков, осуществляется или с помощью их бортовых
двигательных установок, или с помощью состыкованных с
космическими аппаратами разгонных блоков.
Первый запуск ракеты-носителя «Энергия» состоялся
15 мая 1987 года. В качестве полезного груза
использовался космический аппарат «Полюс» массой 100 т, имеющий
собственную двигательную установку (рис. 17). В
результате неправильного направления импульса тяги этой
двигательной установки космический аппарат на орбиту не
вышел. Однако все системы ракеты-носителя «Энергия»
работали нормально и испытательный запуск самой
ракеты-носителя считается успешным.
Второй запуск ракеты-носителя «Энергия» состоялся 15
ноября 1988 года. В качестве полезного груза
использовался многоразовый корабль «Буран». Задачи полета
были выполнены полностью.
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «БУРАН». «Энергия»-
«Буран» обеспечивает не только доставку на орбиту
больших грузов, но и возвращение их на Землю. С краткими
характеристиками мощной ракеты-носителя «Энергия»
мы уже познакомили наших читателей, здесь мы хотим
рассказать о космическом корабле «Буран». «Буран»
является логическим продолжением работ конструкторов
космической техники, он объединяет в себе весь
накопленный опыт отечественной и мировой ракетно-космической
и авиационной науки и техники. В основу конструкции
космической системы положена самолетная схема типа
«бесхвостка» с крылом переменной стреловидности.
Общая длина его составляет 36,4 м. Размах крыльев около 24
м, высота на стоянке 16,5 м. Его грузовой отсек под стать
грузовому вагону, в котором может быть размещен груз
массой до 30 т при общей стартовой массе до 105 т.
Посадочная скорость около 340 км/ч, как у современного
истребителя. В носовом отсеке располагается герметичная
цельносварная вставная кабина объемом более 70 м3. С
внешней стороны корпуса нанесено специально
разработанное теплозащитное покрытие массой не менее 9 т.
Для довыведения «Бурана» на рабочую орбиту,
межорбитальных переходов, точных маневров, ориентации и
стабилизации на нем установлена объединенная
двигательная установка, работающая на высокоэнергетических
компонентах топлива: кислороде и углеводородном горючем
(синтин). Общий запас топлива составляет около 14 т
(рис. 18). Тяга маршевого двигателя 17Д12 86,4 кН, из
двух установленных двигателей один является резервным.
Управляющий ЖРД 17Д15 многократного включения и
многоразового использования является исполнительным
органом реактивного управления орбитального корабля
«Буран». Тяга, создаваемая двигателем в пустоте, равна 3,7
кН. Количество включений за один полет 2000, время
работы за один полет 1200 с, гарантированное количество
включений за 10 полетов 26000. Оба двигателя
разработаны в РКК «Энергия».
Система управления «Бурана» после отделения его от
центрального блока РН «Энергия» выводит корабль на
заданную орбиту, полностью обеспечивает орбитальный полет
корабля, в том числе осуществляет ориентацию и
стабилизацию корабля, управляет процессом сближения его и
стыковки с другими космическими объектами, обеспечивает работу
бортовых манипуляторов, осуществляет контроль за работой
всех бортовых систем планера корабля и его двигательной
установки, управляет процессом сбора информации и
передачи ее на Землю, наконец, осуществляет перевод корабля на
траекторию спуска, управляет процессами спуска,
предпосадочного маневрирования, захода на посадку, вывода корабля
на глиссаду посадки и самой посадкой, включая процессы
выравнивания, касания, пробега, торможения, остановки и
самовыключения. Первый полет «Бурана» в
автоматическом беспилотном режиме состоялся в ноябре 1988 года.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯМ» (проект)
На базе ракеты-носителя «Энергия» разработан
проект ракеты-носителя тяжелого класса «Энергия-М»,
которая при стартовой массе 1050 т обеспечивает
выведение космических аппаратов массой до 34 т на низкие
орбиты искусственного спутника Земли и массой 3,0-7,0 т
(в зависимости от модификации разгонного блока) на
геостационарную орбиту.
«Энергия-М» состоит из кислородно-керосиновых
ракетных блоков первой ступени, кислородно-водородного
центрального блока второй ступени и стартово-стыковоч-
ного блока. В состав ракеты-носителя «Энергия-М»
входит разгонный блок, использующий
кислородно-керосиновое и кислородно-водородное топливо.
Боковые ракетные блоки, стартово-стыковочный блок,
кислородно-водородная двигательная установка и
элементы конструкции центрального ракетного блока
заимствованы с ракеты-носителя «Энергия». Центральный
ракетный блок имеет меньшую длину и, соответственно,
меньший запас кислородно-водородного топлива, а также один
двигатель, являющийся модификацией РД-0120. Боковые
ракетные блоки в верхних узлах крепления соединяются с
силовыми элементами головного обтекателя.
Стартовый и технический комплексы,
производственная и экспериментальная базы ракет-носителей
«Энергия» и «Энергия-М» общие.
I 53
Г
А
к
И
III ЕЁ
Л
f
II
i :.
ih
|
I
|
)
V
у
L Ш
f Ш
*4
[
V
ЙЬ..
киль
створка отсека \
\
полезного груза \ л
отсек полезного jft
груза i
/
1
/
модуль кабины
/ Ik
/ /^
/ телекамера J|
блок двигателей / /
управления
(носовой)
i
1 \.Ф,
Н /Я
М W ^ /
Jm. /
*Щ 1
командный
отсек
Рис. 18. I
7 1
\ х^ бытовой
\ отсек
агрегатный
отсек
космический самолет (корабль) «Буран»
/А
/А
^^¦^
А
im
/Ж
W
1
i ^
Ш
р
Г
1 -
N.
\
%
% 1
руль
направления
у/ (воздушный
тормоз)
парашютно-
тормозное
устройство
блок
двигателей
1
управления ^Й|
(левый)
двигатель
орбитального
маневрирования И
^^. элевон
\ балансировочный jA^mm^ \
стойка шиток
основного
шасси (левая)
блок
дополнительных
приборов
Л*
—:¦¦
W^ viii
V
VI
VI
Q.
Ш
X
нагрузка
ДВИГАТЕЛЬНАЯ
УСТАНОВКА
КК «БУРАН»
-
"а»
vokob первой ступени;
е двигателей основного блока;
хновного блока;
ие маршевым двигателем;
я ориентация;
импульс;
досферу;
ia ВПП
о
о
о
1
силовой конус
бокового блока
ллежоаковыи
бак окислителя
' нейтрального
блока
топливный
отсек бокового
бак горючего
•центрального
двигательная
установка
центрального
двигательная
Рис. 19. Ракета-носитель «Энергия-М» (проект)
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
морской старт
История международного проекта, получившего
название «Морской старт», началась в марте 1993 года,
когда делегация специалистов РКК «Энергия»,
возглавляемая президентом корпорации, в качестве одного из
возможных направлений сотрудничества представила
фирме «Боинг Коммершл Спейс Компани» результаты
своих предварительных исследований по проекту
мобильного ракетно-космического комплекса морского
базирования, позволяющего проводить пуски из любой точки
океанских акваторий. Практическая реализация проекта
стала возможной после создания предприятия «Си
Лонч» («Морской старт») и выполнения партнерами
совместно с кооперацией предприятий и компаний
огромного объема наукоемких и экспериментальных работ
вплоть до проведения первых пусков.
Проведенный анализ мирового рынка услуг по
запуску космических аппаратов показывает, что сейчас
существуют большие потребности в выведении космических
аппаратов на геостационарную орбиту (плоскость
орбиты совпадает с плоскостью экватора, высота над
поверхностью Земли - 35 800 км). Предполагается, что такое
положение сохранится и в будущем (рис. 28).
Одним из направлений повышения эффективности
средств выведения, доставляющих спутники на
геостационарную орбиту, и, соответственно, уменьшения
стоимости такой доставки является проведение пусков из
приэкваториальной зоны. Объясняется это тем, что при
пусках, например с космодрома Байконур,
расположенного на широте 46°, необходимо проведение
специальных орбитальных маневров с большими
энергетическими затратами для разворота плоскости пуска в
плоскость экватора. Кроме того, чем дальше от экватора
расположен космодром, тем в меньшей степени
используется эффект от вращения Земли. В итоге
ракета-носитель «3eHHT-3SL» (см. рис. 28) при пуске из
приэкваториального района может вывести КА:
- массой более 2,0 т на геостационарную орбиту;
- массой до 6,0 т на переходную к геостационарной
орбиту;
Над реализацией проекта работает совместное
предприятие «Си Лонч», учредителями которого являются
американская самолетостроительная и космическая
компания «Боинг», российская Ракетно-космическая
корпорация «Энергия» им. С. П. Королева,
крупнейшая в Европе судостроительная компания -
норвежская фирма «Кварнер», ведущие аэрокосмические
предприятия Украины ПО «Южмашзавод» и КБ
«Южное».
Для обеспечения пусков космической ракеты фирма
«Кварнер» модифицировала морскую платформу,
которая была создана ею для нефтедобычи. Платформа
самодвижущаяся, полупогружаемая, типа катамарана.
Основные характеристики: водоизмещение (на ходу) -
27300 т, скорость движения - до 12 узлов, длина - 133 м,
ширина - 75 м, высота (до пусковой палубы) - 42 м.
Платформа, представляющая собой плавучий
стартовый ракетный комплекс, оснащена стартовым столом,
установщиком ракеты-носителя, системами заправки
компонентами топлива и другими системами,
обеспечивающими подготовку и пуск космической ракеты.
Конструкция стартового оборудования разработана КБТМ.
В основу положен опыт создания наземного стартового
комплекса «Зенит» на космодроме Байконур.
Оснащение платформы системами и оборудованием ракетного
сегмента проведено на российской верфи.
Ракетно-космический комплекс «Морской старт»
можно представить состоящим из следующих частей:
- стартовой платформы «Одиссей»;
- сборочно-командного судна «Си Лонч Коммандер»;
- ракеты-носителя «3eHHT-3SL»;
- базового порта;
- технологических систем, расположенных на судах.
Сборочно-командное судно «Си Лонч Коммандер»
(СКС) оснащено системами и оборудованием,
позволяющими проведение на его борту комплексных
испытаний ракеты-носителя и разгонного блока, заправку РБ
высококипящими компонентами топлива и газами,
сборку и испытания ракеты-носителя. На борту СКС
могут разместиться три комплекта ракет-носителей.
Оно выполняет также функции центра управления при
подготовке и пуске ракеты-носителя. На сборочно-ко-
мандном судне размещаются до 240 человек экипажа и
персонала, участвующего в подготовке и проведении
пуска. Длина судна 203 м, ширина 32,2 м, осадка 8 м,
водоизмещение 26 400 т.
Базовый порт располагается на Западном побережье
США (г. Лонг-Бич, штат Калифорния). Его назначение -
подготовка космических аппаратов, хранение ступеней
ракеты-носителя, разгонных блоков, обеспечение
швартовки стартовой платформы и сборочно-командного
судна, заправка их компонентами топлива и газами,
поддержка операций по сборке и испытаниям ракеты-носителя.
28 марта 1999 года с полу погруженной платформы
Odyssey состоялся первый демонстрационный пуск
трехступенчатой РН «Зенит-ЗБЬ» с разгонным блоком
«ДМ-SL». На переходную орбиту был выведен макет
спутника массой 4 500 кг. Второй успешный пуск
состоялся в октябре 1999 года. Третий пуск в марте 2000 года
закончился неудачно. Четвертый пуск состоялся в июле
2000 года. На орбиту был выведен спутник связи. Пятый
морской старт осуществлен 2 октября 2000 года. На
геопереходную орбиту был выведен спутник связи.
56
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
РН «Зенит-ЗБЬ
полу погруженное
состояние
положение
на «ходу»
Рис. 30. Стартовая платформа для РН «Зенит-ЗБЬ»
157
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ
КОМПЛЕКС (РКК) «АВРОРА»
РКК «Аврора» объединяет ракету космического
назначения «Аврора» и наземные объекты
космодрома, обеспечивающие подготовку и проведение пуска
РКК (технический и стартовый комплексы,
измерительный комплекс, наземный комплекс управления
и др.).
РКК «Аврора» состоит из трехступенчатой ракеты-
носителя «Аврора» и космической головной части,
включающей в общем случае разгонный блок, головной
обтекатель и космический аппарат.
Ракета-носитель «Аврора» строится по традиционной
для носителей типа «Союз»
конструктивно-компоновочной схеме с продольно-поперечным соединением
ступеней. Стартовая масса РН увеличена по сравнению
с РН «Союз» на 22 %, что в сочетании с использованием
более совершенных двигателей блоков II и III ступеней
обеспечивает существенный (на 54 %) прирост массы
полезного груза.
РКК «Аврора» обеспечивает одиночное и групповое
выведение КА на следующие типовые орбиты:
- низкие околоземные высотой до 1500 км;
- средние (высотой 1500-10000 км) и высокие,
включая геостационарную орбиту (ГСО);
- переходные к геостационарной и
высокоэллиптические орбиты (в том числе с высотой апогея,
превышающей высоту ГСО);
- отлетные траектории к планетам Солнечной
системы.
В состав РКК «Аврора» входят:
- I ступень (четыре боковых блока) - заимствуется с
минимальными доработками с РН «Союз-ФГ»;
- II ступень (центральный блок) новой разработки;
- III ступень (блок И) новой разработки;
- разгонный блок «Корвет», разрабатываемый на базе
РБ «ДМ»;
- головной обтекатель;
- система управления РКК, разрабатываемая на
основе СУ РН «Зенит-2» и РБ «ДМ-SL»;
- система измерений.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С. П.
Королева - головное предприятие по РКК в целом, РКК,
РН, III ступени РН, разгонному блоку «Корвет», КГЧ,
техническому комплексу РКК в целом и входящим в
него техническим комплексам КГЧ и РБ, измерительному
комплексу, наземному комплексу управления.
Государственный научно-производственный ракетно-
космический центр «ЦСКБ - Прогресс» - головное
предприятие по I и II ступени РН, головному
обтекателю, техническим комплексам РКК и РН.
Конструкторское бюро общего машиностроения им.
В. П. Бармина - головное предприятие по стартовым
комплексам.
Научно-производственное объединение «Энерго-
маш» им. академика В.П. Глушко - головное
предприятие по двигателям РД107А блоков I ступени.
Самарский научно-технический комплекс им. Н. Д.
Кузнецова - головное предприятие по маршевому
двигателю НК-33 блока II ступени.
Конструкторское бюро химавтоматики - головное
предприятие по рулевому двигателю РД0110Р блока II
ступени и двигателю РД0124Э блока III ступени.
Научно-производственный центр автоматики и
приборостроения им. академика Н. А. Пилюгина - головное
предприятие по системе управления РКК.
Российский научно-исследовательский институт
космического приборостроения, Научно-производственное
объединение измерительной техники - головные
предприятия по системам бортовых измерений и наземному
измерительному комплексу.
РКК «АВРОРА»
Стартовая масса, т
376
Масса полезной нагрузки, т
- при пусках с космодрома Байконур
на низкой орбите 11
на переходной к ГСО 3.3
- при пусках из приэкваториальной области
Тяга двигателей, кН
- боковых блоков DхРА107А), на Земле 4 х 838
- центрального блока, на Земле
маршевый двигатель (НК-33) 1511
рулевой двигатель (РД01 ЮР) 239
- блока И (РА0124Э), в пустоте 294
- разгонного блока, в пустоте 80
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ВОЗМОЖНОСТИ
РКК «АВРОРА» ПРИ ЗАПУСКАХ С
КОСМОДРОМА БАЙКОНУР
на низкой орбите
на переходной к ГСО
Компоненты топлива
- окислитель
- горючее
12
4.25
жидкий кислород
керосин
Масса ПГ, т
12
11
10
Нп = 200 км
1 = 51.6°
-
500
1000
1500 2000
Высота апогея, км
58
РКК «ЭНЕРГИЯ» им. С. П. КОРОЛЕВА
40 м
30 м
ГО,
РБ «Корвет»
РАЗГОННЫЙ БЛОК «КОРВЕТ»
- 02780 -
кислород
03440
20 м
Блок III ступени
„(блок И),
'РД-124Э
297,5 кН
Блок II ступени
'(блок А)
Верхний пояс
'силовых связей
керосин
БЛОК « И »
Блоки I ступени
'(блоки Б, В, Г, Д)
10 м
керосин
кислород
БЛОК «А»
03440 ¦
РД0110Р
239 кН
-НК-33, 1511 кН
Нижний пояс
силовых связей
РД1 07А,
838 кН
Рис. 20. Ракета-носитель «Аврора» (проект)
i\VAV»J кислород
I
¦ • <г<#
керосин
рулевой двигатель РД01 20Р
НК-33, 1511 кН 59
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННЫЙ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ ЦЕНТР «ЦСКБ - ПРОГРЕСС»
Л. И. Козлов
КРАТКАЯ ИСТОРИЯ
ГНП РКЦ «ЦСКБ ПРОГРЕСС
В июле 1959 года в г.
Куйбышеве (ныне - Самара)
был создан филиал
опытного конструкторского бюро
(ОКБ-1), возглавляемого
главным конструктором
ракетно-космических систем
С. П. Королевым. Филиал
обеспечил организацию
серийного производства на
заводе № 1 (ныне завод
«Прогресс») первой
межконтинентальной баллистической
ракеты Р-7 и ракет-носителей, разработанных на ее базе,
«Восток», «Молния», «Восход», «Союз», а также
дальнейшее совершенствование этих изделий.
Специалисты Куйбышевского филиала ОКБ-1 внесли
существенный вклад в создание и летную отработку в
1959-1962 гг. первого отечественного космического
аппарата для дистанционного зондирования Земли («Кос-
мос-4»). Пуском этого спутника была определена
основная задача филиала: разработка космических средств
наблюдения за поверхностью Земли.
Начиная с 1961 г. все работы по разработке, отработке,
летным испытаниям и эксплуатации ракет типа Р-7
были возложены на Куйбышевский филиал ОКБ-1 в
качестве головного конструкторского бюро, а их
изготовление сосредоточено на заводе «Прогресс». В 1974 г. на
базе филиала было создано Центральное
специализированное конструкторское бюро - ЦСКБ, а Генеральным
конструктором назначен Д. И. Козлов.
В 1996 г. ЦСКБ было объединено с заводом
«Прогресс». Новое объединение именуется как
Государственный научно-производственный ракетно-космический
центр «ЦСКБ-Прогресс», его Генеральным
конструктором назначен Д. И. Козлов.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
«ЦСКБ ПРОГРЕСС»
За более чем 38 лет в ЦСКБ созданы различные
модификации ракет-носителей и большое семейство
космических аппаратов различного целевого назначения. До
1 января 2001 года проведено более 1500 пусков ракет-
носителей (рис. 20).
В 60-80-х годах для проведения фундаментальных и
прикладных исследований космоса разработаны и
успешно выполнили свою работу на околоземной орбите
космические аппараты «Интеркосмос-6», «Эфир»,
малые автономные спутники «Наука», установленные на
базовом КА серии «Космос».
В середине 60-х годов при участии ЦСКБ были
введены в эксплуатацию космические системы погодного
наблюдения «Метеор», радио- и телевещания с
использованием ИСЗ «Молния».
Результаты пусков ракет-носителей РКК «Энергия» -
ГНП РКЦ «ЦСКБ - Прогресс» (по состоянию на
31 декабря 2000 года) показаны в таблице 5.
Таблица 5
Название
«Спутник»
8К71 (8А91)
«Восток»
(8К72, 8К72К)
«Восток-2»
(8А92,
11А51О)
« Восток-2 М»
(8А92М)
«Восход» ЗКВ
A1А57)
11А59
«Молния»
(8К78)
«Молния-М»
(8К78М,
8К78М-ПВБ)
«Союз»
A1А511)
«Союз-А»
A1А511А)
«Союз-М»
A1А511М)
«Союз-У»
A1А511У,
11А511У-ПВБ)
«Союз-У 2»
A1А511У-2)
«HI-A3» A1А52)
«Энергия» A1К25)
Первый
пуск
04.10.57
23.09.58
28.07.62
28.12.65
28.08.64
16.11.63
01.11.63
10.10.60
04.10.65
28.11.66
24.11.70
27.12.71
18.05.73
23.12.82
21.02.69
15.05.87
Последний
пуск
15.05.58
01.06.62
12.05.67
20.07.66
29.08.91
29.06.76
12.04.64
22.10.67
н.вр.
14.10.76
12.08.71
31.03.76
н.вр.
03.09.95
23.11.72
15.11.88
Количество
пусков всего/
неуспешных
4/2
26/8
47/5
45/5
2/0
94/2
299/14
2/0
40/11
D0/20
с учетом
аварий
блока «А»)
268/1
B68/1 2 с
учетом
аварий
блока «А»)
32/2
3/0
8/0
700/19
70/0
4/4
2/0
Конец 80-х и начало 90-х годов ознаменованы
запуском специалистами ЦСКБ индийских спутников
«ИРС-1А» и «ИРС-1Б», болгарского «Интеркосмос-
Болгария-1300».
В 1976 году с целью изучения природных ресурсов
Земли ЦСКБ был разработан автоматический
космический аппарат «Фрам». Для дальнейших работ в области
исследования природных ресурсов Земли и экологии
ЦСКБ разработаны автоматический космический аппа-
601
ГНП PKU «ЦСКБ - ПРОГРЕСС)
«Спутник»
04.10.57
(8К71ПС-М1-1)
«Спутник-2»
08.11.57
8К71/ПС-М1-2
«Спутник-З»
15.05.58
8А91/Л1
«Луна»
02.01.59
8К72
«Восток»
12.04.61
8К72
« Восток»
06.62
8А92
«Молния»
10.10.60
8К78
« Восход»-3 KB
16.11.63
11А57
«Восход»-2
18.03.65
11А59
щ]
«Союз»
28.11.66
11А511
«Союз»-У
18.05.73
11A511Y
I я*
«Союз»-У2
23.12.82
11A511Y2
Рис. 20. Ракеты-носители ОКБ-1 — «ЦСКБ — Прогресс», разработанные на базе ракеты Р-7
61
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
05900
разгонный блок
«Фрегат»
50 м
40 м
Горючее 1 Окислитель 2 з
блок
выведения
«Икар»
космический
корабль «СоюзТМ»
головной
обтекатель
переходный
отсек
бак горючего
отсек системы
управления и
системы измерения
бак окислителя,
кислород
чмаршевый
двигатель РД-01 24
Принципиальная схема Ж РД РА-0124
1 - ампула пусковая; 2 - клапан горючего; 3 - ампула
пусковая; 4 - клапан окислителя; 5 - регулятор; 6 - наддув
баков; 7 - турбонасосный агрегат; 8 - клапан горючего;
9 - камера сгорания; 10 - узел качания; 11-
теплообменник; 1 2 - бустерный насос; 1 3 - клапан пусковой;
14 - бустерный насос
ферма
переходная
приборный
отсек
бак окислителя,
кислород
^межбаковый
отсек
бак горючего,
керосин
бак окислителя,
'кислород
, бак горючего
маршевые
двигатели
воздушный
руль
рулевые
агрегаты
10303"
ЛВИ ГАТЕЛЬ РД-01 24
Рис. 21. Ракета-носитель «Союз-2»
62
ГНП PKLI «ЦСКБ - ПРОГРЕСС»
рат «Ресурс-Ф1» (эксплуатация с 1979 г.), «Ресурс-Ф2»
(эксплуатация с 1987 г.).
С 1973 г. эксплуатируется К А «Бион»,
предназначенный для медико-биологических исследований.
Для проведения экспериментов в области
микрогравитации и космического материаловедения разработан
и с 1985 г. эксплуатируется К А «Фотон».
ЦСКБ является ведущим предприятием России по
разработке ракетно-космической техники и
информационных систем дистанционного зондирования Земли.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СОЮЗ-2». В настоящее
время ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» разрабатывает
еще одну модификацию ракеты «Союз», которая
получила наименование «Союз-2» (также известна по
газетным публикациям под наименованием «Русь»). Ее
летные испытания запланированы на 2001 г. Ракета
создается с опорой только на промышленную базу
России. Она призвана заменить все типы РН на базе Р-7,
выпускавшиеся прежде. С производства будут сняты
сразу пять типов двигателей и шесть типов ракетных
блоков.
Отличительная особенность РН «Союз-2» - новая
система управления на основе бортового вычислительного
комплекса и оригинальная третья ступень с новым
экономичным двигателем замкнутой схемы РД-0124 (см.
табл. 4 на стр. 27). По сравнению с РН «Союз-У»
грузоподъемность нового носителя повысится примерно на
1200 кг, и, что особенно важно, это позволит обеспечить
пуски космических аппаратов с российского космодрома
Плесецк (см. табл. 8 на стр. 61).
Система управления ракеты-носителя «Союз-2»
(тема «Русь») разработана вновь с использованием
современных принципов управления и новой отечественной
элементной базы. В качестве центрального звена
системы управления используется быстродействующая с
большим объемом памяти бортовая цифровая
вычислительная машина (БЦВМ).
Б ЦВМ непрерывно принимает сигналы от
чувствительных элементов системы управления (параметры
скорости, углов тангажа, рысканья, вращения, расходо-
метров топлива), исполнительных органов, других
абонентов, сравнивает текущие значения с программными
и вырабатывает в соответствии с принятым законом
управления соответствующие управляющие воздействия.
В отличие от активной системы управления
цифровая система легко адаптируется к условиям полета,
включая случайные внешние воздействия, и парирует
их с учетом непревышения действующих на
ракету-носитель силовых нагрузок по сравнению с их
расчетными и допустимыми значениями.
В системе управления ракеты-носителя «Союз-2»
реализуется программное управления как по тангажу,
так и по крену и рысканию, что позволяет при
неповоротном стартовом устройстве производить запуски в
более широком диапазоне наклонений орбит.
Два принципиально важных качества
ракеты-носителя «Союз-2» по сравнению с прототипом -
ракетой-носителем «Союз» - высокая точность выведения
полезных нагрузок на орбиты и увеличение габаритов
полезных грузов до международных стандартов
обеспечиваются исключительно новой системой управления.
Чувствительные элементы и БЦВМ располагаются
на III ступени ракеты-носителя, а на I—II ступенях
размещаются преобразующие устройства и
исполнительные органы.
На РН «Союз-2» предусматривается возможность
использования разгонного блока «Фрегат» или блока
выведения «Икар». Использование разгонного блока
позволит решать задачи по выведению космических
аппаратов на солнечно-переходные и геостационарные
орбиты.
Основные характеристики старого и нового
двигателей приведены ниже:
Показатели
РД-0110
РД-0124
Тяга в пустоте, кН
Удельный импульс, Н«с/кг
Давление в камере, МПа
Масса двигателя, кг
298,03
326
6,8
408
294,3
359
15,53
450
БЛОК ВЫВЕДЕНИЯ «ИКАР». Блок выведения
«Икар» разработан в «ЦСКБ - Прогресс» для
ракет-носителей «Союз» и «Союз-2». Система управления блока
обеспечивает ориентацию по трем каналам и выдачу
разгонного, корректирующего и тормозного импульсов
включением двигательной установки.
Основные характеристики
блока выведения «Икар»
Масса блока 2530 кг
Высота 2300 мм
Диаметр 2800 мм
Рабочий запас топлива 900 кг
Маршевая двигательная установка 1 7Д61
Горючее НДМГ
Окислитель AT
Тяга 30 кН
Удельный импульс тяги 298 Н«с/кг
Количество включений до 50
Вытеснительная система подачи топлива
9 февраля 1999 года состоялся запуск
ракеты-носителя A1А511У-ПВБ) с блоком выведения «Икар» № 1 и
четырьмя спутниками связи GlobalStar. Это первый
пуск, осуществленный российско-французским
предприятием Starsem.
РАЗГОННЫЙ БЛОК «ФРЕГАТ». Разгонный блок
(РБ) «Фрегат» разработан НПО им. С. А. Лавочкина в
рамках Федеральной космической программы РФ и
Программы вооружений по тактико-техническому
заданию Российского авиационно-космического агентства и
Министерства обороны РФ для выведения
космических аппаратов различного назначения в составе
модернизированных и существующих РН типа Р-7 А. Блок
позволяет существенно повысить энергетические и
эксплуатационные характеристики ракет-носителей. Блок
позволит выводить космические аппараты практически
на любые заданные орбиты ИСЗ, а также межпланетные
траектории.
63
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
й
1
1
w 4
ИР
' ' ' А —i
ш
7-^- \
РАЗГОННЫЙ БЛОК
1 - топливные баки; 2 - приборные контейнеры; 3
системы ориентации и обеспечения запуска (СОЗ)
6 — баллоны с гелием; 7 — химическая батарея; 8 —
i
^\
6
4
L 2
1
1
V
о
«ФРЕГАТ»
- двигатель С5-92; 4 - двигатели
; 5 - топливные баки СОЗ;
антенны ТМС
Масса блока выведения, кг 3210
в том числе масса топлива, кг 900
Масса полезного груза, кг
БЛОК ВЫВЕДЕНИЯ «ИКАР»
1 - плата электрического интерфейса; 2 - рама с приборами
обеспечивающих систем; 3 - приборный отсек; 4 - антенна системы телеметрического
контроля; 5 - агрегатный отсек; 6 - химические источники тока; 7 - антенна
командной радиолинии; 8 — комплексная двигательная установка; 9 — микро-
ЖРА комплексной двигательной установки; 10 — антенна командной
радиолинии; 11 - антенна системы телеметрического контроля; 12 — инфракрасный
построитель местной вертикали; 13 - переходное устройство для установки
полезного груза; 14 - зона полезного груза
2175
Параметры орбиты выведения
h, км 240
Н, км 920
наклонение, ° 52_
Высота конечной
квазикруговой орбиты
полезного груза, км 920
Размеры блока выведения
диаметр, мм 2720
длина, мм 2590
Срок активного существования,
часов, не менее 30
Завершение работы БВ
увод с конечной
орибты или
затоплени
Тип ракеты-носителя
«Союз»
Рис. 22. Разгонный блок «Фрегат», блок выведения «Икар»
641
ГНП РКЦ «ЦСКБ - ПРОГРЕСС»
Первые два запуска РБ «Фрегат» состоялись 9
февраля и 20 марта 2000 года и полностью подтвердили
тактико-технические характеристики РБ.
РБ «Фрегат» предназначен для:
- перевода одного или нескольких космических
аппаратов с опорной орбиты на рабочую или на отлетную
траекторию;
- разведение космических аппаратов по рабочим
орбитам в случае группового запуска;
- перевод головного блока с незамкнутой траектории
на опорную орбиту (операция «довыведение»);
- стабилизация головного блока на пассивных и
активных участках полета;
- построение необходимой ориентации перед
отделением космического аппарата;
- увод РБ с рабочей орбиты после выведения
космического аппарата с целью незасорения космического
пространства.
Блок также может быть использован в составе РН
«Зенит», «Протон» и их модификациях для
выведения на низкие и средние круговые (эллиптические)
орбиты.
Конструктивную основу РБ «Фрегат» составляет
блок баков маршевой двигательной установки,
выполненной в виде шести сваренных между собой полусфер
одинакового диаметра. Четыре сферы выполняют роль
топливных баков, две - герметичных приборных
контейнеров. Через сферы проходят восемь силовых штанг.
Приборные контейнеры оборудованы системами тепло-
регулирования.
Основные характеристики РБ «Фрегат»
Характеристики Величина
Начальная масса при максимальной
заправке, кг 6415-6535*
Конечная масса, кг 980-1100*
Габаритные размеры, мм:
высота 1500
диаметр (описанный) 3350
Маршевая двигательная установка:
Наименование С5-92
окислитель AT (N2O4)
горючее НАМГ
Рабочий запас топлива, максимальный, кг 5350
Тяга маршевого двигателя, кН 20
Удельный импульс двигателя, Н»с/кг 328,5
Максимальное число включений двигателя 20
Двигательная установка стабилизации,
ориентаиии и обеспечения запуска
топливо гидразин
рабочий запас топлива, максимальный, кг 85
Количество двигателей 12
Тяга двигателей, Н 50
Удельный импульс двигателей, Н»с/кг 2250
Главный конструктор РБ «Фрегат» В. А. Асюшкин.
* Различная масса РБ обусловлена:
- массой источников питания, зависящей от
длительности выведения;
РБ «Фрегат» в сборочном цехе
|65
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Таблица 6
Поколения и модификации ракет-носителей типа Р-7А
1 поколение
1957-1959 гг.
наименование
не
присваивалось
не
присваивалось
не
присваивалось
не
присваивалось
индекс
8К71
8К74
8А91
8К72
II поколение
1960-1963 гг.
наименование
«Молния»
«Восток
не
присваивалось
не
присваивалось
индекс
8К78
8А92
11А59
11А57
III поколение
1964-1972 гг.
IV поколение V поколение
1973-1985 гг. 1993 г.
Модификации ракет-носителей
наименование
«Восток»
не
присваивалось
«Молния»
«Союз»
«Союз»
«Союз»
! индекс
8А92М
11А510
8К78М
11А511
11А511Л
11А511М
наименование индекс наименование индекс
«Союз» 11А511У «Союз-2» 14А14
находится в
разработке
«Союз» 11А511У-2
- различным рабочим и, вследствие этого,
гарантийным запасом топлива.
В составе РБ «Фрегат» используются следующие
системы и агрегаты:
Маршевый двигатель С5.92 разработан и серийно
изготавливается КБХМ. В топливной системе
используются унифицированные заправочный, дренажные и
опрессовочные клапана разработки НПО им. С. А.
Лавочкина.
Для управления разгонным блоком по каналам
курса и тангажа на активных участках работы маршевый
двигатель установлен в механизме
плоскопараллельного перемещения, который приводится в действие
рулевыми электрогидравлическими приводами, которые
разработаны в НПО им. С. А. Лавочкина и прошли
успешные испытания в составе К А «Фобос».
Двигатели ориентации и стабилизации С5.221
серийно изготавливаются КБХМ.
Система управления разгонного блока «Фрегат»
строится на основе трехосного гиростабилизатора ПВ-300 и
Б ЦВМ «Бисер-3». Система разработана и
изготавливается НПЦ АП.
Телеметрическая система БР-91ЦК-М4 разработана,
серийно изготавливается Ижевским радиозаводом и
является модификацией телеметрической системы,
которая ранее применялась на изделиях НПО им. С. А.
Лавочкина.
Передатчик разработан для международной станции
«Альфа» и прошел полный цикл технологических
испытаний в составе аппаратуры для международной
станции.
Рабочая частота передатчика 643 МГц. Передача ТМ-
информации осуществляется на существующие
наземные станции МА 9 МКТМ.
Приемопередатчик ША-840 разработан РНИИ КП и
представляет собой модификацию бортовой
аппаратуры измерительной системы для радиоконтроля орбиты,
работающей совместно с наземными станциями
«Тамань-база».
Для электропитания аппаратуры РБ «Фрегат»
используются разовые батареи типа ТХЛ 9ЕК2061-16,
которые разработаны и серийно изготавливаются ОКБ
«Орион-ХИТ».
Антенно-фидерные системы разработаны НПО им.
С. А. Лавочкина и многократно применялись на
различных космических аппаратах.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СОЮЗ-ФГ»
Ракета-носитель «Союз-ФГ» является дальнейшей
модернизацией серийной ракеты «Союз».
Модернизация серийной РН «Союз» заключается в использовании
на центральном блоке и боковых блоках двигателей с
улучшенными энергетическими характеристиками,
разработанными для РН «Союз-2».
Головным разработчиком и изготовителем РН «Союз-
ФГ» является Государственный
научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс»,
г. Самара, заказчиком - Российское
авиационно-космическое агентство.
Конструктивно РН «Союз-ФГ» выполнена по схеме с
параллельным отделением боковых ракетных блоков в
конце работы первой ступени и поперечным
отделением ракетного блока второй ступени по окончании его
работы. На первом этапе полета работают двигатели
четырех боковых блоков и центрального, на втором, после
отделения боковых блоков, - только двигатели
центрального блока.
Маршевые двигатели 14Д22 и 14Д21 первой и второй
ступени РН «Союз-ФГ», по сравнению с двигателями
РН «Союз», имеют повышенные энергетические
характеристики за счет применения в смесительных головках
однокомпонентных форсунок, обеспечивающих
улучшенное смесеобразование.
66
ГНП PKU «1_1СКБ - ПРОГРЕСС»
Блок III ступени снабжен двигательной установкой с
РН «Союз», состоящей из четырехкамерного двигателя
однократного включения и четырех поворотных
рулевых сопел. Третья ступень установлена на центральном
блоке. Разделение II и III ступеней происходит по
«горячая схема». ДУ третьей ступени запускается в конце
работы ДУ второй ступени.
На боковых блоках в зоне хвостового отсека на
специальных пилонах установлены воздушные рули,
эффективно работающие при полете на первом этапе.
На блок третьей ступени через переходный отсек
устанавливается КА под головным обтекателем
определенного диаметра и длины в зависимости от типа КА.
РН «Союз-ФГ» обеспечивает выведение на орбиты
всей номенклатуры КА, выводимой РН «Союз».
Система управления РН «Союз-ФГ» заимствуется с
базовой РН «Союз» и обеспечивает требуемые, как на
РН «Союз», точностные характеристики выведения на
орбиту с незначительной доработкой.
Для контроля состояния систем, агрегатов и
конструкции РН на участке выведения блоки первой и
второй ступеней РН «Союз-ФГ» и блок третьей ступени
оснащены радиотелеметрическими системами, которые
заимствуются с РН «Союз».
Летные испытания РН «Союз-ФГ» (в количестве
двух пусков) планируется начать в 2001 гг. с
космодрома Байконур.
РН «Союз-ФГ» предполагается использовать для
запуска транспортных, пилотируемых кораблей и КА
различного назначения.
Ракету-носитель «Союз-ФГ» с РБ «Фрегат»
предполагается использовать для выведения К А
«Марс-Экспресс» с головным обтекателем диаметром 3,715 м,
длиной 7,7 м разработки НПО им. С. А. Лавочкина.
Основные характеристики РН «Союз-ФГ»
Наименование Двигательная установка
параметра I ступени II ступени III ступени
тяга АУ, кН
-у Земли 4146,4 792,48
- в пустоте 5075,3 990,18 297,93
Энергетические возможности РН «Союз-ФГ»
позволяют увеличить массу полезного груза, выводимую на
круговые орбиты с параметрами i=51,6°, Нкр=200 км, на
250-300 кг по сравнению с РН «Союз».
Циклограмма полета ракеты-носителя:
отделение первой ступени 118 с;
отделение второй ступени 278 с;
продолжительность выведения
КА на орбиту от 520 до 540 с.
Сброс ГО в зависимости от располагаемого района
падения и параметров орбит выведения производится на
127-207 с, высоте 70-100 км и скорости полета 1800—
2200 м/с.
Новые разработки на базе РН «Союз»
Показатели
Начало эксплуатаиии, год
Масса ПГ, кг
Высота орбиты - 200 км
1500 км
36000 км
Головной обтекатель, D/L, м
Двигатели, индекс/тяга, кН
Боковые блоки
иентральный блок
Блок III ступени
Система управления
Точность выведения:
по периоду, с
по наклонению , угл. мин
Стоимость выведения 1 кг ПГ
Высота орбиты - 200 км
1500 км
36000 км
с БВ «Икар»
1999
7000
2500
—
3,3/8,3
11Д512/101,6
11А511/99,6
11А5 5/30,4
Аналоговая
±22
±3,5
, тыс. руб.
20
80
с РБ «Фрегат»
2000
7000
3900
400
3,7/7,7
Аналоговая
±22
±3,5
20
51
500
«Союз-2»
2002
8000
4400 (РБ «Фрегат»)
500 (РБ «Фрегат»)
4,1/11,3
Цифровая
±2,5
±2,0
20
50
440
«Аврора»
2003
11000
6000 (РБ «Корвет»)
1400 (РБ «Корвет»)
4,1/16,1
Цифровая
±2,5
±2,0
19,1
46,7
200
I 67
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ГКБ «ЮЖНОЕ»
имени М. К. ЯНГЕЛЯ (СССР-УКРАИНА)
М. К. Янгель
1911-1971
В. Ф. Уткин
1923-2000
КРАТКАЯ ИСТОРИЯ КБ «ЮЖНОЕ»
В 1951 г. серийное производство ракет Р-1, Р-2, а
затем Р-5 передается Днепропетровскому заводу № 586,
который создавался для производства автомобилей.
Для научного сопровождения этих работ при заводе
организуется КБ, куда из НИИ-88 переводится группа
ведущих специалистов. В их числе - В. С. Будник,
ставший главным конструктором завода. Директором
завода назначается опытный организатор производства -
Л. В. Смирнов.
В 1954 г. КБ завода преобразуется в ОКБ-586,
главным конструктором которого стал М. К. Янгель. Ему
поручается разработка новых стратегических ракет
средней и межконтинентальной дальности на высококипя-
щих компонентах топлива: Р-12, Р-14, Р-16, Р-26, Р-36.
Создание и производство этих ракет развило ОКБ
и завод в мощный, квалифицированный констру-
кторско-производственный центр, который, в
сущности, обеспечил создание первого ракетного щита
страны.
В дальнейшем ОКБ-586 (именуемое уже как КБ
«Южное») создает под руководством Генерального
конструктора В. Ф. Уткина целый ряд
межконтинентальных жидкостных ракет третьего и четвертого
поколений: МР-УР100, Р-36М, Р-36М2, а также
твердотопливный межконтинентальный ракетный комплекс РТ-23
шахтного и железнодорожного базирования.
Одновременно КБ «Южное» разрабатывает ракеты-
носители легкого и среднего класса типа «Космос»,
«Циклон», «Зенит». КБ создает серию
унифицированных спутников научного и хозяйственно-прикладного
назначения - «Космос», «Интеркосмос», АУОС, «Сич»,
«Океан», а также ряд спутников в интересах
Министерства обороны.
В 1991 г. Генеральным конструктором КБ «Южное»
назначен С. Н. Конюхов. В. Ф. Уткин переведен в
подмосковный г. Королев, где был назначен директором
ЦНИИмаш.
С. Н. Конюхов
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «КОСМОС!
Прорыв в космос, осуществленный с помощью ракет-
носителей «Спутник», Восток», «Молния» в 1957—
1961 гг. дал богатейший материал для выработки
долгосрочной программы космических исследований. Та ее
часть, которая должна была проводиться на
околоземной орбите, получила наименование «Космос». В
процессе разработки стало очевидным, что во многих
случаях по этой программе целесообразно запускать не
тяжелые и сложные космические аппараты, оснащенные
большим количеством разнообразных приборов, а
сравнительно простые и легкие малые спутники, несущие
аппаратуру для решения узкого круга научных задач.
Предварительный анализ показал, что программу
«Космос» можно выполнять на базе ракеты Р-12 (SS-4),
дополнив ее второй ступенью. Она создавалась позже
ракет С. П. Королева и сочетала в себе достаточную
грузоподъемность и высокие летные характеристики.
РН «Космос-1» A1К63) явилась подлинным
испытательным полигоном для проверки конструктивных
решений, которые получили здесь «путевку в жизнь», а
также для отработки вопросов эксплуатации ракетно-
космических комплексов.
Летно-конструкторские испытания ракеты-носителя
начались в октябре 1961 года в Капустином Яру. Первые
два пуска не смогли вывести ИСЗ на орбиту, хотя
взрывов РН не было. 16 марта 1962 года был произведен
третий удачный пуск. ИСЗ был выведен на расчетную
орбиту. До конца 1965 г. РН «Космос-1» выведено более 20
ИСЗ научного и народнохозяйственного назначения.
Первый пуск РН «Космос-1» с космодрома Плесецк
был произведен 16 марта 1967 года. В последующие 10
лет эти РН регулярно выводили на орбиты аппараты
военного, научного и народнохозяйственного назначения.
Всего до 1977 г. было произведено 165 пусков, из них
143 успешных.
РН состоит из двух ступеней и головного обтекателя.
Ступени соединены между собой последовательно.
681
Г КБ «ЮЖНОЕ» им. М. К. ЯНГЕЛЯ
30 м
20 м
01650
10 м
космический
аппарат
головной
обтекатель
бак окислителя,
кислород
отсек системы
управления
бак горючего
НАМГ
хвостовой
отсек
неподвижные
рулевые сопла
маршевый
двигатель РД-119
ферма
переходная
чгазоотражательный
экран
баки окислителя,
'АК-27И
приборный
отсек
бак горючего,
ТМ-1 85
двигательный
отсек
маршевый
двигатель РА-214
стабилизаторы
газовые
рули
ДВИ ГАТЕЛЬ РД-1 1 9 С
РУЛЕВЫМИ СОПЛАМИ
Рис. 23. Ракета-носитель «Космос-1»
j
1
А
JLJL
? V
ВИГАТЕЛЬ РД-
к
I
2 1 4
69
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Длина первой ступени 20,3 м, второй - 8,5 м.
Разделение ступеней осуществляется по горячей схеме.
Стартовая масса РН 49,4 т. Она способна выводить на орбиту
высотой 200 км (наклонение 82°) полезный груз массой
до 450 кг (рис. 23).
На первой ступени установлен четырехкамерный
ЖРД РД-214. Управление на участке полета первой
ступени осуществляется с помощью газовых рулей,
выполненных из графита.
Двигатель РД-214 (разработка НПО «Энергомаш»), с
турбонасосной системой подачи, выполнен по открытой
схеме (без дожигания). Он работает на окислителе
АК-27И B7%-ный раствор четырехокиси азота в
азотной кислоте) и углеводородном горючем ТМ-185.
Соотношение компонентов - 3,97. Турбина приводится во
вращение продуктами разложения 80%-ной перекиси
водорода. Тяга двигателя у Земли 648 кН, в пустоте
744 кН; удельный импульс тяги соответственно 2270 и
2630 Н»с/кг. Масса сухого ЖРД 645 кг. Время работы
ЖРД 140 с.
РД-214 имеет четыре камеры, ТНА, ГГ, агрегаты
автоматики и ряд других элементов. Давление в камерах
сгорания 4,36 МПа, на срезе сопла 69 кПа. Зажигание
топлива в камере - химическое, при помощи пускового
горючего ТГ-02 (смесь ксилидина с триэтиламином -
аналог немецкого горючего «Тонка-250»).
Вторая ступень ракеты включает в себя переходный
отсек, бак окислителя, приборный отсек, бак горючего,
соединительную ферму и тепловую защиту бака
окислителя первой ступени. При разделении ступеней
ферма с тепловой защитой остается на первой ступени.
Сухая масса ступени 840 кг.
Бак окислителя выполнен из сплава АМг-6. Он
состоит из гладкой цилиндрической обечайки и двух
сферических днищ. Бак горючего по конструкции аналогичен
баку окислителя. Внутри этого бака в тоннельной трубе
проходит расходный трубопровод окислителя.
Между этими баками находится приборный отсек
клепаной конструкции.
Двигатель для второй ступени РД-119 также
разработан в НПО «Энергомаш», имеет турбонасосную систему
подачи и выполнен по открытой схеме. Он работает на
двухкомпонентном топливе: окислитель - жидкий
кислород, горючее - НДМГ, с соотношением компонентов
1,5. Тяга двигателя в пустоте 108 кН, удельный импульс
тяги - 3520 Н»с/кг. Заметим, что величина удельного
импульса тяги даже в настоящее время вызывает
уважение. В те годы это были рекордные показатели. Масса
сухого ЖРД 168 кг. Время работы 260 с.
РД-119 состоит из ТНА, ГГ термического разложения
НДМГ, рулевых сопел, агрегатов управления, рамы и
других элементов.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
«КОСМОС-2» «КОСМОС-3»
Для выведения различных по назначению
космических аппаратов массой до 1500 кг на круговые орбиты
высотой от 200 до 2000 км и эллиптические орбиты
Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от
30 октября 1961 года и от 12 июля 1962 года, а
Решением Комиссии Президиума Совета Министров от 12
июля 1962 года было принято решение о создании
универсальной ракеты-носителя и стартового комплекса.
Во исполнение этого решения в 1961 году в ОКБ-586
был разработан эскизный проект, предусматривающий
создание на базе одноступенчатой баллистической
ракеты средней дальности Р-14 ракеты-носителя «Кос-
мос-2»A1К65).
Одноступенчатая баллистическая ракета средней
дальности Р-14 явилась логическим развитием ракеты
Р-12. Она была принята на вооружение в 1961 г.
Поскольку к концу 50-х годов в СССР было развернуто
промышленное производство НДМГ, в новой ракете
было использовано данное перспективное горючее,
самовоспламеняющееся, с азотнокислотным окислителем.
Это существенно упростило конструкцию ее двигателей
и позволило избавиться 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. Достаточно заметить, что она закончила свое
существование лишь по Договору о сокращении ракет
средней и малой дальности в 1987 г. Поэтому вполне
логичен был выбор ее в качестве основы для создания
ракеты-носителя легкого класса, существенно
превосходящей по возможностям РН «Космос-1».
Ввиду большой загрузки КБ «Южное» боевой
тематикой выпуск рабочей документации для РН 11К65 был
возложен на ОКБ-10 (ныне это
Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика
М. Ф. Решетнева, расположенное в г. Красноярске).
Для удовлетворения требований Заказчика (МО)
красноярцами было принято решение принять двухим-
пульсную схему, предусматривающую выведение ИСЗ
в два этапа: первое включение двигателя формирует
траекторию в апогее, вторым включением ИСЗ
переводится на круговую орбиту. Эта схема выведения
позволила существенно повысить эффективность
использования энергетических возможностей носителя.
Реализация этой схемы была связана с
необходимостью решения сложных технических 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
КБХМ) трехрежимного ракетного двигателя С5.23 и
созданием красноярцами системы малой тяги (СМТ),
обеспечивающей стабилизированный полет между
двумя включениями маршевого двигателя (С5.23).
Топливо для работы в режиме стабилизированного полета и
второго включения двигателя располагалось в двух
специальных баках, расположенных на внешней
поверхности основного бака второй ступени (см. табл. 5).
Общий вид РН изображен на рис. 24. Она состоит из
двух ступеней и головного обтекателя. Ступени соеди-
701
ГКБ «ЮЖНОЕ» им. М. К. ЯНГЕЛЯ
30 м
20 м
024(
Юм
головной
обтекатель
космический
''аппарат
рама
космического аппарата
приборный
отсек
СМТ
бак окислителя
-11-й ступени
АК-27
бак горючего
11-й ступени, НАМГ
рулевые сопла
4 АУ 11-й ступени
камера ЖРА
'С5.23 A1А49)
СХЕМА ВЫВЕДЕНИЯ КА
1 -2 - участок работы двигательной установки 1-й ступени;
2-3 — участок работы двигательной установки 11-й ступени
при первом включении;
3-4 - участок работы двигательной установки системы
малой тяги;
4-5 - участок работы двигательной установки 11-й ступени
при повторном включении
бак окислителя
/1-й ступени
АК-27И
межбаковыи отсек
,1-й ступени с
приборами СУ
туннельный
трубопровод
бак горючего
1-й ступени
НАМГ
хвостовой
'отсек
камера двигателя
'РА-216М
/стабилизаторы
| газовые
рули
Рис. 24. Ракета-носитель «Космос-ЗМ»
ДВИГАТЕЛЬ ВТОРОЙ
СТУП Е Н И С5-23
71
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
нены 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 компонентах ракетного
топлива - окислителе АК-27И, горючем НДМГ.
Управление полетом на первой ступени осуществляется с
помощью газовых рулей, на второй - с помощью
поворотных рулевых сопел. Разделение ступеней производится
по «полугорячей схеме».
Сброс головного обтекателя производится на участке
полета второй ступени на высоте порядка 75 км при
скоростном напоре 14 кг/м2.
Первая ступень ракеты включает в себя переходный
отсек, бак окислителя, приборный (межбаковый) отсек,
бак горючего и хвостовой отсек с двигателем РД-216М.
Наддув бака горючего осуществляется сжатым
азотом, а бака окислителя - сжатым воздухом. Эти газы
хранятся в баллонах высокого давления,
расположенных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух) отсеках.
На второй ступени РН установлена двигательная
установка, разработанная в КБ химического
машиностроения (КБХМ) под руководством главного
конструктора Алексея Михайловича Исаева. В эту установку
входят маршевый двигатель без дожигания с насосной
системой подачи топлива и четырехсопловый рулевой
двигатель с вытеснительной подачей компонентов в
специальный газогенератор системы малой тяги
(СМТ). Характерными особенностями двигательной
установки также являются возможность повторного
включения маршевого ЖРД в условиях невесомости и
наличие трех режимов тяги - основного,
промежуточного и режима малой тяги. Тяга ЖРД на основном
режиме создается камерой маршевого двигателя и его
четырьмя рулевыми газовыми соплами, через которые
осуществляется выброс отработанного на турбине ТНА
генераторного газа. Она составляет 157,5 кН (при
удельном импульсе тяги 2972 Н#с/кг). На режиме
промежуточной тяги работают только рулевые сопла (тяга
их в сумме равна 5,5 кН). Режим промежуточной тяги
используется при запуске и выключении ЖРД. Малая
тяга A00 Н) создается на пассивном участке
траектории выведения четырьмя дополнительными,
значительно меньшими соплами системы малой тяги, через
которые истекает газ из газогенератора СМТ. Сопла
объединены с основными рулевыми соплами в единые
поворотные блоки.
Продолжительность работы двигателя при первом
включении 380 - 490 с, а при повторном - до 15 с. На
режиме малой тяги двигатель может работать до 3800 с.
В августе 1964 года две РН 11К65 были доставлены на
Байконур. 18 августа 1964 года состоялся пуск. На
орбиту были выведены три спутника «Космос-38, -39, -40».
Ракетой-носителем 11К65 (впоследствии «Космос-2»)
были осуществлены еще три запуска, один из которых
был аварийным, а два других 21 февраля 1965 года и
15 марта 1965 года вывели на эллиптические орбиты
«Космосы-54, -55, -56, -61, -62, -63».
На втором этапе в 1965-1967 гг. ОКБ-10 была
проведена модернизация ракеты-носителя с целью
повышения ее энергетических характеристик и улучшения
тактико-технических данных. В конструкторском бюро
«Электроприбор» (г. Харьков) создана новая система
управления.
16 июля 1965 года был осуществлен первый запуск
модернизированной ракеты-носителя, названной «Кос-
мос-3» A1К65М) с полигона Байконур, выведшей на
круговую орбиту 550 км спутники «Космос-71, -72, -73,
-74, -75». Впервые в истории космонавтики одной
ракетой были выведены пять спутников.
3 сентября 1965 года ТАСС сообщило о выведении
новых пяти спутников «Космос-80, -81, -82, -83, -84»
на круговую орбиту - 1500 км, а 18 сентября 1965 года
«Космосов-86-90».
Так началась успешная работа ракеты-носителя
11К65М, выведшей на сегодняшний день на различные
орбиты около 1000 ИСЗ различных назначений,
успешно работавших и работающих в интересах народного
хозяйства и обороны страны.
Вариант 11К65М впервые стартовал из Плесецка в
мае 1967 года, а старт в январе 1973 года стал первым
запуском из Капустина Яра.
Судьба 11К65М сложилась так: первые 14 носителей
были изготовлены на механическом заводе ОКБ-10
(г. Железногорск) с участием Красмашзавода. Дальше их
изготовление было передано в 1966 г. полностью на Крас-
машзавод (г. Красноярск), а с 1970 г. - на ПО «Полет»
(г. Омск), где они производятся и в настоящее время.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
«ЦИКЛОН-2» и «ЦИКЛОН-3:
Разработка РН «Циклон-2» A1К69) и «Циклон-3»
A1К68) началась в августе 1965 года в соответствии с
правительственным постановлением. Оно
предусматривало создание двухступенчатого носителя на базе
баллистической ракеты Р-36. Одновременно
предусматривалась ее дальнейшая модернизация путем
установки третьей ступени.
Выбор в качестве базовой ракеты Р-36 был не случаен.
Эта мощная ракета обеспечивала выведение головных
частей на суборбитальные траектории и на орбиту ИСЗ,
что позволяло решать задачу их доставки в Америку как
через Северный, так и через Южный полюсы Земли.
Это была «глобальная» ракета, по выражению тех лет.
Летно-конструкторские испытания двухступенчатого
носителя начались в 1967 г. на космодроме Байконур.
ЛКИ трехступенчатого носителя «Циклон-3» начались
24 июня 1977 года на космодроме Плесецк и
продолжались до 12 февраля 1979 года. Для проведения этих
испытаний и последующей эксплуатации были
сооружены технический и стартовый комплексы с двумя
пусковыми устройствами.
Основные отличия данных комплексов от
аналогичных комплексов на космодроме Байконур состоят в
отсутствии башен обслуживания на старте, а также в на-
721
Г КБ «ЮЖНОЕ» им, М. К, ЯНГЕЛЯ
t
30 м
02700
20 м
03000 ¦
10 м
головной
обтекатель
зона размещения
полезного груза
переходный отсек
М-й ступени
приборный отсек
И-й ступени
-окислитель N2O4
• горючее НДМГ
рулевые
''двигатели РД-856
_двигатель РА-252
¦ переходный
отсек
-окислитель N2O4
приборный
отсек
¦ горючее НДМГ
хвостовой
отсек
рулевые
двигатели РД-855
маршевый
двигатель РД-251
ДВУХКАМЕРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РД-252
ШЕСТИКАМЕРНЫИ ДВИГАТЕЛЬ РД-251
Рис. 25. Ракета-носитель «Циклон-2»
73
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
40 м
t
02700-
20 м
03000 ¦
головной
'обтекатель
космический
'аппарат
приборный
fотсек
топливный
/отсек
управляющие
'сопла
маршевый
двигатель РД-861
переходный
отсек
бак окислителя
N2O4
бак горючего
ндмг
хвостовой
отсек
рулевые
' двигатели
РД-856
маршевый
* двигатель
РД-252
^переходный
отсек
бак окислителя/
"N2O4
ЛВИГАТЕЛЬ РД-861 ТРЕТЬЕЙ СТУПЕНИ
РУЛЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РД-856
ВТОРОЙ СТУПЕНИ
10 м
приборный
отсек
бак горючего
"ндмг
/хвостовой
отсек
рулевые дви-
'гатели РД-855
„маршевый
двигатель РД-251
Рис. 26. Ракета-носитель «Циклон-3»
РУЛЕВОЙ ДВИГАТЕЛЬ РД-855
ПЕРВОЙ СТУПЕНИ
74
ГКБ «ЮЖНОЕ» им. М. К. ЯНГЕЛЯ
личии стационарного пункта заправки и последующей
ампулизации третьей ступени ракеты. Его
оборудование обеспечивает высокую степень автоматизации
предстартовых операций при минимальном количестве
участвующих в них людей (концепция «безлюдного»
старта). При этом полностью исключается
необходимость нахождения личного состава у пусковой
установки с момента доставки ракеты-носителя и до момента ее
старта, т. е. в период проведения наиболее опасных
технологических операций (пристыковка и отстыковка
наполнительных соединений, заправка и слив ракетного
топлива).
Первые ступени РН «Циклон-2» и «Циклон-3»
практически полностью унифицированы. Конструктивно-
компоновочная схема РН «Циклон-3» изображена на
рис. 26. Все три ступени ракеты соединены
последовательно. Ее длина 39,276 м, диаметр цилиндрической
части 3,0 м. Стартовая масса РН до 191 т. Она способна
выводить на орбиту высотой 200 км полезный груз
массой до 4 т (РН «Циклон-2» - до 2,9 т). Имеется
возможность выводить на орбиту в одном пуске до шести КА.
Разделение ступеней РН осуществляется по
«полугорячей схеме». Сброс головного обтекателя
производится во время работы второй ступени.
Первая ступень (длина 18,9 м, диаметр 3,0 м) состоит
из переходного отсека (переходника), бака окислителя,
приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека.
Переходник представляет собой цилиндрический
отсек длиной 1 м клепаной конструкции,
предназначенный для соединения первой и второй ступеней.
Бак окислителя (длина 10,03 м) представляет собой
цилиндрическую обечайку, закрытую с торцов
сферическими днищами.
Приборный отсек (длина 1,4 м) предназначен для
соединения бака окислителя и бака горючего первой
ступени и размещения некоторых приборов системы
управления и телеизмерений. По конструкции он
аналогичен переходнику.
Бак горючего (длина 5,876 м) по конструкции
аналогичен баку окислителя. Следует отметить, что эта
конструкция также используется в баковых отсеках
РН «Космос-ЗМ». Внутри бака горючего проходит
расходная магистраль окислителя. Она заключена в
тоннельную трубу, имеющую гофрированные ребра
жесткости. По всей длине этого бака смонтировано
шесть радиальных перегородок - успокоителей
жидкости. Наддув баков окислителя и горючего
осуществляется горячими газами. Для этого в составе
рулевого двигателя ступени имеется окислительный
газогенератор наддува и смеситель горючего,
обеспечивающий снижение температуры восстановительного газа,
вырабатываемого основным газогенератором данного
двигателя путем его разбавления жидким
компонентом - горючим.
Хвостовой отсек цилиндрической формы
обеспечивает размещение двигательной установки ступени и ряда
агрегатов и ее пневмогидравлической системы. На нем
также смонтированы четыре опоры, с помощью которых
РН устанавливается на пусковое устройство.
Конструкция отсека - клепаная, аналогичная конструкции
переходника и приборного отсека. В местах размещения
опор имеется усиление. На боковой поверхности
хвостового отсека смонтированы четыре обтекателя, в
которых размещены камеры рулевых двигателей. В одном
из этих обтекателей располагается также пороховой
тормозной двигатель.
Двигательная установка первой ступени состоит из
маршевого РД-251 и рулевого РД-855. Тяга маршевого
двигателя у Земли 2459 кН, в пустоте 2749 кН. Тяга
рулевого соответственно 297 и 341 кН. Удельный импульс
тяги РД-251 у Земли 2645 Н#с/кг, в пустоте
2957 Н • с/кг. Удельный импульс рулевого двигателя -
соответственно 2492 и 2865 Н • с/кг. Оба двигателя
работают на компонентах топлива: окислитель - азотный
тетроксид, горючее - несимметричный диметилгидра-
зин. Соотношение компонентов в маршевом двигателе
- 2,6, в рулевом двигателе - 1,96.
Маршевый двигатель РД-251 с турбонасосной
системой подачи разработан в НПО «Энергомаш» и
выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.
Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из
трех одинаковых блоков, собранных на общей раме и
имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет
две камеры, ТНА с рамой, восстановительный ГГ,
пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы.
Давление в камере 8,66 МПа, на срезе сопла 80 кПа.
Сухая масса 1718 кг. Запуск всех трех блоков двигателя
осуществляется синхронно примерно через две секунды
после запуска рулевого двигателя. Раскрутка их ТНА
осуществляется пороховыми стартерами.
Рулевой двигатель РД-855 имеет турбонасосную
систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Он
включает в себя четыре поворотные камеры (угол
поворота ±41°), ТНА, восстановительный ГГ, пороховой
стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Запуск и
выключение - одноступенчатые. Поворот камер
осуществляется гидроприводами.
Вторая ступень состоит из трех отсеков - приборного,
топливного и хвостового.
Приборный отсек клепаной конструкции из
алюминиевых сплавов имеет коническую форму. Топливный
отсек выполнен из сплава АМг-6 и представляет собой
цилиндрическую оболочку длиной 5,544 м, снабженную
тремя сферическими днищами - верхним,
промежуточным и нижним. Промежуточное днище делит объем
топливного отсека на две полости - окислителя
(верхнюю) и горючего (нижнюю). Через полость горючего
проходит расходный трубопровод окислителя. В
полости окислителя установлены также устройства для
демпфирования колебаний жидкости - сверху коническая
оболочка и шесть радиальных перегородок вдоль
образующей цилиндра. Наддув полостей в полете
осуществляется от специальных газогенераторов.
Хвостовой отсек - клепаной конструкции, аналогичен
хвостовому отсеку первой ступени. В этом отсеке
смонтированы двигательная установка и агрегаты ПГС вто-
75
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
60 м
50 м
30 м
20 м
10 м
03900
головной
обтекатель
космический
аппарат
отсек системы
управления
бак
окислителя
ферма
переходная
^маршевый
двигатель РД-120
баки
/окислителя,
кислород
бак горючего,
керосин РГ-1
маршевый
двигатель РД-1 71
Рис. 27. Ракета-носитель «Зенит-2»
рой ступени. На нижнем торцевом шпангоуте этого
отсека имеется теплозащитный экран из титанового
сплава. ДУ второй ступени также включает в себя два
двигателя: маршевый РД-252 и рулевой РД-855. Они
работают на аналогичных компонентах топлива: окислителе
AT и горючем НДМГ.
Маршевый двигатель второй ступени РД-252
разработан НПО «Энергомаш». Он имеет турбонасосную
систему подачи и выполнен по схеме без дожигания. Его
тяга в пустоте составляет 937 кН при удельном
импульсе тяги 3116 Нфс/кг и соотношении компонентов 2,6.
Масса сухого двигателя 723 кг, высота 2,04 м, диаметр
2,2 м. Время работы 60 с. ЖРД состоит из двух камер,
ТНА, восстановительного ГГ, агрегатов автоматики, пи-
ростартера, рамы и ряда других элементов. Камеры
соединены специальной рамой, к которой крепится ТНА,
расположенный горизонтально между камерами в
области их критических сечений.
Рулевой двигатель второй ступени РД-856
расположен идентично рулевому двигателю первой ступени.
Он имеет четыре поворотные камеры, ТНА,
восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По
конструкции он также аналогичен рулевому ЖРД
первой ступени. Тяга двигателя в пустоте 54,73 кН,
удельный импульс тяги 2778 Н • с/кг.
Третья ступень РН стыкуется со второй через
переходник. К этому же переходнику стыкуется головной
обтекатель. Таким образом, третья ступень РН
«Цикл он-3» располагается под аэродинамическим
обтекателем. Она состоит из рамы, топливного и хвостового
отсеков. Рама устанавливается в верхней части ступени.
К ней стыкуется КА.
Топливный отсек представляет собой тороидальный
бак, состоящий из наружной и внутренней
цилиндрических обечаек и трех днищ - верхнего, среднего и
нижнего. Все эти элементы выполнены из сплава АМг-6.
Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на
две полости - окислителя и горючего. Внутри полостей
установлены демпферы колебаний, заборные
устройства и другая внутрибаковая арматура. Вблизи заборных
устройств установлены сетчатые разделители для
обеспечения запуска двигателя третьей ступени в
невесомости. В объеме, образованном внутренней обечайкой ТО,
размещается маршевый ЖРД третьей ступени РД-861.
Хвостовой отсек предназначен для размещения
исполнительных органов системы управления с их
приводами и жидкостной реактивной системой.
Двигатель РД-861 с турбонасосной системой подачи
выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.
Этот небольшой двигатель разработан в КБ «Южное»
под руководством В. Ф. Уткина. Он работает на тех же
компонентах топлива: окислителе AT и горючем
НДМГ. Тяга двигателя в пустоте 81,8 кН, удельный
импульс 3110 Н • с/кг при соотношении компонентов 2,01,
время работы при однократном запуске 118 с, при
двукратном - 116 с.
Двигатель включает в себя камеру, ТНА,
восстановительный ГГ, 2 пиростартера, систему выброса генера-
761
ГКБ «ЮЖНОЕ» им. М. К. ЯНГЕЛЯ
торных газов, раму, агрегаты автоматики и другие
элементы. Все агрегаты ЖРД смонтированы на раме,
которая крепится к нижнему шпангоуту бака горючего.
Система выброса генераторных газов, отработавших
на турбине ТНА, обеспечивает управление РН на
участке полета третьей ступени по каналам тангажа,
рыскания и крена. Она состоит из газопроводов,
газораспределителей (клапанов перепуска) и восьми
неподвижных газовых сопел - четырех по тангажу и
рысканию и четырех по крену. Газовые сопла располагаются
в хвостовом отсеке ступени. Сопла тангажа и
рыскания расположены под углом 35° к продольной оси
ступени. Оба запуска двигателя осуществляются с
помощью пиростартеров (второй пиростартер для
сохранения работоспособности во время первого включения
двигателя охлаждается горючим). Перед повторным
запуском внутренние полости двигателя продуваются
гелием.
Помимо маршевого двигателя третья ступень РН
«Циклон-3» снабжена специальной жидкостной
реактивной системой управления. Она предназначена для
успокоения ступени с КА после отделения, ее
ориентации и стабилизации в «свободном» полете и
обеспечения запуска ее маршевого двигателя в условиях
невесомости. Она работает на тех же КРТ, что и маршевый
двигатель ступени, и фактически представляет собой
ЖРД с вытеснительной подачей компонентов. В состав
данной системы, питаемой из основных баков, входят
десять неподвижных миниатюрных камер, пускоотсеч-
ные электрогидроклапаны, трубопроводы и элементы
крепления на ступени. Восемь камер используются
для обеспечения ориентации и стабилизации ступени
по тангажу, рысканию и крену, а две - для создания
осевой перегрузки перед повторным запуском
маршевого ЖРД.
При создании ракетно-космического комплекса
«Циклон» были внедрены новые подходы к организации
работ по подготовке к пуску РН. Это вывело
отечественное космическое ракетостроение в середине 60-х годов
на новый качественный уровень.
Уровень автоматизации по циклу предстартовой
подготовки и пуска РН «Циклон-2» и «Циклон-3»
составляет 100%, а в целом по работам на комплексе - не
менее 80%.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
«ЗЕНИТ-2» И «3EHMT-3SL
Ракета-носитель «Зенит» является первым ракетным
комплексом ГКБ «Южное», не имеющим боевого
прототипа. Ракета-носитель «Зенит» предназначена для
выведения КА на орбиты ИСЗ и отлетные траектории к
планетам Солнечной системы.
Решение о разработке РН «Зенит» было принято в
1976 г. почти одновременно с постановлением
правительства о создании многоразовой космической
системы «Энергия»-«Буран». Во многом такое совпадение
было вызвано тем, что в качестве боковых блоков РН
«Энергия» предполагалось использовать доработанные
первые ступени РН «Зенит». Кроме того,
ракета-носитель «Зенит» задумывалась как универсальный
базовый носитель - основа целой серии перспективных РН
различных классов.
Первый стартовый комплекс «Зенит» был построен
на Байконуре. Здесь же в середине 80-х годов начались
летные испытания. Первый пуск состоялся 13 апреля
1985 года. Проходили они достаточно трудно - из
тринадцати первых пусков два были аварийными. Научно-
технический совет космодрома дал отрицательное
заключение по результатам летных испытаний, а акт
Государственной комиссии о приеме «Зенита» на
вооружение в 1989 г. руководством космодрома был подписан с
особым мнением.
Дальнейшие события показали, что такая позиция
испытателей космодрома была правильной. При
четырнадцатом пуске 4 октября 1990 года произошла крупная
авария. Из-за отказа на третьей секунде полета
маршевого двигателя ЖРД первой ступени РН упала в газоход
пускового устройства, взорвалась и полностью
разрушила стартовое устройство. Потребовалась срочная
доработка РН.
В зависимости от решаемых задач РН «Зенит» может
применяться в двухступенчатом («Зенит-2») и
трехступенчатом («Зенит-3») вариантах. В последнем случае в
качестве третьей ступени предполагается использовать
разгонный блок «ДМ». Это позволит выводить КА на
высокие и геостационарные орбиты, а также на
«отлетные» траектории.
Стартовая масса двухступенчатой ракеты-носителя
-460 т. Масса конструкции 38,8 т. Масса полезного
груза, выводимого с космодрома Байконур на орбиту
высотой 200 км, составляет 13,8 т.
Ракета-носитель «Зенит» выполнена по традиционной
для КБ «Южное» тандемной схеме с поперечным
делением ступеней. Все ступени работают на нетоксичных
компонентах топлива: жидком кислороде и керосине.
Конструктивно-компоновочная схема
двухступенчатого носителя представлена на рис. 27.
Его длина составляет от 57 до 61 м (в зависимости от
длины обтекателя), а максимальный диаметр равен 3,9
м. Управление РН на участке полета первой ступени
производится с помощью отклонения камер маршевого
двигателя, а на участке полета второй ступени - с
помощью специального рулевого двигателя.
Первая ступень длиной 32,94 м состоит из бака
окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового
отсека. Все отсеки первой ступени, включая межбаковый и
хвостовой, выполнены сварными из сплава АМг-6.
Соединяются отсеки между собой болтами. Внутри
хвостового отсека расположен маршевый двигатель первой
ступени РД-171. В настоящее время это самый мощный
ЖРД в мире. Он создан в НПО «Энергомаш» под общим
руководством В. П. Радовского. Тяга двигателя у Земли
7400 кН, а в пустоте достигает 8060 кН. Удельный
импульс тяги равен соответственно 3090 и 3370 Н#с/кг.
Время работы двигателя 140-150 с (см. табл. 3).
77
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
60 м
50 м
40 м
30 М JN
20 м
10 м
головной
обтекатель
-04150
космический
аппарат
отсек системы
управления
бак окислителя,
кислород
33700
бак горючего,
керосин
маршевый
двигатель
переходный
отсек
чприборный
отсек
чбак
окислителя
бак
горючего
рулевые
двигатели
ч ферма
переходная
^маршевый
двигатель РД-120
бак
'окислителя
03900
бак горючего,
' керосин РГ-1
маршевый
двигатель РД-1 71
14,0
13,0
12,0
11,0
10,0
9,0
8,0
7,0
6,0
5,0
4,0
3,0
2,0
1,0
ДВИГАТЕЛЬ ВТОРОЙ СТУПЕНИ
РД-120
\к
X
Ы39] I
Рис. 28. Ракета-носитель «3eHHT-3SL»
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 Н
Рис. 29. Энергетические возможности
РН «Зенит-2» при выведении космического
аппарата на круговые орбиты
кр'
78
ГКБ «ЮЖНОЕ» им. М. К. ЯНГЕЛЯ
РД-171 является четырехкамерным ЖРД с одним
ТНА. Двигатель выполнен по схеме с дожиганием
генераторного газа, при этом камеры двигателя имеют
возможность отклоняться на угол до ±6°. В двигателе
используется химическое зажигание компонентов
топлива в камерах и газогенераторах. Масса сухого двигателя
9600 кг. На двигателе смонтированы агрегаты для
наддува баков первой ступени - теплообменники для
подогрева гелия. Тяга двигателя передается на корпус РН
через специальную раму.
Вторая ступень имеет длину 11,047 м. Она включает в
себя приборный отсек, бак окислителя, межбаковый
отсек, бак горючего и хвостовой отсек. Кроме того, вторая
ступень комплектуется ферменным переходным
отсеком. При разделении ступеней эта ферма остается на
первой ступени (аналогичная конструкция впервые
была использована на РН «Космос»).
Приборный отсек клепаной конструкции
предназначен для размещения системы управления ракетой,
приборы отсека заключены в герметичные контейнеры. К
этому отсеку стыкуются рамы для крепления КА и
головной обтекатель.
Сварной бак окислителя второй ступени отличается
от бака окислителя первой ступени конструкцией
силовой оболочки и размерами. В нем также находятся
баллоны с гелием для наддува бака горючего.
Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора,
во внутреннем объеме которого располагается
маршевый двигатель второй ступени.
Двигательная установка второй ступени состоит из
двух ЖРД - маршевого РД-120, разработанного в НПО
«Энергомаш» под общим руководством В. П. Радовско-
го, и рулевого РД-8.
Однокамерный ЖРД РД-120 закреплен неподвижно.
Он выполнен по схеме с дожиганием генераторного
газа. Его тяга в пустоте равна 834 кН, а удельный импульс
тяги 3432 Н*с/кг. Время работы двигателя при
однократном включении 315 с.
Рулевой двигатель РД-8 - четырехкамерный с одним
турбонасосным агрегатом. Он также выполнен по схеме
с дожиганием генераторного газа. Тяга двигателя в
пустоте 78,5 кН, удельный импульс тяги 3362 Н#с/кг.
Камеры рулевого двигателя могут отклоняться на углы до
±31° с помощью гидроприводов. Продолжительность
работы до 1100 с. Рулевой двигатель разработан в КБ
«Южное».
Для защиты КА на атмосферном участке полета
используется головной обтекатель. Его длина может
изменяться в зависимости от размеров КА. На корпусе
обтекателя, выполненного из алюминиевых сплавов,
имеются зоны, в которых металлическая обшивка заменена на
стеклопластиковую. Это позволяет поддерживать
прямую радиосвязь КА с наземными станциями на
стартовом комплексе и в процессе выведения КА на активном
участке траектории.
Ракета-носитель «Зенит» обладает выдающимися
эксплуатационными характеристиками. Именно на
этом комплексе в результате тесного сотрудничества
разработчиков стартового комплекса (КБТМ) и
ракеты-носителя полностью исключены ручные работы по
обслуживанию РН как при подготовке ее к пуску, так и
при снятии с пусковой установки, если пуск не
состоялся. В составе комплекса работают агрегаты, которые
устанавливают РН «Зенит» на пусковой стол и
подсоединяют к ней все необходимые коммуникации от
наземных систем. Причем они могут повторять эти операции
многократно, в том числе на заправленной РН с целью
слива компонентов топлива.
На стартовом комплексе РН «Зенит» отсутствуют
изделия разового применения (сгорающие при пуске РН),
не требуется ремонта пусковой установки после
каждого пуска, новую ракету можно пустить уже через 5 часов
после пуска предыдущей с той же пусковой установки.
В работах по подготовке и пуску РН «Зенит» на
стартовом комплексе занято около пятидесяти операторов.
Все они размещены в защищенном сооружении
управления. Функции операторов заключаются в подготовке
и включении систем.
Космическая ракета «3emrT-3SL» разработана на базе
находящихся в эксплуатации российско-украинской
ракеты-носителя «Зенит-2» и космического разгонного
блока «ДМ», что обеспечивает достижение высокой
полетной надежности уже при первых пусках.
Основные характеристики
РН «3eHHT-3SL»
Стартовая масса космической ракеты, т 470,8
ракета-носитель «Зенит-25», т 444,4
разгонный блок «AM-SL», т 18,6
блок полезного груза (при массе КА 5 т), т 7,8
Компоненты топлива
жидкий кислород/керосин
Количество ступеней
2+разгонный блок
Двигатели:
блок I ступени
блок II ступени
маршевый
рулевой
разгонный блок «AM-SL»
РА-171
РД-120
РД-8
11Д58М
Длина космической ракеты, м
59,6
Диаметр полезного груза, м
4,15
Длина блока полезного груза, м
11,4
79
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ «ПОЛЕТ»
Производственное объединение «Полет» создано на
базе основанного в 1941 г. специализированного
авиастроительного завода Омского авиационного завода. За
прошедшие годы ПО «Полет» превратилось в
аэрокосмическую корпорацию с широким диапазоном
производства. Производство РН «Космос-ЗМ» передано
производственному объединению «Полет» в 1970 г.
Специалисты КБ «Полет» существенно улучшили
конструкцию ракеты-носителя, повысили ее летные
характеристики (рис. 24).
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «КОСМОС-ЗМ»
Первый пуск ракеты-носителя 11К65М
(«Космос-ЗМ»), изготовленный ПО «Полет», состоялся в
декабре 1970 года. Постановлением ЦК КПСС и Совмина
СССР 30 декабря 1971 года ракета-носитель была
принята на вооружение Советской Армии.
РН «Космос-ЗМ» обеспечивает запуск КА на
эллиптические и околокруговые орбиты высотой от 250 до
1700 км с наклонениями 51°, 66°, 74° и 83°, при этом
масса полезного груза составляет от 1500 кг (высота
орбиты 250 км) до 500 кг (высота 1700 км). РН «Космос-
ЗМ» способна выводить на орбиту в одном пуске до 8
КА. Осваиваются трассы запуска К А массой до 100 кг
на солнечно-синхронные орбиты.
Подготовку РН «Космос-ЗМ» к пуску обеспечивает
на техническом комплексе за 34-36 часов расчет
численностью в 20-25 человек. В целом уровень
автоматизации работ при подготовке РН «Космос-
ЗМ» около 70%. Остальные работы, в том числе
повторное подсоединение заправочных коммуникаций
для слива топлива в случае отмены пуска,
выполняются вручную.
Конструкторское бюро «Полет» проводит работы по
дальнейшей модернизации РН «Космос-ЗМ».
Основные направления модернизации состоят в
следующем:
- замена устаревшей аналоговой системы управления
на современную цифровую, которая обладает большими
функциональными возможностями;
- замена системы телеметрических и траекторных
измерений на современные системы;
- улучшение эксплуатационных характеристик и
сервисных возможностей РН;
- увеличение зоны полезной нагрузки.
Таблица 7
Результаты пусков ракет-носителей
КБ «Южное» (г. Днепропетровск),
ОКБ-10 (г. Красноярск), ПО «Полет» (г. Омск)
(по состоянию на 31 декабря 2000 г.)
Наименование
(индекс)
Разработчик
Первый
пуск
Последний
пуск
Кол-во
пусков
всего/неуспешных
«Космос-1» НПО«Южное» 27.10.61 19.12.67 165/12
A1К63)
«Космос-2» «Южное» 1964 1965 8/1
A1К65) ОКБ-10
«Космос-3» ОКБ-10 1966 1968 6/3
A1К65)
«Космос-ЗМ» ПО «Полет» 15.05.67 н. вр. 409/20
A1К65М)
«1Ликлон» КБ «Южное» 1967 1969 8/0
A1К67)
«ииклон-2» КБ «Южное» 06.08.69 н. вр. 102/0
A1К69)
«1_1иклон-3» КБ «Южное» 24.06.77 н. вр. 117/4
A1К68)
«Зенит-2» КБ «Южное» 13.04.85 н. вр. 31/5
A1К77)
Существенно улучшатся экологические
характеристики новой ракеты, она будет способна осуществлять
пространственный маневр второй ступенью для
расширения диапазона наклонений орбит при сохранении
существующих трасс пусков и районов падения
отделяющихся частей РН.
Модернизированная РН будет обладать
повышенной точностью выведения КА на околоземные орбиты.
Так, в частности, ошибки выведения КА на круговую
орбиту высотой 1000 км будут составлять по высоте
±3,5 км, по наклонению ±2,0 угл. мин., по периоду
обращения ±2,5 секунды.
Заметим, что для РН «Космос-ЗМ» эти ошибки
составляют 40 км, 8,0 угл. мин. и 30 секунд соответственно.
Предполагается, что новая РН сохранит высокий
уровень надежности своей предшественницы.
В апреле 1999 года с полигона Капустин Яр ракетой-
носителем «Космос-ЗМ» был произведен пуск двух
космических аппаратов научного назначения. Пуск
осуществлен в соответствии с соглашением, заключенным
между немецкой компанией и ГК «Росвооружение».
80
НПО МАШИНОСТРОЕНИЯ
НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ
МАШИНОСТРОЕНИЯ
В. Н. Челомей
1914-1984
Г. А. Ефремов
В начале сороковых годов 27-летний В. Н. Челомей
был приглашен на работу в ЦИАМ, где возглавил
отдел для разработки пульсирующих
воздушно-реактивных двигателей. В 1955 г. по решению ЦК КПСС и
Совета Министров СССР было создано ОКБ-52, а
решением ГОК В. Н. Челомея назначают главным
конструктором ОКБ-52. Здесь были созданы и испытаны
варианты самолетов-снарядов с пульсирующими
воздушно-реактивными двигателями.
В 1955 г. ОКБ-52 была поручена разработка
противокорабельных крылатых ракет. Впоследствии это
направление стало одним из основных в деятельности
ОКБ-52. С целью развертывания работ, выполняемых
ОКБ-52, под управление В. Н. Челомея был передан
механический завод в подмосковном городе Реутов.
В 1959 г. В. Н. Челомей назначен Генеральным
конструктором ОКБ-52. В начале 1960-х гг. филиалами ОКБ-
52 становятся ОКБ-23 в Филях (филиал № 1), филиал
№ 2 ЦКБМ, ОКБ авиазавода 301 в Химках (филиал №
3) и другие организации (Дубна, Саратов),
сформирована испытательная база на Байконуре. В 1960 г. в ОКБ
была начата разработка стратегических комплексов с
межконтинентальными баллистическими ракетами
(МБР) и ракет-носителей. К этому моменту
предприятие уже имело опыт по созданию и вводу в
эксплуатацию ракетных комплексов военно-морского флота с
крылатыми ракетами. Уже в 1956 г. начались работы
над созданием самонаводящихся крылатых ракет (КР),
предназначенных для избирательного поражения
морских целей за пределами радиолокационного горизонта.
Несколько позже были разработаны КР нового
поколения, стартующие из-под воды (с раскрытием крыльев
под водой), обладающие новым принципиальным
качеством, дающим возможность подводной
лодке-носителю производить пуск ракеты, не поднимаясь на
поверхность. Всего было разработано свыше 50 различных
типов крылатых ракет. Многие технические решения,
использованные при создании ракетных комплексов ПКР,
нашли свое воплощение в баллистических ракетах, а
именно в том, что касается систем управления,
телеметрии, систем обеспечения тепловлажностных режимов,
а также комплексов наземного технологического
оборудования, необходимых инженерных сооруженеий.
Начало работ над стратегическими системами было
положено созданием так называемой «двухсотки»
(УР-200). Универсальность МБР заключалась в
возможностях их использования с различными
полезными нагрузками, обеспечивающими повышение боевой
эффективности ракетных комплексов. Следующей
МБР, разработанной в ОКБ-52, стала ракета легкого
класса УР-100. Ракета УР-100 - головная
универсальная ракета из большого семейства «соток».
Двухступенчатая МБР с моноблочной отделяемой головной
частью имела маршевый ЖРД, состоящий из четырех
однокамерных двигателей общей тягой у земли около 800
кН. Вторая ступень ракеты имела маршевый
однокамерный ЖРД. Система управления - автономная.
Способ старта - газодинамический из транспортно-пуско-
вого контейнера в шахтной пусковой установке. На
базе этой МБР впоследствии были созданы и другие
ракеты - УР-100К, УР-100У, УР-100Н. В данный момент
в НПО машиностроения на базе МБР РС-18
разработана ракета-носитель легкого класса «Стрела»,
предназначенная для выведения на околоземные орбиты
полезных нагрузок.
Во второй половине 1961 г. по инициативе и под
руководством В. Н. Челомея начались поисковые работы
по созданию ракеты-носителя тяжелого класса
(внутренний шифр УР-500). Первоначально в соответствии
с постановлением Правительства ракета
проектировалась не только как носитель космических аппаратов,
но и как мощная боевая баллистическая ракета.
Однако уже в ходе создания РН первоначальное задание
было изменено и боевой вариант ракеты был снят с
разработки. Ракета создавалась уже исключительно
как носитель и в дальнейшем стала известна как
«Протон». Характерно, что проектирование и производство
ракеты подобного класса в нашей стране велось
впервые и ряд решений по УР-500 - например,
компоновочная схема первой ступени, не имел и не имеет
аналогов ни в отечественной, ни в зарубежной практике.
В 1965 г. ОКБ-52 Министерства авиационной
промышленности преобразовано в ЦКБ машиностроения
Министерства общего машиностроения, а в 1983 г. на его основе
образовано НПО машиностроения Министерства общего
машиностроения во главе с Владимиром Челомеем.
С 1984 г. НПО машиностроения возглавляет
генеральный директор и Генеральный конструктор Герберт
Александрович Ефремов.
81
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ НАУЧНО-
ПРОИЗВОДСТВЕННЫЙ ЦЕНТР имени М. В. ХРУНИЧЕВА
В. М. Мясишев
1902-1978
М. И. Рыжих
1910-1982
Д. А. Полухин
1927-1993
КРАТКАЯ ИСТОРИЯ
ГКНПЦ имени М.В. ХРУНИЧЕВА
А началось все так. В апреле 1916 года
Русско-Балтийским акционерным обществом было начато
создание в Филях завода по выпуску автомобилей. Завод
занимался ремонтом бронетехники, а с 1923 г. был
передан в концессию фирме «Юнкере» и переведен на
производство пассажирских 4-местных самолетов. После
расторжения концессионного договора, начиная с
1927 г. и впредь, производились самолеты только
отечественных авиаконструкторов: А. Н. Туполева, С. В.
Илюшина, А. Н. Архангельского, П. О. Сухого, В. Н.
Петлякова. Эти самолеты сыграли выдающуюся роль в
Великой Отечественной войне.
Большой вклад в становление завода внесли
директора С. П. Горбунов, В. А. Окулов, И. Б. Иоселович, С. М.
Лещенко, Д. Н. Осипов, М. И. Рыжих и А. И. Киселев.
Гонка вооружений в ходе разгоревшейся
«холодной» войны обусловила необходимость создания
стратегического межконтинентального
трансзвукового бомбардировщика в противовес создававшемуся в
то время американскому В-52 «Стратофортресс»
фирмы «Боинг». Эта ответственная проблемная задача
была возложена на созданное в марте 1951 года на
территории завода № 23 в Филях (с 1961 г. - завод им. М.
В. Хруничева) ОКБ-23 во главе с главным (позднее
Генеральным) конструктором Владимиром
Михайловичем Мясищевым. С тех пор все, что
проектировалось в ОКБ, на высоком технологическом уровне
воплощалось на этом заводе. Были созданы
стратегические бомбардировщики «М4», «ЗМ» («Бизон») и
сверхзвуковой «М-50», которые существенно
повысили качественный уровень нашей авиации.
Достигнутая ОКБ и заводом высокая техническая
репутация в значительной мере обусловила их перевод в
октябре 1960 года на ставшую к тому времени
актуальной ракетную тематику. ОКБ вошло в качестве
филиала в состав ОКБ-52 (позднее ЦКБМ) во главе с
Генеральным конструктором академиком Владимиром
Николаевичем Челомеем. Руководителем филиала был
назначен Виктор Никифорович Бугайский. В. Н. Мяси-
щев был переведен на должность начальника ЦАГИ.
Первой работой в новом направлении стала
межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) УР-200.
На ней впервые в мире (а затем и на всех ракетах ОКБ)
были применены прогрессивные жидкостные ракетные
двигатели замкнутой схемы с дожиганием
газогенераторного газа в камере сгорания, созданные в ОКБ
главного конструктора С. А. Косберга (ныне КБХА). Эти
двигатели, а также двигатели, созданные под
руководством академика В. П. Глушко, ознаменовали подлинный
прорыв в мировом двигателестроении.
Они работали на высококипящих
самовоспламеняющихся компонентах - несимметричном диметилгидра-
зине (НДМГ) и азотном тетроксиде (AT).
Ракета УР-200 успешно проходила летные
испытания. Однако с появлением американских
малогабаритных МБР нового поколения «Минитмен» в противовес
им, начиная с 1962 г., в ОКБ было создано семейство
МБР шахтного базирования с нарастающей боевой
эффективностью: УР-100, УР-100К, УР-100Н (по
индексации НАТО SS-19). Эти ракеты составили основу
нашего ракетно-ядерного щита, что обеспечило паритет на
несколько десятилетий. В ходе реализации договора по
сокращению стратегических вооружений СНВ-2 на
основе снимаемых с боевого дежурства SS-19 была
создана ракета-носитель легкого класса «Рокот» путем
замены боевой головной части на специально созданную III
ступень «Бриз-КМ».
В 1962 г. была начата разработка тяжелой
универсальной боевой ракеты УР-500. В первых четырех пусках в
двухступенчатом варианте (начало - 16 июля 1965
года) в качестве полезной нагрузки выводились научные
космические аппараты «Протон». Это название
закрепилось и за ракетой и всеми ее вариантами. В 1965 г. на
ее базе было решено создать ракету-носитель тяжелого
821
ГКНГШ им, М. В. X РУНИЧЕВА
04100,
740С
70 м
60 м
50 м
40 м
30 м
20 м
10 м
«ПРОТОН» «ПРОТОН-К» «ПРОТОН-К» «ПРОТОН-М» «ПРОТОН-КМ» « П РОТОН -М2>
(8К82) (8К82К) с РБ «AM» с РБ «БРИЗ-М» с РБ «КВРБ» с РБ «УКВБ»
и «КВРБ»
Рис. 31. Ракеты-носители «Протон»
183
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
к к
50 м
40 м
30 м
20 м
10 м
полезный
груз
34100
^бак
кислорода
^бак
керосина
03700
двигатель
11Д58М
бак
окислителя (N2O4)
бак горючего
(НАМ Г)
двигатель
ЧРД-О214
двигатель
'РД-0213
бак
окислителя (N2O4)
34100
бак горючего
"(НДМГ)
Принципиальная схема
рулевого лвигателя РД-0214:
1 - клапан газогенератора; 2 - газогенератор горючего; 3 -
пусковой клапан горючего; 4 - наддув в бак горючего; 5 - стартер; 6 - ре
гулятор; 7 - клапан; 8 - клапан КС; 9 - камера сгорания; 10 - силь-
фон; 11 - стабилизатор; 1 2 - наддув в бак окислителя; 1 3 -
пусковой клапан окислителя; 14 - клапан газогенератора; 1 5 -
газогенератор окислителя; 1 6 - клапан газогенератора; 1 7 - узел качания
11-
двигатели
х РА-0211
3 х РД-0210
Принципиальная схема ЖРД РА-0 2 11:
1 - газогенератор; 2 - клапан окислителя; 3 - газогенератор
наддува; 4 - турбонасосный агрегат; 5 - блок запуска; 6 - дроссель;
7 - клапан камеры сгорания; 8 - клапан запуска; 9 - камера
сгорания; 10 - регулятор; 11 - клапан горючего газогенератора
бак
горючего
(НДМГ)
бак
окислителя
12
двигатели
"РД-253
Рис. 32. Ракета-носитель «Протон-К» с РБ «ДМ»
Принципиальная схема Ж РА РА-253:
1 - газовод; 2 - газогенератор; 3, 4, 8, 10, 14 - пиро-
клапаны; 5 — регулятор; 6 - турбина; 7 - струйный
преднасос; 9, 11, 12 - насосы; 1 3 - дроссель; 1 5 -
сопло; 1 6 - камера сгорания
84
ГКНГШ им. М. В. ХРУНИЧЕВА
класса «Протон-К» в двух вариантах: трехступенчатом
- для выведения объектов двадцатитонного класса на
низкие орбиты и в четырехступенчатом (с разгонным
блоком) - для выведения на высокие орбиты (в том
числе на геостационарную) и на отлетные траектории.
Наряду с «Протоном» были созданы космические
аппараты двадцатитонного класса: «Космос 929,1267,1443,
1686», орбитальные станции «Салют» от № 1 до № 7, все
модули станции «Мир», модули «Заря» и «Звезда» для
Международной космической станции и др.
После кончины В. Н. Челомея в 1984 г. ОКБ стало
называться КБ «Салют» во главе с Генеральным
конструктором Дмитрием Алексеевичем Полухиным.
7 июня 1993 года указом Президента РФ на базе завода
им. М. В. Хруничева и КБ «Салют» был создан
Государственный космический научно-производственный центр
(ГКНПЦ) им. М. В. Хруничева во главе с генеральным
директором Анатолием Ивановичем Киселевым.
Это организационно завершило давно сложившееся
творческое сотрудничество этих предприятий и было
обусловлено назревшей необходимостью
централизации управления сложных объектов
ракетно-космической техники на всех этапах их жизненного цикла от
проекта до изготовления, испытания и эксплуатации.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ПРОТОН
В июле 2000 года исполнилось 35 лет со дня первого
старта двухступенчатого «Протона» (8К82). Первые
четыре пуска были выполнены в двухступенчатом
варианте, все остальные пуски (8К82К) выполнялись в трех-
или четырехступенчатых вариантах. К середине 2000 г.
выполнено более 270 пусков «Протона». Оригинальная
компоновочная схема, надежно работающие ЖРД
позволили создать РН с высокими энергетическими и
эксплуатационными характеристиками.
С помощью ракеты-носителя «Протон» в космос
выведены спутники: «Космос», «Экран», «Радуга»,
«Горизонт», аппараты для исследования Луны, Марса,
Венеры, кометы Галлея, пилотируемые орбитальные станции
«Салют» и «Мир» и входящие в их состав тяжелые
специализированные модули «Квант», «Квант-2»,
«Кристалл», «Спектр», «Природа» и др. космические
объекты (рис. 32).
Необходимо отметить, что «Протон» способен
доставлять полезный груз непосредственно на
геостационарную орбиту в заданную точку, что позволяет выводить
спутники, неоснащенные апогейным двигательным
модулем.
«Протон» выполнен по схеме «тандем» с поперечным
делением ступеней. Эксплуатируется ракета в трех- и
четырехступенчатом вариантах. На всех ступенях
установлены однокамерные маршевые ЖРД. Топливо 1-й, П-й и
Ш-й ступеней - самовоспламеняющееся, с высококипя-
щими компонентами: окислитель - азотный тетроксид
(AT), горючее - несимметричный диметилгидразин
(НДМГ). На первой ступени установлено шесть блоков
с однокамерными ракетными двигателями РД-253 со
стартовой тягой 6 х 1500 = 9000 кН. На второй ступени
четыре двигателя РД-0210. Отклонение двигателей в
цапфах в тангенциальном направлении позволяет
осуществлять управление РН. На третьей ступени
установлен однокамерный двигатель РД-0213 и четырехкамер-
ный рулевой двигатель РД-0214 (блок РД-0212). В
качестве четвертой ступени используется разгонный блок
«ДМ» (рис. 14).
В настоящее время «Протон» активно используется в
реализации энергоемких отечественных программ, а
также в коммерческой деятельности по выведению
спутников иностранного производства.
Первая ступень состоит из центрального блока и
шести боковых блоков, расположенных симметрично
вокруг центрального. Центральный блок состоит из
переходного отсека, бака окислителя и хвостового отсека.
Переходный отсек состоит из фермы и проставки.
Ферма соединяет первую ступень со второй и
обеспечивает свободный выход газов при запуске двигателя
второй ступени.
Проставка клепаной конструкции включает в себя два
шпангоута и обшивку. Верхний шпангоут проставки
служит опорной поверхностью при транспортировке
центрального блока.
Бак окислителя - несущей конструкции, сварной,
выполнен из алюминиевого сплава. Бак состоит из гладкой
цилиндрической обечайки, усиленной шпангоутами, и
двух сферических днищ. Внутри бака смонтированы
шесть продольных демпфирующих перегородок для
гашения колебаний окислителя, а также датчики уровней
системы опорожнения баков (СОБ) и система контроля
уровней при заправке (СКУ). К верхнему днищу
крепится кольцевой распылитель газов наддува и дре-
нажно-предохранительный клапан. Кроме того, на
верхнем днище сделан люк - лаз для доступа внутрь при
изготовлении бака и монтаже систем. Снаружи днище
закрыто защитным экраном, предохраняющим его от
теплового и силового воздействия газовых струй при
запуске двигателей второй ступени. Экран изготовлен из
пенопласта и стеклотекстолита. На нижнем днище
имеется шесть фланцев для расходных трубопроводов,
идущих к каждому из двигателей, а также фланец
магистрали заправки и слива окислителя и фланец датчика
остатков компонента.
Хвостовой отсек - конической формы, клепаной
конструкции. Каркас отсека образуют шпангоуты,
стрингеры из прессованных профилей и продольных
штампованных лонжеронов, воспринимающих тягу двигателей
и нагрузки от стартовых опор. На торце хвостового
отсека расположены пневматические и электрические
разъемы, которые при старте РН после расстыковки с
ответными разъемами стартового устройства
закрываются специальными крышками.
Боковые блоки по конструкции одинаковы. Каждый
блок состоит из переднего отсека, бака горючего и
хвостового отсека, в котором закреплен двигатель.
85
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
полезный
подставка
(адаптер)
четвертая
ступень
Блок «ДМ»
проставка-
третья
ступень
04100
обтекатель
w сбрасываемый
переходник блока
^^¦-^^4 «ДМ» (юбка) 03700
двигатель
РД-0213
вторая
ступень -
04100
двигатели
1хРД-0211,
ЗхРД-0210
первая
ступень"
07400
двигатели
6хРД-253
ЖРЛ
ПЕРВОЙ СТУПЕНИ
РД-253
ДВИГАТЕЛИ
ТРЕТЬЕЙ СТУПЕНИ
РД-0213 И РД-0214
(БЛОК РД-021 2)
Рис. 33. Устройство ракеты-носителя «Протон К» (с РБ «ДМ»)
ЖРД ВТОРОЙ
СТУПЕНИ РД-021 0
отклонения в иапфах
обеспечивают управление РН
Тяга в пустоте, кН 588
Удельный импульс
тяги, Н»с/кг 3265
Давление в камере, МПа 1 5
ГКНГШ им. М. В. ХРУНИЧЕВА
Передний отсек - клепаной конструкции, имеет
коническую форму и служит аэродинамическим
обтекателем бокового блока. Отсек образован обшивкой и
шпангоутами из алюминиевого сплава и снаружи покрыт
теплозащитным материалом. Для доступа к
размещенному в отсеке оборудованию имеются люки, верхняя часть
отсека сделана съемной.
Бак горючего - сварной конструкции, изготовлен из
алюминиевого сплава. Состоит бак из гладкой
цилиндрической обечайки секционного типа, усиленной
шпангоутами, и двух сферических днищ. Внутри бака
установлены четыре продольные демпфирующие
перегородки.
Хвостовой отсек - клепаной конструкции. Корпус
отсека образуют шпангоуты, стрингерный набор и
обшивка. Торец отсека закрыт теплозащитным экраном,
предохраняющим коммуникации и агрегаты двигателя от
нагрева при его работе.
Боковые блоки к центральному блоку крепятся в
пяти местах (поясах). Два нижних пояса имеют
неподвижное соединение, остальные - подвижное в продольном
направлении.
Двигательная установка первой ступени состоит
из шести автономных маршевых ЖРД РД-253
(НПО «Энергомаш», главный конструктор В. П. Глуш-
ко). Для управления вектором тяги двигатель с
помощью гидропривода может отклоняться на угол до 7° 30'.
Это обеспечивается креплением двигателя с помощью
цапф в районе критического сечения камеры.
Двигатель РД-253 с турбонасосной системой топливо-
подачи и дожиганием окислительного газа работает на
AT и НДМГ при соотношении компонентов 2,67. Тяга
двигателя у Земли 1500 кН, в пустоте 1670 кН,
удельный импульс тяги у земли 2795 Н»с/кг, в пустоте
3097 Н»с/кг. Давление в камере сгорания 15,0 МПа.
Продолжительность работы в составе ракеты 130 с.
Запуск ЖРД осуществляется путем прорыва пиро-
мембран на входе в двигатель, вследствие чего
компоненты из баков под давлением наддува и
гидростатического столба жидкости поступают в газогенератор,
самовоспламеняются и осуществляют первоначальную
раскрутку турбонасосного агрегата (рис. 32).
Вторая ступень имеет цилиндрическую форму,
состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков.
Переходный отсек - клепаной конструкции,
соединяет вторую ступень с третьей. Корпус отсека образуют
шпангоуты, стрингерный набор из прессованных
профилей и обшивка. В передней части отсека имеется
четыре канала для отвода газов при запуске рулевого
двигателя третьей ступени. В задней части отсека
установлено шесть тормозных пороховых двигателей, закрытых
обтекателями.
Топливный отсек представляет собой единый блок
баков горючего и окислителя. Для уменьшения длины
ступени баки имеют общее промежуточное днище.
Хвостовой отсек включает корпус (юбку), силовой
конус и защитный экран.
Двигательная установка второй ступени состоит из
четырех однотипных, автономных маршевых ЖРД:
трех РД-0210 и одного РД-0211. ЖРД разработаны в
КБХА под руководством С. А. Косберга. На двигателе
РД-0211, в отличие от РД-0210, установлены
аналогичные с РД-253 агрегаты наддува баков - газогенератор
наддува бака горючего и смеситель наддува бака
окислителя. Все ЖРД с помощью цапф закреплены в ферме
и допускают отклонение любого из них на углы до 3°
15'. Отклонение осуществляется
электрогидравлическим приводом.
Двигатели второй ступени имеют турбонасосную
систему подачи топлива и выполнены по схеме с
дожиганием окислительного газа. Они работают на азотном AT и
НДМГ при соотношении компонентов 2,6. Тяга
каждого из двигателей в пустоте 588 кН, удельный импульс
тяги 3265 Н#с/кг. Давление в камерах сгорания 15,0
МПа. Продолжительность работы 230 с.
Запуск двигателей пневмостартерный.
Первоначальная раскрутка ТНА осуществляется сжатым газом от
специальных бортовых баллонов. Выключаются
двигатели с помощью отсечных клапанов, имеющих пиропри-
вод. Двигатели второй ступени запускаются раньше
начала выключения маршевых ЖРД первой ступени, что
обеспечивает разделение ступеней по «горячей схеме».
Как только тяга двигателей второй ступени превысит
остаточную тягу ЖРД первой ступени, происходит
подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней,
ступени расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД
второй ступени, воздействуя на теплозащитный экран,
тормозят и отталкивают первую ступень.
Третья ступень - цилиндрической формы, состоит из
приборного, топливного и хвостового отсеков.
Приборный отсек представляет собой цилиндр
клепаной конструкции, состоящий из обшивки, шпангоутов и
стрингеров. На шпангоутах закреплены блоки системы
управления и прицеливания. Для доступа к приборам в
корпусе отсека имеются люки.
Бак окислителя образован средним и верхним
днищами, соединенными сваркой по шпангоутам, что
придает ему чечевицеобразную форму. Баки «О» и «Г»
разделены совмещенным днищем. Нижнее днище бака
«Г» имеет коническую форму и воспринимает усилие
тяги закрепленного на нем маршевого ЖРД. В верхней
части бака окислителя установлена горизонтальная
демпфирующая перегородка. Внутри бака горючего
проходит расходный магистральный трубопровод
окислителя.
Хвостовой отсек - клепаной конструкции, служит для
размещения четырехкамерного рулевого двигателя и
крепления четырех тормозных пороховых двигателей.
Корпус отсека состоит из обшивки, двух стыковочных
шпангоутов и стрингерного набора. К хвостовому
отсеку пристыковывается вторая ступень с помощью
разрывных болтов и центрирующих штырей.
Двигательная установка третьей ступени РД-0212
состоит из маршевого ЖРД РД-0213 и четырехкамерного
87
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
рулевого двигателя РД-0214. Маршевый ЖРД по
устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй
ступени и является его модификацией (рис. 33).
Рулевой двигатель - без дожигания генераторного
газа, имеет в своем составе четыре камеры, один ТНА, два
газогенератора и пороховой стартер. Камеры
подвешены шарнирно на цапфах и для управления вектором
тяги поворачиваются на углы до 45°. Поворот
осуществляется с помощью электроприводов. Двигатель развивает
тягу 32 кН, имеет удельный импульс тяги 2930 Н*с/кг,
использует те же компоненты топлива (AT и НДМГ)
при их соотношении 1,8.
Разделение второй и третьей ступеней происходит за
счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого
до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и
торможения второй ступени имеющимися на ней шестью
пороховыми двигателями.
В конце активного участка траектории маршевый
ЖРД РД-0213 выключается, а работает только рулевой
двигатель. Такой принцип позволяет более точно
обеспечить достижение требуемой конечной скорости.
Отделение полезного груза осуществляется после
выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом
третья ступень тормозится четырьмя пороховыми
двигателями.
Если в качестве полезного груза на РН
устанавливается КА, то его крепление производится к верхнему
шпангоуту приборного отсека посредством проставки,
стыкуемой болтами. Отделение КА осуществляется по его
стыку с проставкой за счет срабатывания разрывных
болтов или замков.
В случае использования разгонного блока «ДМ» он
нижним шпангоутом своего конического переходника
стыкуется непосредственно с приборным отсеком
третьей ступени по его верхнему шпангоуту с помощью
болтов и штырей. Отделение разгонного блока от
третьей ступени осуществляется по стыку конического
и цилиндрического переходников блока «ДМ». При
этом конический переходник остается вместе с третьей
ступенью.
Для каждого полезного груза используется
соответствующий головной обтекатель, который сбрасывается на
участке работы второй или третьей ступени.
РАЗГОННЫЙ БЛОК «ДМ». Блок «ДМ» (см.
рис. 34) предназначен для выведения космических
аппаратов различного назначения на
высокоэллиптические, высококруговые (в том числе стационарные
орбиты) межпланетные траектории. Блок «ДМ»
разработан и производится НПО «Энергия». Блок «ДМ»
эксплуатируется с РН «Протон» с 1974 г., а его
прототип - блок «Д» с 1967 г. (рис. 14).
Выведение космического аппарата на
геостационарную орбиту осуществляется по двух- или трехимпульс-
ной схеме в зависимости от долготы точки стояния
космического аппарата.
Управление движением блока «ДМ» в полете
осуществляется: на активных участках - маршевым
двигателем; на пассивных участках - двигательной установкой
стабилизации и ориентации.
Блок «ДМ» состоит из: маршевого двигателя; двух
двигательных установок стабилизации и ориентации;
сферического бака окислителя; тороидального бака
горючего; приборного отсека; аппаратуры
командно-измерительного комплекса; отделяемых в полете нижнего и
среднего переходников.
Блок «ДМ» существует в двух модификациях: с
аппаратурой командно-измерительного комплекса,
размещаемой в приборном отсеке, и без нее, когда для
решения задач управления и измерения используется
аппаратура космического аппарата.
Двигатель 11Д58М является представителем
семейства кислородно-углеводородных ЖРД, разработанных
НПО «Энергия» A970-1973 гг.) для разгонных блоков,
обеспечивших реализацию большинства национальных
программ исследования космоса.
Компоненты топлива:
- окислитель - жидкий кислород с температурой от
минус 194 до минус 177°С;
- горючее - нафтил (керосин) или синтин.
Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при
доверительном уровне 0,9. Каждый двигатель проходит
контрольные испытания без переборки с
использованием прогрессивных средств диагностирования
технического состояния.
Жидкостной ракетный двигатель 11Д58М разработан
в НПО «Энергия» под руководством Б. А. Соколова.
Серийно изготавливается на Воронежском
механическом заводе.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ПРОТОН-М*
Некоторые параметры ракеты-носителя «Протон»
могут быть улучшены, в первую очередь это относится к
системе управления и отдельным эксплуатационным
характеристикам. Кроме того, имеется потребность в
увеличении объема, предоставляемого для размещения
космического аппарата.
Модернизацию ракеты-носителя «Протон»
предполагается провести, не прерывая плановых пусков:
ставится задача постепенного перехода от эксплуатации РН
«Протон» к модернизированному «Протон-М». При
этом будет обеспечена возможность запуска
модернизированным носителем полезных нагрузок,
предназначенных и для существующего «Протона».
Внешние габариты ракеты-носителя, за исключением
головного обтекателя, весовые характеристики
конструкции, характеристики двигателей при модернизации
остаются практически прежними. Главное изменение -
замена устаревшей системы управления. Эта замена
позволит улучшить как энергетические, так и
эксплуатационные и экологические характеристики
носителя (уменьшение невырабатываемых остатков в
баках отработавших ступеней наряду с внедрением
системы выброса остатков на безопасных высотах).
881
ГКНГШ им. М. В. ХРУНИЧЕВА
приборный
отсек
бак
окислителя
N2O4 (AT)
бак
горючего
НДМГ
полезный
груз
центральный
блок
РАЗГОННЫЙ БЛОК
«БРИЗ КМ»
сбрасываемый
дополнительный
блок баков
гелии
двигатель рулевые
14Д30 двигатели
бак
окислителя
N2O4 (AT)
бак
горючего
НДМГ
РАЗГОННЫЙ БЛОК «БРИЗ М>:
двигатель
КВД1 МЗ
РАЗГОННЫЙ БЛОК «КВРБ>:
Рис. 34. Блоки верхних ступеней, разработанные
ГНКПЦ им. М. В. Хруничева
БЛОК «УКВБ»
89
ОТ ЕЧЕСТВЕННЫ Е РАК ЕТ Ы - Н ОС ИТЕЛ И
Основные характеристики
РН «Протон» и «Протон-М»
Ракета-носитель/ разгон- <
ный блок
Стартовая масса, т
Масса полезной нагрузки
на опорной орбите, т
Нкр=200км, i=51,6°
Нкр=350км, i=51,6°
Масса полезной нагрузки на
геостационарной орбите, т
Нкр=36000 км, i=0°
Масса полезной нагрузки на
переходной орбите, т
На=36000 км, Ня=5500 км
i=7...25°
Объем, предоставляемой
для размещения полезной
нагрузки, м3
< Протон»/
«ДМ»
~ 700
20,7
2,3-2,6
3,8-4,8
45-78
«Протон-М»/
«Бриз-М»
~ 700
22
19,7
3,0-3,2
4,8-5,5
98-150
Применение в составе ракеты-носителя «Протон-М»
увеличенных головных обтекателей позволит
увеличить примерно вдвое объем для размещения полезной
нагрузки. Увеличенный объем головного блока
позволит использовать на ракете-носителе четвертую ступень
с двигательной установкой на компонентах топлива -
жидкий водород/жидкий кислород.
Применение в составе ракеты-носителя «Протон-М»
разгонного блока «Бриз-М» на компонентах топлива
азотный тетроксид и несимметричный диметилгидра-
зин позволит увеличить массу полезной нагрузки,
выводимой на геостационарную орбиту, до 3-3,2 т.
В середине 2000 г. осуществлен успешный пуск
разгонного блока «Бриз-М» в составе РН «Протон».
Первый пуск РН «Протон-М» запланировано осуществить
в конце 2001 г.
РАЗГОННЫЙ БЛОК «БРИЗ-М». Практика
подготовки и использования ракет-носителей «Протон» для
коммерческой эксплуатации показала необходимость
значительного повышения характеристик разгонных
блоков (РБ), используемых в составе РН. Для
обеспечения конкурентоспособности российских средств
выведения необходимо, чтобы они обладали возможностью
раздельного и тандемного запуска полезной нагрузки,
увеличенным объемом зоны размещения полезной
нагрузки под головным обтекателем, возможностью
выведения на геостационарные орбиты полезных нагрузок
массой до трех и более тонн.
В конструкции РБ «Бриз-М» сочетается
использование апробированных технических решений с
внедрением перспективных разработок. РБ имеет компактную
компоновку. Он состоит из центрального блока и
окружающего его сбрасываемого тороидального
дополнительного блока топливных баков. Маршевый
жидкостной ракетный двигатель 14Д30 разработан в КБ
химического машиностроения (см. таблицу 3). Двигатель
установлен в нише, расположенной внутри топливного бака
центрального блока и обладает возможностью
многократного включения. Жидкостные ракетные двигатели
малой тяги, работающие на тех же компонентах топлива,
что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и
стабилизацию РБ на пассивных участках автономного
полета, а также осаждение топлива в баках при
повторных запусках маршевого двигателя. Установленная в
приборном отсеке, находящемся на верхней части
центрального блока, инерциальная система управления
осуществляет управление полетом РБ «Бриз-М» и его
бортовыми системами. РБ оснащен также системой
энергопитания и аппаратурой для сбора телеметрической
информации и внешнетраекторных измерений (рис. 34).
Одним из преимуществ РБ «Бриз-М» является
сохранение преемственности. Так, центральный блок и
двигательная установка РБ «Бриз-М» разработаны на основе
РБ «Бриз-КМ» третьей ступени в составе РН легкого
класса «Рокот» (см. рис. 38).
Основные характеристики
разгонного блока «Бриз-М»
Сухая масса, кг 2665
Масса окислителя (N2O4), кг 13260
Масса горючего (НДМГ), кг 6660
Двигатель 14Д30
Тяга, кН -20
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «АНГАРА» (проект)
В 1993 г. Министерством обороны РФ и Российским
космическим агентством был объявлен конкурс на
разработку нового ракетно-космического носителя
«Ангара». В этом конкурсе наряду с ГКНПЦ им. М. В. Хруни-
чева приняли участие РКК «Энергия» и ГРЦ «КБ им.
В. П. Макеева».
В результате к дальнейшей разработке был
рекомендован проект ГКНПЦ, основанный на многолетних про-
ектно-изыскательских работах по ракетам-носителям,
их созданию и эксплуатации с учетом прогнозируемых
требований и реальных производственных
возможностей их выполнения.
В середине 90-х годов Президент РФ подписал указ
«О создании космического ракетного комплекса
«Ангара», которым поручалось создание ракетного
космического комплекса «Ангара» с обеспечением начала
летных испытаний в 1995 г. с космодрома Плесецк.
Государственными заказчиками были определены МО РФ и
РКА (теперь Росавиакосмос), головным разработчиком
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Создание комплекса
объявлялось задачей особой государственной важности.
В ходе дальнейших исследований в 1996-1997 гг.
концепция РН «Ангара» была развита и уточнена. С учетом
складывающейся в стране ситуации Космический центр
им. М. В. Хруничева предложил стратегию поэтапного
создания ракеты-носителя тяжелого класса с
использованием в ее составе универсального ракетного модуля.
В этой новой концепции сохранены все ключевые идеи
первоначального варианта «Ангары» и развиты новые
перспективные возможности.
Теперь система ракет-носителей «Ангара» стала
охватывать носители от легкого класса с грузоподъемностью
901
ГКНПУ им. М. В. ХРУНИЧЕВА
II СТУПЕНЬ
керосин
ВЕРСААЬНЫЙ
РАКЕТНЫЙ
МОДУЛЬ
I СТУПЕНИ
02900
керосин
ЖРА
РД191
II ступень
I централь-
|ный блок
«Бриз-М»
¦ •
Легкий класс
60 м
20 м
10 м
Срелний класс
Тяжелый класс Сверхтяжелый класс
«Ангара-1.1»
Стартовая масса, т 145
«Ангара-1.2»
167
Масса полезной нагрузки при
Низкой
Нкр=200 км, 1=63° 2,0 3,7
Низкой
Нкр=5500 км, 1=63°
Геостационарной -
-
«Ангара-ЗА»
478
«Ангара-5А» «Ангара-5А» с «УКВБ»
772
пусках с космодрома Плесецк на орбите
14 24,5
2,3
1/0
6,6 E,2 с РБ «Бриз»)
4,0 B,8 с РБ «Бриз»)
790
28,5
8,0
5,0
Рис. 35. Проект РН «Ангара» на основе универсального ракетного модуля
91
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
на низких опорных орбитах 2-3,7 т до тяжелого с
грузоподъемностью до 24,5 т, а впоследствии и до 28,5 т.
В основу семейства носителей «Ангара» положен
универсальный ракетный модуль (УРМ). В его состав
входит блок баков окислителя, горючего и двигатель
РД-191. Модуль выполнен по схеме «моноблок» с
несущими баками. Однокамерный двигатель РД-191,
создаваемый в НПО «Энергомаш», работает на компонентах
керосин/жидкий кислород. Этот двигатель является
вариантом четырехкамерных двигателей РД-170 и
РД-171, устанавливавшихся на первых ступенях РН
«Энергия» и РН «Зенит-2» соответственно, и
двухкамерного двигателя РД-180, созданного для РН «Атлас».
Его тяга у земли 1923 кН, в пустоте - 2086 кН,
удельный импульс тяги на Земле - 3048 Н • с/кг, в пустоте -
3306 Н»с/кг. Для обеспечения управления
ракетой-носителем в полете двигатель закрепляется в карданном
подвесе (см. таблицу 2).
Масса заправки одного универсального ракетного
модуля до 127 т, сухая масса - 8,0 т. Длина УРМ
составляет 23 м, диаметр - 2,9 м. Эти размеры были выбраны,
исходя из имеющейся на Ракетно-космическом заводе
технологической оснастки.
Один такой универсальный ракетный модуль
является первой ступенью двух типов носителей легкого
класса, создаваемых в рамках программы «Ангара». В
качестве вторых ступеней на этих двух вариантах РН,
условно именуемых «Ангара-1.1» и «Ангара-1.2»,
используется, соответственно, центральная часть разгонного блока
«Бриз-М» и ракетный блок на базе блока «И»,
создаваемого для ракеты-носителя «Союз-2» (см. рис. 21).
Носитель среднего класса будет образован с помощью
добавления двух универсальных модулей (в качестве
первой ступени) к ракете-носителю легкого класса
«Ангара-1.2».
Носитель тяжелого класса «Ангара-5А» имеет первую
ступень, образованную из пяти блоков на основе
универсального ракетного модуля. Пять двигателей первой
ступени запускаются при старте ракеты одновременно,
но впоследствии двигатель центрального блока
дросселируется до 30% тяги и к моменту опорожнения
боковых модулей сохраняет достаточные запасы топлива
для продолжения полета.
Опорожнившиеся боковые модули сбрасываются, а
центральный модуль переводится на режим полной тяги.
Использование в составе ракет-носителей
универсальных ракетных модулей и широкая унификация
элементов с другими РН позволит резко сократить затраты
на изготовление и эксплуатацию носителей семейства
«Ангара» с высокими летно-техническими
характеристиками, которые обеспечат необходимую
конкурентноспособность на мировом рынке средств выведения.
Размерность и характеристики универсального
ракетного модуля позволяют рассматривать возможность его
применения в составе других средств выведения, в
частности в составе РН «Союз-2».
В качестве второй ступени рассматривается либо
ступень на компонентах кислород-керосин, аналогичная
применяемой на носителе «Ангара-1.2», но с
увеличенным запасом компонентов топлива, либо
универсальный кислородно-водородный блок («УКВБ»),
характеристики которого сохраняются такими же, как «УКВБ»
для носителя «Протон-М2».
В зависимости от конкретных задач на носителях
«Ангара» среднего и тяжелого классов предусмотрено
использование дополнительных ступеней:
- кислородно-водородного разгонного блока
(«КВРБ»);
- разгонного блока от РН «Протон-М» - «Бриз-М».
Полезная нагрузка размещается под
крупногабаритным головным обтекателем с диаметром 4,35-5,1 м.
Запуски всех типов РН семейства «Ангара»
планируются с космодрома Плесецк с максимальным
использованием существующих там сооружений
технического и стартового комплексов. Головным
разработчиком наземных комплексов является КБТМ
(генеральный директор и Генеральный конструктор Г. П.
Бирюков).
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ РАЗГОННЫЙ
БЛОК «КВРБ» представляет собой одноступенчатый
ускоритель, предназначенный для запусков различных
космических аппаратов. Конструкция «КВРБ»
позволяет выполнять многочасовой полет в условиях
космического пространства и осуществлять многократное
включение маршевого двигателя в процессе полета.
Конструкция и характеристики «КВРБ» позволяют
использовать его совместно не только с РН «Протон-
М», но и с целым рядом существующих и
перспективных РН среднего и тяжелого классов «Ангара», «Зенит»
и др. Это позволит заметно увеличить энергетические
возможности этих носителей по выведению тяжелых
полезных нагрузок на высокие энергетические орбиты.
Основные характеристики РБ «КВРБ»
Сухая масса, кг 3650
Масса заправляемых компонентов, кг 18200
Стартовая масса, кг до 22000
На блоке «КВРБ» установлен двигатель КВД1МЗ
тягой в пустоте 103 кН и удельным импульсом тяги в
пустоте 4611 Н»с/кг. Разработан в КБ химического
машиностроения имени А. М. Исаева.
Общий вид «КВРБ» представлен на рис. 34.
УНИВЕРСАЛЬНЫЙ
КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ БЛОК «УКВБ» представляет собой ступень
ракеты-носителя, оснащенную четырьмя двигателями
типа КВД1МЗ, но с однократным запуском в полете.
Длительность функционирования «УКВБ» в
самостоятельном полете составляет приблизительно 12 мин.
«УКВБ», как и «КВРБ», спроектированы таким
образом, чтобы с минимальными доработками могли быть
использованы как в составе носителя «Протон-М», так
и в «Ангаре» сверхтяжелого класса.
Основные характеристики блока «УКВБ»
Сухая масса, кг 7350
Масса заправляемых компонентов, кг 44000
Стартовая масса, кг до 51500
Общий вид «УКВБ» представлен на рис. 34.
921
ГКНГЩ им. М. В. ХРУНИЧЕВА
Стартовая масса, т -130,5
Масса конструкции, т 1 7,7
Алина посадочной полосы, км 2
Посадочная скорость, км/ч 270
U 30 J
воздушно-реактивный
двигатель
Рис. 36. Общий вид многоразового ускорителя «Байкал»
«БАЙКАЛ» МНОГОРАЗОВЫЙ
УСКОРИТЕЛЬ I СТУПЕНИ
Для улучшения экономических показателей при
эксплуатации ракет-носителей, а также решения весьма
актуальной в условиях внутриконтинентального
расположения российских космодромов проблемы
минимизации отчуждаемых для падения отработавших блоков
ракет-носителей полей на территории страны ГКНПЦ им.
М. В. Хруничева совместно с НПО «Молния»
прорабатывается использование возвращаемых к месту старта
первых ступеней многоразового применения.
Наиболее актуально исключение районов падения
для РН легкого класса, к которым предъявляются
требования возможности пусков в широком спектре
азимутов, поэтому в первую очередь применение многократно
используемых и возвращаемых ускорителей
разрабатывается применительно к носителю «Ангара-1.2» (тема
«Байкал») (рис. 36).
Ускоритель первой ступени «Байкал» создается с
заимствованием элементов конструкции и двигательной
установки универсального ракетного модуля У РМ и
оснащается складным крылом, поворотным хвостовым
оперением и вспомогательным турбореактивным
двигателем. Этот двигатель обеспечит крейсерский полет
ускорителя при возвращении на аэродром,
расположенный вблизи стартового комплекса. Посадка
осуществляется на шасси самолетного типа.
Использование многоразового ускорителя подобного
типа по мере его отработки в составе РН «Ангара»
вызывает заинтересованность применительно и к другим
ракетно-космическим системам.
93
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
МКБ «РАДУГА» РАЗРАБАТЫВАЕТ
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС «БУРЛАК
А. Я. Березняк
1912-1974
И. С. Селезнев
Машиностроительное конструкторское бюро (МКБ)
«Радуга», образованное в 1951 г. в городе Дубна
Московской области как филиал конструкторского бюро
А. И. Микояна, с 1966 г. стало самостоятельным
предприятием. До 1974 г. МКБ возглавлял главный
конструктор Александр Яковлевич Березняк, создатель первого
в СССР самолета с ракетным двигателем. С 1974 г.
руководителем МКБ «Радуга» стал Генеральный
конструктор Игорь Сергеевич Селезнев.
Основное направление деятельности МКБ - создание
беспилотных летательных аппаратов (БПЛА)
различного назначения, в основном военного, стартующих^
самолетов или с надводных кораблей и выполняющих
полет в широком диапазоне высот (от 0 до 100 км) и
скоростей (от околозвуковых до соответствующих
числам М=8). За период своей деятельности МКБ
«Радуга» реализовало более 20 проектов таких БПЛА.
С начала 90-х годов, в связи с сокращением заказов на
разработку БПЛА военного назначения, в МКБ
развернуты работы по ряду конверсионных проектов, среди
которых выделяется проект авиационно-космического
комплекса (АКК) «Бурлак». Концепция АКК «Бурлак»
сложилась из необходимости создания экономичного,
оперативного средства запуска на околоземные орбиты
высотой 500-2000 км легких космических аппаратов
(КА) массой 300-800 кг.
При разработке АКК «Бурлак» учтено большинство
требований перспективных разработчиков
спутниковых систем по массогабаритным параметрам
низкоорбитальных легких КА.
В состав АКК «Бурлак» входят:
- самолет-носитель Ту-160СК;
- двухступенчатая ракета-носитель «Бурлак»;
- самолетный командно-измерительный пункт
(СКИП) Ил-76СК;
- комплекс средств наземного обслуживания
(КСНО).
Дальность полета самолета Ту-160СК с РН «Бурлак» в
зону старта РН может достигать 5000 км, при условии
возвращения самолета-носителя на аэродром взлета, или
до 11000 км при перелете на другой аэродром (рис. 37).
Старт «Бурлака» может выполняться в любое время
года и суток, на любой широте, независимо от
климатических и погодных условий. РН может стартовать
как с крейсерского режима полета (Н = 10 км, М = 0,8),
так и со сверхзвукового режима полета (Н = 13,5 км,
М - 1,7).
Двухступенчатая РН «Бурлак» оснащена
жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) Р0.201 на первой
ступени и Р0.202 на второй (модификациями серийных
ЖРД РД-0244 и РД-0242), имеет стартовую массу
30,5 т - без учета массы КА. Масса заправляемого
топлива первой ступени - 23 т, второй - 4,5 т. Тяга ЖРД
первой ступени - 70 т, второй ступени - 8,5 т.
Система управления РН - инерциальная, комплекси-
руемая с навигационной аппаратурой спутниковых
систем ГЛОНАСС и НАВСТАР. На атмосферном участке
траектории для ее формирования используются
аэродинамические рули, а когда их эффективность в верхних
слоях и за ее пределами становится недостаточной,
управление по курсу и тангажу осуществляется
изменением направления вектора тяги ЖРД первой ступени, а
по крену - с помощью микроЖРД двигательной
установки реактивной стабилизации (ДУРС). Вторая
ступень управляется по крену и тангажу путем изменения
направления вектора тяги ЖРД, а по крену - с помощью
ДУРС.
ЖРД второй ступени может включаться
неоднократно (до 5 включений), что позволяет одной ракетой
обеспечивать запуск нескольких полезных нагрузок, в том
числе на различные орбиты, а после отделения КА
вторая ступень может быть переведена на орбиту с
коротким временем существования.
Энергетические возможности комплекса обеспечивают
вывод на экваториальную (полярную) орбиту высотой:
-200 км до 1100 G75) кг;
- 1000 км до 825 E50) кг.
РН «Бурлак» может быть оснащена третьей ступенью,
при этом проработан вариант «Бурлак-Т» с массой
полезной нагрузки, выводимой на низкую
экваториальную орбиту, до 1500 кг.
В отсеке полезной нагрузки объемом 4 м3 может
разместиться КА длиной до 3,5 м и диаметром до 1,4 м.
Расчетная надежность запуска КА на орбиту с помощью
АКК «Бурлак» составляет 0,96-0,98. Оперативность
запуска с момента поступления заявки, при наличии
готового к запуску К А, не более 2-3 суток.
Продолжительность подготовки полетных заданий для самолетов и
РН не превышает 4 часов.
94
МКБ «РАДУГА»
РА КЕТА-НОСИТЕЛЬ «БУРЛАК»
аппаратура
бортовой системы
управления
ЖРД 11-й ступени
маршевый ЖРД
1-й ступени
топливные баки
1-й ступени
сбрасываемый
хвостовой
обтекатель
топливные баки
11-й ступени
обтекатель
полезной
нагрузки
космический
аппарат
проставка
Стартовая масса
Количество ступеней
Тяга двигателей
первой ступени
второй ступени
Длина ракеты
Диаметр корпуса ракеты
Объем отсека полезной нагрузки
30,5 т
2
700 кН
8,5 кН
21,4м
1,6м
4 м!
Сброс
обтекателей
Работает двигатель
второй ступени
Этделение от
:амолета-носителя
Включение
первой ступени,
сброс хвостового
обтекателя
Отделение
первой ступени
Отделение
полезного
груза J?::
Выключение
второй ступени Повторное
включение
второй
ступени
САМОЛЕТ-НОСИТЕЛЬ TY-160CK
Рис. 37. Авиационно-космический комплекс «Бурлак»
95
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
БОЕВЫЕ РАКЕТЫ ДЛЯ КОНВЕРСИОННЫХ ПРОГРАММ
Одним из перспективных направлений в области
использования космоса становится разработка и
производство ракет-носителей легкого класса для запуска
малых космических аппаратов различного назначения
(связи, навигации, разведывательных) массой в
пределах 100-2500 кг. В основном, малые спутники будут
выводиться на низкую околоземную орбиту и только
10-15% из них на геостационарную. Возникла
реальная возможность и целесообразность использования
для этих целей межконтинентальных баллистических
ракет (МБР) и ракет, размещенных на подводных
лодках (БРПЛ). Для запуска космических объектов могут
быть использованы МБР и БРПЛ, снимаемые с
боевого дежурства как в связи с истечением сроков
эксплуатации, так и в связи с реализацией международных
договоров о сокращении стратегических
наступательных вооружений.
Использование боевых ракет для решения
народнохозяйственных задач может быть целесообразным для
промышленного производства в космосе уникальных
материалов и лекарственных препаратов, оказания
оперативной помощи терпящим бедствие в отдаленных
районах Земли. Двойное применение боевых ракет
является одним из направлений конверсии оборонного
комплекса страны и позволяет не только
компенсировать затраты на их ликвидацию, но и получить
значительный экономический эффект.
Нельзя сказать, что переоборудование МБР в ракеты-
носители космических аппаратов является новым
направлением создания средств выведения. Более того,
именно с этим направлением связана история создания
отечественных ракет-носителей. Так, путем
модернизации баллистической ракеты Р-7, спроектированной
ОКБ-1, было создано более 10 модификаций РН
(«Спутник», «Восток», «Молния», «Союз» и др.)- Как
правило, новые варианты РН возникали путем
установки на исходный пакет первой и второй ступеней Р-7
новых верхних ступеней и проведения минимальных
конструктивных изменений остальных элементов. При
этом масса полезного груза, выводимого этими
носителями на низкие орбиты, была увеличена с 1,5 т (РН
«Спутник») до 7 т (РН «Союз-У2»). Удачные
конструктивные решения, заложенные в базовую ракету Р-7, ее
большой технический потенциал и исключительно
высокий уровень надежности обеспечили «семерке»
самую долгую жизнь.
Ряд РН легкого класса на базе стратегических ракет
был создан в начале 60-х годов в НПО «Южное». Два
варианта РН «Космос» были созданы на базе
баллистических ракет Р-12 и Р-14, а на базе ракеты Р-36 была
создана РН «Циклон».
В середине 60-х годов с пуском баллистической
ракеты УР-500 открылось направление, связанное с
созданием РН тяжелого класса. Основные работы
проводились в КБ «Салют», где на базе ракеты УР-500 было
создано несколько вариантов РН тяжелого класса
«Протон» с грузоподъемностью более 20 т.
Не прошли мимо данного направления создания
средств выведения и США. Так, межконтинентальные
баллистические ракеты послужили основой для
создания РН семейств «Юпитер», «Тор», «Дельта», «Атлас»,
«Титан».
В настоящее время в связи с существенным
сокращением стратегических наступательных вооружений
работы в данном направлении получили новый импульс в
своем развитии.
Одной из важных составляющих триады
стратегических ядерных сил являются атомные подводные лодки с
баллистическими ракетами. Головным предприятием
России по созданию БРПЛ является Государственный
ракетный центр «Конструкторское бюро имени
академика В. П. Макеева» (КБМ). КБМ в рамках конверсии
БРПЛ провело дооснащение некоторых ракет для
использования их в коммерческих целях. Запуски ракет-
носителей предполагается производить из пусковых
установок подводных лодок, наземных пусковых
установок и с использованием самолетов-носителей.
Первый успешный подводный старт ракеты-носителя
«Волна» осуществлен в июне 1995 года. На
суборбитальную траекторию была выведена и доставлена на
Землю капсула (спускаемый аппарат) с полезным грузом.
7 июля 1998 года впервые в мировой практике был
произведен запуск немецких микроспутников Tubsat-N
и Tubsat-N 1 с помощью переоборудованной морской
баллистической ракеты РСМ-54 («Штиль») из
подводного положения из района Баренцева моря. Спутники
выведены на орбиту с параметрами: апогей 740 км, пе-
регей 400 км.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ ЛЕГКОГО
КЛАССА «РОКОТ»
Ракета-носитель легкого класса «Рокот» создана на
базе МБР УР-100НУ, которая была принята на
вооружение в 1975 г. Разработчик ЦКБМ, конструктор В. Н.
Челомей, изготовитель - завод им. М. В. Хруничева.
Она известна как SS-19 по зарубежной терминологии и
РС-18 A5А35) в рамках договора ОСВ-1, согласно
которому эта ракета снимается с боевого дежурства.
Согласно договора СНВ-2 все тяжелые ракеты должны
быть ликвидированы до 1 января 2007 года. Наличие
большого количества освобождающихся при этом
двухступенчатых ракетных блоков позволило КБ «Салют»
провести конверсию МБР УР-100НУ и создать на ее
базе ракету-носитель для КА. Для этого к имеющемуся
ракетному блоку в качестве третьей ступени добавлен
разгонный блок «Бриз-КМ». Ракета-носитель «Рокот»
выполнила в период 1990-1994 гг. три успешных пуска.
Первый пуск состоялся 20 ноября 1990 года из шахтной
пусковой установки (ШПУ) на космодроме Байконур
96
БОЕВЫЕ РАКЕТЫ АЛЯ КОНВЕРСИОННЫХ ПРОГРАММ
Основные тактико-технические характеристики ракет-носителей на базе
межконтинентальных баллистических ракет
Таблица 8
Ракета-
носитель
Стартовая масса, т
Количество ступеней
Масса полезного груза
на опорной орбите, т
Компоненты топлива
Ракета-прототип
«Рокот»
(«Стрела»)
107A06)
3C)
1,9A,8)
(Нкр=200км,
j=63°)
АТ/НАМГ
РС-18
(SS-19)
РС-20К
«Днепр»
211
3
3,75
(Нкр=200 км,
i=51°)
АТ/НАМГ
РС-20(УР-100Н)
(SS-18)
«Старт»
(«Старт-1»)
60 D7)
5D)
0,7 @,49)
(Нкр=200 км,
i=90°)
твердое
(смесевое)
РС-12М
(SS-25)
«Прибой»
100
5
1,5
(Нкр=200 км,
i=63°)
твердое
АТ/НАМГ
РСМ-52
(SS-N-20)
«Штиль-2Н»
40,3
3
0,3
(Нкр=200 км,
i=77°)
АТ/НАМГ
РСМ-54
по баллистической траектории. Второй пуск состоялся
20 декабря 1991 года также по баллистической
траектории из ШПУ на Байконуре, третий пуск - 26 декабря
1994 года из наземной ПУ на Байконуре. Четвертый
пуск состоялся 16 мая 2000 года на космодроме Плесецк.
РН «Рокот» способна выводить полезный груз массой
до 1850 кг на орбиту высотой 200 км, i = 63°. При этом
ракета (без полезного груза) имеет стартовую массу 107 т.
Длина РН 28,5 м. Ступени соединены
последовательно (схема «тандем»). Разделение первой и второй
ступеней осуществляется по «полугорячей схеме», третьей и
второй - по «холодной». Все ступени используют дол-
гохранимые компоненты топлива - AT и НДМГ. Под
обтекателем третьей ступени возможно размещение
полезного груза диаметром 2,26 м.
Конструктивно-компоновочная схема РН «Рокот»
представлена на рис. 38. Принцип конструирования
баковых и небаковых отсеков, используемые для них
материалы и производственная база те же, что и у РН
«Протон». Особенности конструкции РН «Рокот»
связаны с тем, что ее прототип проектировался для шахтной
установки. Так, обе ступени имеют топливные отсеки с
совмещенными днищами при переднем размещении
окислителя. Верхнее днище бака окислителя первой
ступени имеет сложную форму и состоит из конической
части, направленной внутрь бака, и сферической
центральной части, имеющей выпуклость наружу. В
образовавшемся таким образом пространстве размещается сопло
маршевого ЖРД второй ступени. В связи с этим
переходный отсек оказывается небольшим и выполнен
всецело с топливным отсеком из алюминиевого сплава
АМг-6. Для крепления третьей ступени (РБ «Бриз-
КМ») к исходной второй ступени добавлен переходный
отсек клепаной конструкции. Полезный груз и головной
обтекатель устанавливаются на третью ступень по
традиционной для ракет-носителей схеме. Головной
обтекатель - углепластиковый с сотовым заполнителем.
Двигательная установка первой ступени состоит из
четырех маршевых ЖРД с тягой по 470 кН A х РД-0233 +
3 х РД-0234). Каждый ЖРД установлен с помощью
подшипников в шарнирном двухбалочном подвесе,
обеспечивающем отклонение двигателя с помощью
гидропривода. ЖРД имеет турбонасосную систему топливопода-
чи с дожиганием окислительного газа.
Двигательная установка второй ступени состоит из
маршевого ЖРД РД-0235, четырехкамерного рулевого
двигателя РД-0236. Маршевый ЖРД имеет схему с
дожиганием, а рулевой - без дожигания генераторного
газа. Общая тяга двигательной установки составляет
255 кН.
Система наддува баков обеих ступеней выполнена по
аналогии с системой наддува РН «Протон». РН «Рокот»
эксплуатируется совместно с транспортно-пусковым
контейнером, на котором размещены заправочные
горловины.
Разделение первой и второй ступеней происходит за
счет тяги рулевого двигателя второй ступени, который
запускается до подачи команды на выключение ЖРД
первой ступени. Торможение первой ступени
осуществляется пороховыми двигателями, установленными на
хвостовом отсеке.
Разгонный блок «Бриз-КМ» оснащен жидкостным
ракетным двигателем многоразового (до 5 раз) включения,
позволяющим осуществлять выведение космических
аппаратов по энергетически оптимальным траекториям, а
при групповом выведении разводить спутники на
требуемые орбиты. Сухая масса разгонного блока «Бриз-КМ»
1500 кг, масса окислителя (N2O4) ~ 3300 кг, масса
горючего (НДМГ) - 1665 кг.
Коммерческую эксплуатацию РН «Рокот»
осуществляет российско-германское предприятие Eurockot.
Первый пуск произведен с космодрома Плесецк в мае
2000 года боевыми ракетами РВСН.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «СТРЕЛА»
Научно-производственным объединением
машиностроения, возглавляющим кооперацию предприятий,
участвовавших в создании комплекса МБР РС-18,
разработан вариант переоборудования ракеты РС-18 в
космическую ракету-носитель «Стрела» (рис. 38).
Основной концепцией, реализованной в проекте
космического ракетного комплекса «Стрела», является
сохранение максимальной преемственности по
отношению к базовому ракетному комплексу МБР РС-18. Так,
в качестве основного принят вариант стартового
комплекса с шахтной пусковой установкой - полным
аналогом ШПУ МБР РС-18. Не претерпевают изменений
97
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
30 м
20 м
10 м
головной
обтекатель
полезный
груз
РБ «Бриз-КМ»
ндмг
двигатель
14Д30
рулевые
двигатели
,переходный
отсек
окислитель N2O4
горючее НАМГ
чдвигатели
РА-0236
двигатель
РД-0235
бак окислителя,
N2O4
бак горючего,
'НДМГ
02500
двигатели
3 х РД-0233,
1 х РД-0234
головной аэродин
„мический обтекат
с переходником
космический
аппарат
отсек системы
управления
топливный бак
разгонной ступен
переходной
отсек
бак
окислителя
. бак
горючего
маршевый
двигатель
РД-0229
чрулевые
двигатели
РД-0230
бак окислителя,
N2O4
бак горючего,
,ндмг
03000
маршевый
/двигатель
4 х РД264
«РОКОТ
«СТРЕЛА»
«ДНЕПР»
Рис. 38. Конверсионные ракеты-носители «Рокот», «Стрела», «Днепр»
981
БОЕВЫЕ РАКЕТЫ АЛЯ КОНВЕРСИОННЫХ ПРОГРАММ
м
Стартует РИ «Днепр
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
первая и вторая ступени блока ускорителей и транс-
портно-пусковой контейнер. Найденные технические
решения позволили использовать в качестве разгонного
блока космической головной части ракеты-носителя
«Стрела» агрегатно-приборный блок МБР РС-18 со
штатной системой управления ракетой (при этом
наземный сегмент системы управления и прицеливания
также сохраняются практически без изменений).
Единственным новым элементом РН «Стрела» по
отношению к МБР РС-18 является отсек
измерительной аппаратуры, входящий в состав космической
головной части (КГЧ), имеющий диаметр 2400 мм и
высоту 800 мм и используемый для размещения в нем
аппаратуры телеметрических и внешнетраекторных
измерений, аварийного выключения двигателей
ускорителей I и II ступеней, дополнительной системы
стабилизации на участке пассивного полета и бортовых
источников питания.
Космическая головная часть, включающая отсек
измерительной аппаратуры и подставку для крепления
космического аппарата, может оснащаться
обтекателями двух типов - штатным обтекателем ракеты РС-18
(вариант КГЧ-1) и обтекателем увеличенных размеров,
отработанным при проведении экспериментальных
пусков ракеты РС-18 (вариант КГЧ-2).
Реализация такого варианта переоборудования МБР
в ракету-носитель «Стрела» позволяет распространить
на нее высокие показатели надежности базовой ракеты:
142 успешных пуска из 145 произведенных.
Совместным решением Министерства обороны
Российской Федерации, Российского авиакосмического
агентства и НПО машиностроения основным местом
запуска ракеты-носителя «Стрела» определен новый
космодром Свободный. Отдельные запуски
ракеты-носителя «Стрела» могут производиться с космодрома
Байконур с использованием имеющейся наземной
инфраструктуры.
В соответствии с имеющимися трассами пусков с
космодрома Байконур может быть осуществлено
выведение КА на орбиты с наклонением 63°. С космодрома
Свободный возможно выведение КА на орбиты с
наклонением 52-61° и 90-97°.
Таким образом, на основе практически полного
использования материальной части и технологий выводимых из
эксплуатации МБР РС-18 создана ракета-носитель
легкого класса, которая при сравнительно невысоких
затратах на проведение запуска (ввиду малого объема вновь
изготавливаемых узлов и агрегатов высокой степени
отработанности технологии подготовки пуска) делает ее
весьма конкурентоспособной на мировом рынке.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ДНЕПР»
Основой РН «Днепр» является мощная
межконтинентальная баллистическая ракета Р-36М A5А14),
наименование по СНВ-1 - РС-20А, код НАТО SS-18 (Satan),
разработчик КБ «Южное», главный конструктор В. Ф.
Уткин. Обладает высокими энергетическими
возможностями, точностью выведения и надежностью в полете.
Стартовая масса 211 т.
Программа реализуется Международной космической
компанией «Космотрас», в которую входят КБ «Южное»,
Южный машиностроительный зав'од, ЦНИИмаш и
другие российские и украинские предприятия.
Конструктивная схема ракеты позволяет создать на ее
основе ракету-носитель «Днепр», отвечающую всем
требованиям к средствам выведения КА массой до 4,0 т.
Общая длина ракеты -34,3 м, диаметр 3,0 м. На ракете
применяются высококипящие компоненты топлива -
азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин.
В состав РН «Днепр» входят: первая, вторая и
разгонная ступени, переходники первой и второй ступеней,
головной аэродинамический обтекатель с
переходником. Все составные части ракеты-носителя, за
исключением переходника обтекателя, являются штатными
ракеты-носителя РС-20А и используются без доработок
(рис. 38).
Космический аппарат устанавливается на корпус
разгонной ступени при помощи вновь изготовленной про-
ставки.
Двигательные установки всех ступеней ракеты
используются без доработок. На первой ступени - четыре
однокамерных качающихся двигателя РД-264,
выполненных по замкнутой схеме, на второй - маршевый
однокамерный двигатель РД-0229 и четырехкамерный
рулевой РД-0230 (блок РД-0228).
Система управления - инерциальная, высокоточная на
базе БЦВМ, доработанная в части програмно-математи-
ческого обеспечения, электрической связи КА с
наземной проверочно-пусковой аппаратурой и ввода
служебных команд в КА в процессе предстартовой подготовки и
полета.
Старт ракеты-носителя - минометный из транспорт-
но-пускового контейнера. Двигательная установка
первой ступени носителя запускается после выхода
носителя из транспортно-пускового контейнера.
Разделение ступеней путем сброса давления из
топливного бака. Отделение КА от разгонной ступени
производится путем увода отделяющейся части разгонной
ступени от КА при работе двигателя на
дросселированном режиме.
Время нахождения носителя в готовности к пуску не
ограничено и определяется возможностями КА,
установленного на носителе.
При переносе пуска проведение дополнительных
работ по носителю не требуется.
Из числа испытательных, контрольных и учебных
пусков серийных ракет было только четыре пуска, при
которых задачи были выполнены не полностью. Полетная
надежность носителя оценивается величиной 0,97.
Первый запуск аналога РН «Днепр» осуществлен в
апреле 1999 года с космодрома Байконур. На орбиту
был выведен английский научно-экспериментальный
спутник. Второй запуск осуществлен в сентябре 2000
года. На орбиту доставлены итальянский и
малазийский спутники.
1001
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ЦЕНТР «КОМПЛЕКС МИТ»
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ЦЕНТР «КОМПЛЕКС МИТ»
Ю. С. Соломонов
В начале 90-х годов
кооперацией промышленных
предприятий,
возглавляемой Научно-техническим
центром «Комплекс
МИТ», созданным при
Государственном
предприятии «Московский
институт теплотехники»,
разработаны и испытаны две
унифицированные
твердотопливные
ракеты-носителя -
четырехступенчатая «Старт-1» и
пятиступенчатая «Старт».
Ракеты-носители
предназначены для запуска малогабаритных космических аппаратов
различного назначения. В ракетах-носителях
используется материальная часть межконтинентальных
баллистических ракет РС-12М «Тополь» (SS-25). Более 95%
массы ракеты-носителя «Старт-1» составляют ранее
созданные узлы, системы и агрегаты МБР.
МБР «Тополь» разработана московским институтом
теплотехники. Генеральный конструктор - А. Д. Нади-
радзе. Ее первый запуск состоялся в 1982 г. В 1987 г.
институт возглавил Б. Н. Лагутин. Первый пуск МБР
«Тополь-М» осуществлен в 1997 г. В 1997 г. директором
МИТ назначен Ю. С. Соломонов.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «СТАРТ»
Ракеты-носители «Старт-1» и «Старт» включают,
соответственно, четыре и пять последовательно
расположенных разгонных двигательных установок, а также
доводочную двигательную установку. Двигательные установки
трех нижних разгонных ступеней РН «Старт-1» (рис. 39)
представляют собой ДУ соответствующих ступеней МБР
«Тополь». Ракета-носитель «Старт» отличается введением
дополнительной ДУ между двигательными установками,
используемыми на первой и второй ступенях РН
«Старт-1». Ракеты-носители семейства «Старт»
отличаются следующими особенностями:
Основные характеристики РН «Старта
Наименование
Число разгонных АУ
Стартовая масса, т
Алина, м
Аиаметр, м
«Старт»
5
60
29
1,8
«Старт-1»
4
47
22,7
1,8
Данные об эксплуатационных
В разгонных двигательных установках используется
взрывобезопасное смесевое твердое топливо с высоким
удельным импульсом.
Корпуса ДУ выполнены из высокопрочных
композиционных материалов.
На ДУ первой ступени, работающей на атмосферном
участке траектории, установлены раскрываемые при
старте решетчатые стабилизаторы и аэродинамические рули.
На второй и третьей ступенях РН «Старт-1» в
качестве органов управления применены устройства вдува
газа в закритическую часть сопла, а на последней ступени
обеих ракет и на второй ступени РН «Старт» -
поворотные управляющие сопла.
Компенсацию ошибок кинематических параметров,
накопленных на момент завершения работы разгонных
ДУ, осуществляет твердотопливная добавочная
двигательная установка. Поток продуктов сгорания истекает
в сторону, противоположную КА, что исключает
загрязнение его поверхности.
Высокая точность выведения КА обеспечивается
применением системы управления РН на базе
бортового цифрового вычислительного комплекса и
прецизионных гироприборов.
Отделение КА и сброс обтекателя осуществляется
пружинными толкателями.
В целях защиты от неблагоприятных воздействий и
механических повреждений ракеты-носители семейства
«Старт», начиная с вывоза с завода-изготовителя и до
пуска, постоянно находятся внутри выполненных из
композиционных материалов толстостенных транс-
портно-пусковых контейнерах (ТПК).
При проведении предстартовых операций РН
находится в горизонтальном положении. Подъем ТПК с РН
в вертикальное положение осуществляется
непосредственно перед стартом.
Ракета выбрасывается из ТПК давлением
продуктов сгорания специального стартового порохового
аккумулятора давления. Запуск ДУ первой ступени
производится после полного выхода РН из ТПК.
Все разгонные двигательные установки работают до
полного выгорания топлива, при этом
продолжительность работы каждой ДУ составляет около минуты.
Исходя из энергетических возможностей, РН
«Старт-1» может выводить на круговые приполярные
орбиты высотой 200-1000 км КА массой порядка
490-1000 кг соответственно, а РН «Старт» может
вывести КА массой порядка 63,5-210 кг.
Пуски ракет-носителей семейства «Старт»
осуществляются с российских космодромов Плесецк и Свободный с
обеспечением широкого диапазона наклонения орбит.
Таблица 9
пусках РН «Старт», «Старт-1»
Номер Аата пуска Космодром
Полезный груз
Пуск
Ракета-носитель
Полностью успешный «Старт-1»
Полностью успешный «Старт-1»
Частично успешный «Старт»
Полностью успешный «Старт-1»
Полностью успешный «Старт-1»
Полностью успешный «Старт-1»
1 03.1993 Плесеик
2 03.1995 Свободный
3 03.1997 Свободный
4 12.1997 Свободный
5 08.2000 Свободный
6 02.2001 Свободный
КА, разработанный «МИТ», i=76°
КА «ЗБЯ» Минобороны НПО ПМ
КА Texat, Израиль ЭКАГП «МИТ»
Научный блок института
им. Штернберга
КА Early Bird EWI (США)
КАЭРОС-А1, Израиль
КА
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
30 м
20 м
головной
обтекатель
/платформа
системы
управления
агрегатный отсек с
"доводочной
двигательной установкой
соединительный
ч
отсек 5
^двигательная
установка V ступени
соединительный
отсек 4
чдвигательная
установка IV ступени
ч соединительный
отсек 3
двигательная
установка III ступени
_ бортовая
кабельная сеть
соединительный
отсек 2
двигательная
установка II ступени
головной
обтекатель
/платформа
системы
управления
агрегатный отсек с
доводочной
двигательной установкой
соединительный
"отсек 4
_двигательная
установка IV ступени
соединительный
отсек 3
двигательная
установка III ступени
бортовая
кабельная сеть
соедин ительн ы и
отсек 2
10 м
соединительный
отсек 1
двигательная
установка II ступени
соединительный
отсек 1
двигательная
установка I ступени
двигательная
установка I ступени
хвостовой отсек с
решетчатыми
аэродинамическими ру-
_лями и
стабилизаторами и газовыми
рулями
Рис. 39. Ракеты-носители «Старт», «Старт-1»
хвостовой отсек с
решетчатыми
аэродинамическими
рублями и
стабилизаторами и газовыми
рулями
1021
PUSKOVIE
USLUGI
ЗАКРЫТОЕ АШИОНЕРНОЕ
ОБЩЕСТВО
«ПУСКОВЫЕ УСЛУГИ»
Россия
127276, г. Москва
Березовая аллея, 10/1
факс+ / иуь wl-ы-а
Закрытое акционерное общество
«Пусковые услуги»
создано
в целях объединения и контроля маркетинговой
деятельности российских операторов запусков на рынке
легких ракет-носителей;
для продвижения на международном рынке услуг по
запуску малогабаритных спутников мирного назначения
с использованием ракет-носителей семейства
«Старт» и «Космос»
для привлечения инвестиций для развития предприятий
ракетно-космической отрасли промышленности.
Запуски осуществляются с космодромов России:
Плесецк, Капустин Яр, Свободный.
Старт РН « Космос-ЗМ»
Предстартовая
подголовка РН «Kocmoc-LV»
г космодроме Плесецк
J
:
-^Ящ^¦; ';^Ц
С. М. Зинченко
Генеральный директор ЗЛО
«Пусковые услуги»
ЗАО «Пусковые услуги»
пользуется благоприятным отношением Правительства РФ
и работает в тесном контакте с Ракетньми войсками
стратегического назначения и Росавиакосмосом.
уделяет большое внимание снижению всех видов рисков;
оказывает заказчикам полный комплекс услуг по запуску
полезных нагрузок:
• маркетинг;
• содействие в получении импортно-экспортных лицензий;
• охрана технологий;
• управление программой;
• проектирование интерфейса и выпуск сборочной
документации;
• взаимодействие организаций в ходе предстартовой
подготовки;
• обеспечение оборудованием и услугами на космодроме;
• предоставление полетной информации и возврат
оборудования заказчика и т.д.
Вопросы изготовления и подготовки ракет-носителей,
наземной инфраструктуры, выдача заключений о готовности к
пуску обеспечиваются существующей кооперацией
промышленности, возглавляемой НТЦ «Комплекс-МИТ» и ПО
«Полет», во взаимодействии с Минобороны РФ и другими
ведомствами.
Все работы осуществляются без привлечения бюджетных
средств на основе заключаемых «Пусковыми услугами»
контрактов на запуски в соответствии с полученной лицензией
Росавиакосмоса № 292 и в строгом соответствии с
российско-американским Договором «О коммерческих запусках»,
Договорами по СНВ и РКРТ, а также другими
международными соглашениями.
Запуск ракеты-носителя «Старт»
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
МОРСКИЕ РАКЕТЫ ГОСУДАРСТВЕННОГО РАКЕТНОГО
ЦЕНТРА имени АКАДЕМИКА В. П. МАКЕЕВА
В. П. Макеев
1924-1985
Конструкторское бюро
машиностроения (КБМ),
преобразованное в 1993 г.
в Государственный
ракетный центр «КБ имени
академика В. П. Макеева»
(ГРЦ «КБ им. Макеева»),
до недавнего времени
было одним из наиболее
закрытых оборонных
учреждений.
Это и не удивительно,
так как оно являлось
практически единственным в
нашей стране
разработчиком одного из важнейших составляющих элементов
стратегической триады - баллистических ракет для
подводных лодок (БРПЛ).
Расположен Ракетный центр в городе Миассе
Челябинской области. Но родился он не в Миассе, а
неподалеку - в Златоусте, где в 1947 г. было сформировано
специальное конструкторское бюро № 385 (СКБ-385),
предназначенное для разработки баллистических ракет
дальнего действия.
В 1955 г. один из учеников С. П. Королева 30-летний
ведущий конструктор ракеты Р-11 Виктор Петрович
Макеев назначается главным конструктором СКБ-385.
Возрастающие масштабы деятельности потребовали
расширения СКБ. С этой целью в 1959 г. оно
перебазируется в Миасс - здесь с 1955 г. велось строительство
дублера НИИ-88 и НИИ-229. В одном из построенных
корпусов и разместились морские ракетчики, создав со
временем уникальную лабораторно-эксперименталь-
ную базу и городок машиностроителей.
Под руководством В. П. Макеева (в 1977 г. он
становится Генеральным конструктором) в КБМ
разрабатываются уникальные образцы БРПЛ. 25 октября 1985
года скончался В. П. Макеев.
С 1985 по 1998 г. Генеральным конструктором был
И. И. Величко. С 1998 г. Государственным ракетным
центром имени В. П. Макеева руководит Генеральный
конструктор Владимир Григорьевич Дегтярь.
Произошедшие в нашей стране большие перемены
поставили перед уральскими конструкторами ряд новых
Тип ракеты
Способ старта
Алина/диаметр, м
Объем зоны ПГ, м3
Масса ПГ 0=79°), кг
Высота орбиты, км
«Штиль»
наземный
подводная лодка
14,8/1,9
0,195
2x80/1 х80/1 х80
200/400/600
«Штиль-2.1»
наземный
16/1,9
0,25
200/140/50
200/400/600
«Штиль-2»
наземный
18,3/1,9
1,87
300/200/140
200/400/600
«Штиль-3»
наземный
18,3/1,9
1,87
430/360/240
200/400/600
трудных задач, среди которых одна из важнейших -
конверсия.
Первый шаг на этом пути был сделан в направлении
использования в мирных целях уже существующих
боевых ракет при их минимальных доработках. Одной из
них, в частности, явилась модифицированная ракета
РСМ-25 (S-N-6), получившая название «Зыбь». С
использованием этой ракеты в кооперации с ВМФ в 1991 |
и 1993 гг. было выполнено три экспериментальных пус- |
ка для отработки ряда перспективных технологий,
связанных с использованием условий микрогравитации,
возникающих в суборбитальном полете. Ракета «Зыбь»
была оснащена спасаемым летательным аппаратом,
обеспечивающим его «мягкое» приземление вместе с
научной аппаратурой. В дальнейшем для
использования в составе модифицированной ракеты РСМ-50
(SS-N-18), получившей название «Волна», был
разработан более совершенный спасательный аппарат «Волан».
В 1995 г. был проведен успешный запуск по
суборбитальной траектории РН с научной аппаратурой Бремен-
ского университета.
ГРЦ разработаны варианты модернизации РН
семейства «Штиль» на базе технологий и элементов ракеты
РСМ-54, предназначенных для запуска
низкоорбитальных малогабаритных космических аппаратов. Пуски
могут производиться с имеющегося наземного
стартового комплекса, расположенного на севере России.
Среди новых проектов ГРЦ «КБ имени академика
В. П. Макеева» необходимо упомянуть
ракетно-космический комплекс нового поколения «Рикша».
Главной особенностью этой двухступенчатой ракеты
является использование экологически чистых и
дешевых компонентов ракетного топлива - жидкого
кислорода и сжиженного природного газа (метана). Для
данной РН предлагается три вида старта:
- стационарный (основной вариант) в виде быстро
возводимого стартового комплекса с максимальной
заводской готовностью;
- мобильный - с полным комплексом средств
хранения топлива и оборудования для осуществления запуска;
- морского базирования с дооборудованных траулеров.
Комплекс «Рикша» включает в себя семейство
двухступенчатых ракет-носителей легкого класса
на криогенных компонентах топлива. В качестве ба-
1041
ГРЦ им. В, П. МАКЕЕВА
головной
обтекатель
г полезный
груз
двигатели
ЗД-36
окислитель
N2O4
. горючее
НДМГ
ЖРА 111-й
''ступени ЗД-39
горючее
'ндмг
окислитель
N2O4
40 м
ЖРД 11-й
'ступени
РД-0242
окислитель
'N2O4
30 м
20 м
ЖРД 11-й
ступени
РД-185
10 м
маршевый
двигатель
РД-182
«РИКША» «РИКША-1» «РИКША-2»
ПРОЕКТ РН «РИКША»
горючее
' НДМГ
двигатели
1-й ступени
РД-0243
(РА-0244 и
РД-0245)
КОНВЕРСИОННАЯ
РН «ШТИАЬ-2»
Рис. 40. Ракеты-носители ГРЦ
им. академика В. П. Макеева
1105
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Тип ракеты
«Рикша»
< Рикша-1»
«Рикша-2»
Стартовая масса ракеты, т
Тип системы управления
Максимальное время выведения, ч
Тип топлива
Число включений двигателя:
I ступень
II ступень
Объем полезной нагрузки, м3
около 180
автономная с коррекцией
по внешним ориентирам
5
Жидкий
кислород/сжиженный природный газ
1
до 5
50
около 135
автономная с коррекцией
по внешним ориентирам
5
Жидкий
кислород/сжиженный природный газ
1
до 5
до 50
около 65
автономная с коррекцией
по внешним ориентирам
0,65
Жидкий
кислород/сжиженный природный газ
1
до 5
13
зовой разрабатывается наиболее тяжелая ракета
«Рикша»; две другие формируются из ракетных
блоков базовой.
Первая ступень базовой ракеты состоит из трех блоков
- двух боковых и центрального. Ракетные блоки
оснащаются двигателями (по одному на каждом блоке) РД-182
(модификация двигателя РД-120, дорабатываемого под
горючее - сжиженный природный газ). Вторая ступень с
двигателем РД-185 многократного включения
унифицирована для всех ракет. Для управления ракетой при
неработающем маршевом двигателе применяется блок
ориентации и стабилизации. В качестве компонентов
топлива на нем используются газообразный кислород и
природный газ. Сборочно-защитный блок включает в себя
головной обтекатель и переходник. Он стыкуется с
корпусом аппаратурного отсека, в котором размещаются
герметичный приборный отсек, контейнеры с
аппаратурой бортового измерительного комплекса, элементы
системы обеспечения безопасности при аномальном полете.
Аппаратурный отсек стыкуется со второй ступенью.
Бортовая система управления имеет два режима
работы:
- радиоинерциальный с коррекцией параметров
движения по информации от космических навигационных
систем ГЛОНАСС и NAVSTAR;
- автономный инерциальный.
Ракета «Рикша-1» представляет собой базовую ракету
без одного бокового ракетного блока. Первая ступень
ракеты «Рикша-2» создается на основе бокового
ракетного блока базовой ракеты.
Одной из основных особенностей
ракетно-космического комплекса «Рикша» является применение
нового горючего - сжиженного природного газа
(СПГ). Использование СПГ в качестве горючего с
жидким кислородом позволяет обеспечить
минимальную экологическую нагрузку на окружающую среду
как при штатном сгорании, так и при падении
отработавших ступеней, упростить межпусковую обработку
полостей двигателей и повысить эксплуатационную
надежность.
Комплекс «Рикша» разрабатывается для двух
вариантов старта: наземного и морского.
Работы по внедрению сжиженного природного газа
(он состоит в основном из метана) проводятся уже
много лет.
Как о ракетном горючем о метане говорили более 60
лет назад В. П. Глушко и Г. Э. Лангемак. Однако с тех
пор на многие годы ему, как и водороду, дорога в
ракетную технику была закрыта. Самая существенная
причина такой дискриминации - низкая плотность этих
веществ в жидкой фазе. Для таких компонентов
требуются большие баки. Например, жидкий водород имеет в
11-12 раз больший объем, чем керосин той же массы.
Это усложняет, утяжеляет конструкцию ракеты, делает
ее более громоздкой. В то же время из-за гораздо
меньшего, чем у жидкого углеводородного горючего,
молекулярного веса ЖРД на метане должны иметь гораздо
более высокие энергетические показатели. Это дает
выигрыш в величине выводимой полезной нагрузки.
В НПО «Энергомаш» ведется целенаправленное
исследование путей использования метана в ЖРД разной
тяги - от 1 до 200 т, начавшееся в 1981 г.
Прорабатывались различные сферы его применения и схемные
решения. Метан, занимающий по своим свойствам
промежуточное положение между керосином и водородом, был
признан перспективным горючим.
Выгодно и то обстоятельство, что диапазоны
температур, когда метан находится в жидком состоянии
(от -160 до -182°С), практически совпадают с
температурой жидкого кислорода (от -170° до -187°С).
Использование такой топливной пары позволяет
применить ряд конструктивных решений, способствующих
существенному уменьшению габаритов ракеты и
массы ее конструкции.
Немаловажны и экологические аспекты. Метан почти
не имеет примесей, и состав выхлопных газов, когда
окислителем служит кислород, значительно чище, чем в
случае с керосином. А при аварийных проливах
сжиженный газ не образует с кислородом взрывоопасных смесей,
быстро улетучивается и не загрязняет почву и воду.
106
РЕЗУЛЬТАТЫ ПУСКОВ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
РЕЗУЛЬТАТЫ ПУСКОВ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
В октябре 1947 года на полигоне Капустин Яр
состоялся первый пуск баллистической ракеты Р-1, точной
копии немецкой ракеты «Фау-2». В феврале 1955 года
принято Постановление Совета Министров СССР о
строительстве в районе железнодорожной станции Тю-
ра-Там полигона Байконур для испытаний МБР типа
Р-7, разработанной ОКБ С. П. Королева. В мае 1957
года состоялся первый испытательный пуск МБР Р-7,
закончившийся аварией, а в августе того же года
успешный запуск.
В 1963 г. принято Постановление Совета Министров
СССР о создании научно-исследовательского
испытательного полигона Плесецк, расположенного в
Архангельской области вблизи города Мирный. В марте 1966
года в Плесецке состоялся первый запуск космического
аппарата («Космос-112»).
В связи с распадом СССР Байконур и ряд наземных
измерительных пунктов оказались на территории
других государств. Плесецк становится единственным
национальным космодромом России. В 1993 г. начаты
работы по созданию нового космодрома Свободный в
Свободненском районе Амурской области. Из-за
территориальной близости к экватору планируется
возложить на него основную нагрузку Байконура. Указ об o6v
разовании космодрома Свободный подписан
Президентом Б. Н. Ельциным 01 марта 1996 года.
При эксплуатации ракетно-космической техники
возникают драматические, а порой и трагические события.
Всего при катастрофах погибло 224 человека. Самая
страшная из них произошла в октябре 1960 года на
Байконуре, когда от взрыва готовящейся к старту новой
межконтинентальной баллистической ракеты Р-16
(8К64, разработчик - ОКБ-586, главный конструктор -
М. К. Янгель) погибло сразу около 100 человек, а позже
от ран и ожогов умерло еще 62. Были трагедии и на
космодроме Плесецк.
При запуске РН типа «Космос» 16 июня 1973 года
погибло 9 человек, а при пуске ракеты типа Р-7 А 18 марта
1980 года погибло 49 человек.
После той трагедии у нас не было ни одного
аварийного пуска с гибелью людей. Так при взрыве на Байконуре
4 октября 1990 года люди не пострадали потому, что на
стартовом комплексе внедрена прогрессивная
технология - «безлюдный старт».
Драматические события произошли в апреле 1967
года, когда погиб В. М. Комаров, и в июне 1971 года,
приведшие к гибели Г. Т. Добровольского, В. Н. Волкова и
Б. И. Пацаева при возвращении на Землю космических
кораблей «Союз».
Как показывает практика испытаний и эксплуатации
ракет-носителей, распределение аварий по причинам
возникновения характеризуется следующими цифрами:
примерно 32% аварий РН возникли вследствие
конструктивных недоработок; 28% аварий носят
производственный характер; примерно 16% аварий произошли по
конструктивно-производственным причинам
(одновременное действие дефекта конструкции и
производственного процесса); 16% аварий связано с ошибками
обслуживающего персонала и, наконец, в 8% случаев
классифицировать причину аварии не удалось.
С 1961 г. в космосе побывало 320 космонавтов, из них
26 женщин. Суммарная продолжительность полетов
11123 часа. Полеты совершались на борту
отечественных и американских космических аппаратов. При
эксплуатации орбитальных космических станций «Салют»
и «Мир» в космосе побывали космонавты 17 стран, а на
борту «Спейс-Шаттла» -И стран. Из общего числа
космонавтов 202 - американские граждане, 80 - граждане
СССР и России, 7 - Германии, 4 - Франции, по 3 -
Канады и Японии, 2 - Болгарии. Многие космонавты и
астронавты (принятая в США терминология) побывали в
космосе неоднократно. Рекордсмены здесь Дж. Янг,
совершивший 6 полетов, В. Джанибеков и Стори Мас-
грейв - по 5 полетов.
В таблице 10 приведены сведения, характеризующие
количество пусков ракет-носителей по состоянию на
1 января 2000 года:
1. Верхнее значение в ячейке - общее количество
пусков, нижнее значение - число частично успешных и
аварийных пусков.
2. По данным журнала «Новости космонавтики»
A996, №6) в число пусков включены также
суборбитальные пуски.
3. Успешный пуск - пуск, в результате которого
объект выведен на заданную траекторию полета и
отделился от последней ступени РН или РБ.
4. Частично успешный пуск - пуск, в результате
которого объект выведен на нерасчетную орбиту или объект
не отделился от последней ступени РН или РБ, или не
был сброшен головной обтекатель.
5. Аварийный пуск - пуск, в результате которого
произошло разрушение РН на участке выведения и аппарат
не выведен на заданную орбиту.
6. Суборбитальный пуск - пуск РН по
баллистической (незамкнутой) траектории в интересах
выполнения космических программ.
7. В число пусков включены только те случаи, в
которых зафиксирован отрыв РН от пусковой установки
(сигнал «Контакт подъема»).
107
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Статистика пусков ракет-носителей
108
63С1
11К63
«Космос-1»
65СЗ
«Космос-2»
11К65
«Космос-3»
11К65М
«Космос-3 М»
11К67
11К69
«1_1иклон-2»
11К68
«1_1иклон-3»
8К71
«Спутник»
8А91
«Спутник»
8К78, 8К72К
«Восток»
8К78
«Молния»
8К78М
«Молния-М»
8К78-ПВБ
1957
2
1
1958
2
1
3
3
8А92, 8А92М
«Восток-2», «Восток-2М»
11А57
«Восход»
11А59
11А510
«Восток-2»
11А511
«Союз»
11А511А
11А511М
11А511У, 11А511У-2
«Союз-У», «Союз-У2»
11А511У-ПВБ
11К77
«Зенит-2»
8К82
«Протон»
8К82К
«Протон-К»
8К82К+РБ
«Протон-К»+РБ
1А52
11К25
«Энергия»
«Старт-1»
«Старт»
Всего за год
По данным «НК»
6/96 на 31.12.95
2
1
1957
2
1
5
4
1958
5
4
1959
4
1
4
1
1959
4
1
1960
7
4
2
2
9
6
1960
9
6
1961
2
2
5
1
2
1
9
4
1961
9
4
1962
8
1
3
0
6
5
5
1
22
7
1962
22
7
1963
8
4
2
0
4
3
8
2
1
0
1
0
24
9
1963
24
9
1964
8
1
2
1
2
0
О1 00
10
0
5
0
1
0
36
7
1964
37
9
1965
7
3
4
1
6
0
11
2
10
1
12
0
1
0
2
0
53
7
1965
54
7
1966
4
1
4
1
1
1
1
0
NO 00
12
2
14
1
1
0
2
1
2
1
49
10
1966
52
11
1967
1
0
12
0
2
0
5
2
2
0
3
0
4
1
8
0
20
3
4
0
4
3
65
9
1967
75
10
1968
17
1
3
2
6
1
5
0
6
1
2
0
29
1
5
0
1
0
4
1
78
7
1968
82
7
1969
15
1
7
1
1
0
3
0
4
0
4
2
32
0
5
0
0
0
10
8
2
2
83
12
1969
83
12
1970
20
2
11
2
4
0
7
1
5
0
30
1
1
0
1
0
1
0
5
3
0
0
85
7
1970
92
8
1971
14
2
18
1
5
0
3
0
5
0
31
4
2
0
2
0
1
0
1
0
5
3
1
1
88
8
1971
95
11
1972
13
1
11
1
1
0
11
1
5
0
29
1
1
0
2
0
1
1
1
0
1
1
76
5
1972
79
5
1973
10
0
15
1
2
0
10
0
3
0
32
2
4
0
2
0
3
0
2
0
5
0
88
3
1973
90
2
1974
7
1
17
0
3
0
7
0
6
0
25
2
4
0
2
0
10
1
2
0
4
0
87
4
1974
87
4
1975
5
0
20
2
4
0
12
0
6
0
29
0
4
1
0
0
11
1
0
0
5
0
96
4
1975
95
4
1976
4
0
28
0
8
0
11
2
5
0
12
0
2
0
1
0
24
1
2
0
3
0
100
3
1976
103
3
1977
2
0
29
1
7
0
3
0
10
0
7
0
39
2
3
1
2
0
102
4
1977
105
4
РЕЗУЛЬТАТЫ ПУСКОВ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ РАК ЕТ-Н ОС И Т ЕЛ Е Й
по состоянию на 31 января 1999 года.
Таблица 10
Таблица составлена отделом ЦНИИмаш
1978
21
1
1
0
2
0
9
0
5
0
45
0
1
0
7
3
91
4
1978
94
6
1979 I
18
0
2
0
1
0
7
0
8
0
47
2
1
0
5
0
89
2
1979
91
2
1980 I
16
0
4
0
1
0
12
2
6
0
48
0
0
0
5
0
89 1
2
1980
93
4
1981
18
0
8
0
5
1
14
1
6
0
42
1
1
0
6
0
00 1
3
1981
103
5
1982
24
4
8
0
4
0
11
1
5
0
45
2
1
0
9
2
07
9
1982
110
9
1983
21
1
2
0
5
0
11
0
4
0
43
1
1
0
11
0
98
2
1983
101
2
1984
17
0
4
0
7
1
11
0
0
0
43
0
1
0
0
0
13
0
96
1
1984
98
2
1985
12
1
5
0
12
0
13
0
3
0
1
0
39
0
1
0
4
3
1
0
9
0
00
4
1985
101
4
1986
15
0
5
0
12
1
14
1
0
0
36
1
1
0
2
0
2
1
7
0
94
4
1986
95
5
1987 I
13
0
6
0
11
0
4
0
0
0
44
1
5
0
2
0
11
2
1
0
97
3
1987
98
3
1988
7
0
3
0
10
0
11
0
2
0
45
3
2
0
0
0
13
2
1
0
94
5
1988
95
5
1989
9
0
3
0
8
1
6
0
0
0
38
0
0
0
1
0
10
0
75
1
1989
75
1
1990
10
0
4
0
8
0
12
1
0
0
32
2
2
1
1
0
10
1
79
5
1990
80
5
1991
12
1
1
0
8
0
5
0
1
0
24
0
1
1
1
0
8
0
61
2
1991
62
2
1992
7
0
0
0
5
0
8
0
24
0
3
1
0
0
8
0
55
1
1992
55
1
1993
6
0
4
0
4
0
8
0
17
1
2
0
0
0
6
1
1
0
48
2
1993
48
2
1994 I
5
0
1
0
7
1
3
0
15
0
4
0
0
0
13
0
0
0
48
1
1994
49
1
1995
5
0
2
0
1
0
4
0
10
0
1
0
1
0
6
0
0
0
30
0
1995
33
2
1996
4
0
1
0
1
0
3
0
9
2
1
0
1
0
7
0
0
0
27
2
1996
1997
2
0
1
0
1
0
3
0
10
0
1
1
0
0
9
1
2
0
1
1
30
3
1997
1998
2
0
0
0
1
0
3
0
8
0
3
1
7
0
6
0
30
1
1998
1999
2
0
1
0
0
0
2
0
12
0
1
0
0
0
9
2
27
2
1999
Сумма
38
12
127
10
8
1
6
3
413
20
8
0
103
0
117
5
2
1
2
1
26
9
37
18
267
14
3
0
139
8
301
15
2
0
2
0
34
2
3
0
8
0
760
21
3
0
32
8
4
1
35
3
236
28
4
4
2
0
3
0
1
1
2756
185
Сумма
109
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОС ИТЕЛИ
РОССИЙСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ -
БЛИЖАЙШАЯ ПЕРСПЕКТИВА
А. Н. Кузнецов, Росавиакосмос
А. Н. Кузнецов
Ракеты космического
назначения по своим
показателям призваны
соответствовать решаемым
задачам, удовлетворять
условиям применения и
быть способными к
совершенствованию при
изменении предъявляемых
требований.
Существующая система
ракет-носителей складывалась в
процессе формирования и
развития совокупности
задач в интересах различных заказчиков с
использованием опыта создания и эксплуатации разработанных ранее
боевых ракетных и космических комплексов.
Располагаемые возможности существующих ракет-носителей в
основном удовлетворяют потребностям
эксплуатируемых и перспективных КА ближайшего периода по
выведению на разные по высотам и наклонениям круговые и
эллиптические орбиты и отлетные траектории. Пуски
КА осуществляются с космодромов Байконур и
Плесецк, инфраструктура которых сложилась с учетом
последовательного развития космической деятельности.
Существующие космические ракетные комплексы
отличают высокие эксплуатационные характеристики,
показатели надежности и экономичности.
Недостаточность бюджетных ассигнований на
осуществляемую космическую деятельность, потеря
кооперационных связей, сокращение производства и
уменьшение количества пусков носителей скорректировали
планировавшиеся направления, этапность и сроки работ по
совершенствованию сложившейся системы средств
выведения. Учитывая при этом целесообразность
повышения конкурентоспособности отечественных СВ на
мировом рынке услуг по запускам КА, основные усилия в
настоящее время сосредоточены на:
- модернизации базовых носителей «Протон» и
«Союз», обеспечивающих ежегодно выведение до 80%
запускаемых КА;
- создании РН легкого класса на основе
конверсируемых баллистических ракет;
- создании задела в обеспечение разработки
перспективной техники.
Основные задачи модернизации базовых
ракет-носителей заключаются в создании РН «Союз-2» и «Про-
тон-М» и предусматривают:
- повышение энергетических возможностей и
надежности РН, в том числе за счет совершенствования
двигателей и двигательных установок;
- замену устаревших систем управления и измерений
на современные;
- снижение вредного экологического воздействия РН
на окружающую природную среду.
Недостаточное финансирование на модернизацию
носителей с одновременным удовлетворением требований
по обеспечению высокого качества изготовления
базовых РН увеличивает планируемые сроки завершения
опытно-конструкторских работ. Благодаря инициативе
РКА и ведущих ракетно-космических центров ГКНПЦ
им. М. В. Хруничева и ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
созданы международные совместные предприятия
(ИЛС, «Стареем»), осуществляющие маркетинг и
использование РН «Протон» и «Союз» на мировом рынке
услуг по выведению КА. Коммерческая деятельность
центров способствует реализации планов модернизации
ракетно-космических комплексов, в том числе
реконструкции инфраструктуры космодрома Байконур для
приема, подготовки и осуществления запусков
зарубежных КА. В составе модернизируемого носителя
тяжелого класса Центром Хруничева наряду с разгонными
блоками типа «ДМ» для ряда задач предполагается
использование РБ «Бриз».
Развитие областей применения РН «Союз-2»
предусматривается ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» за счет
использования РБ «Фрегат», создаваемого на основе
двигательного модуля КА «Фобос» (рис. 21). В
составе носителя может найти применение блок выведения
«Икар», четыре успешных полета которого в составе
РКН «Союз» состоялись при запусках КА «Глобал-
стар».
В легком классе РН на определенный период
наиболее предпочтительным является применение
конверсионных носителей «Рокот», «Стрела», «Днепр»,
создаваемых с использованием внебюджетных средств на базе
МБРРС-18иРС-20.
Реализацию проекта «Днепр» осуществляет
совместная российско-украинская космическая компания «Ко-
смотрас», объединяющая предприятия, участвовавшие
в создании комплекса с ракетой РС-20. Первый пуск
носителя с К А «Уотсат-12» состоялся в апреле 1998 года с
космодрома Байконур.
Ракета-носитель «Рокот» разрабатывается на базе
МБР PC-18 совместным российско-германским
предприятием Eurockot. Первые пуски РН запланированы
на начало 2000 г. Эксплуатация носителя
предусматривается на космодромах Плесецк и Байконур.
Создаваемую на общей базе с РН «Рокот» ракету-носитель
«Стрела» планируется запускать с нового российского
космодрома Свободный, где расположен пусковой
комплекс носителя «Старт-1», разработанного НТЦ
«Комплекс-МИТ» для осуществления коммерческих запусков
малых К А. Первый полет носителя «Старт-1» с
коммерческим аппаратом «Эрли Берд» состоялся 25 декабря
1997 года.
1101
БЛИЖАЙШАЯ ПЕРСПЕКТИВА
Учитывая значительное количество снимаемых с
вооружения баллистических ракет, ограниченные сроки их
возможного использования в составе РКН, необходимо
проведение активной политики с целью максимально
возможного увеличения программы их «космического»
применения. Это снизит экологическую нагрузку на
окружающую природную среду при сокращении
потребных общегосударственных расходов.
Использование ракеты-носителя «Зенит» для
решения федеральных задач предполагается в перспективе в
режиме единичных запусков. Созданный на основе
передовых технических решений носитель «Зенит» и
разгонный блок «ДМ» составили основу проекта
«Си Лонч» (рис. 30), реализуемого международной
компанией с участием российских предприятий во
главе с РКК «Энергия» им. С. П. Королева с целью
выведения коммерческих КА на геостационарную орбиту. В
течение 1999-2000 гг. успешно осуществлены
демонстрационный и первый коммерческий запуски РН
«Зенит-ЗБЬ» с плавучей платформы «Одиссей»,
расположенной в Тихом океане вблизи острова Рождества.
Создание задела в интересах нового поколения
средств выведения реализуется в настоящее время в
рамках программы «Ангара», головной разработчик
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Концепция программы,
ориентированной в следующий век, находится в поиске
рационального сочетания апробированных
технических решений, имеющих перспективу в будущем,
проектных, конструкторских и технологических «ноухау»,
определяющих конкурентоспособность отечественных
СВ на мировом рынке, этапности и сроков их
внедрения и т. д. Несмотря на выбор Центром базовых РН,
продолжаются исследования многочисленных
вариантов носителей и ракетно-космических комплексов,
отличающихся составом на борту РН компонентов
топлива, схемами двигательных установок, степенью
использования материальной части, способами
базирования СК и т. д. При этом принципиальной основой для
исследований и проработок являются модульный
способ построения семейства носителей и
финансирование его создания за счет коммерциализации начальных
этапов концепции. В качестве базового модуля
рассматривается кислородно-керосиновый ракетный блок с
двигателем РД-191М, создаваемым НПО «Энергомаш»
на основе четырехкамерного ЖРД РД-170,
составляющего ДУ первой ступени носителя «Зенит» (рис. 24).
Этот модуль служит основой для построения ряда РН,
перекрывающих по массе полезного груза диапазон от 2
т до 30 т. Реализация концепции начинается с создания
ракеты-носителя легкого класса «Ангара-1.1» (рис. 36),
которая была представлена на 43 авиакосмическом
салоне в Ле Бурже.
Намечается в два раза увеличить полезный груз «Ари-
ан-5» (до 11 500 кг), до 14 600 кг полезный груз
«Дельта-IV». Наращивание возможностей мирового парка
коммерческих услуг приведет к значительному
превышению возможностей грузопотока над требуемым. Уже
в ближайшие годы резко обострится конкуренция на
мировом рынке услуг по запуску КА и совокупное
предложение во много раз будет превышать спрос. Успех
будет сопутствовать тем фирмам, которые смогут резко
снизить стоимость доставки на ГПО килограмма
полезного груза, увеличить надежность, использовать
экологически чистое топливо.
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТ Ы-НОС ИТЕЛИ
РОССИЙСКАЯ ПОЛИТИКА ПО МНОГОРАЗОВЫМ
СРЕДСТВАМ ВЫВЕДЕНИЯ
Н. А. Анфимов, В. И. Аукьяшенко, С. Ф. Костромин (ШНИИмаш)
Н. А. Анфимов
В. И. Аукьяшенко
С. Ф. Костромин
Одним из факторов, сдерживающих дальнейшее
увеличение грузопотока в космос, является высокая
стоимость доставки на орбиту полезного груза. Так,
например, у широко используемой ракеты-носителя «Ариан-4»
она составляет более 14000 долл./кг. Объясняется это
во многом тем, что любой носитель служит только один
раз - отработанные ступени, падая на Землю,
превращаются в груду металлолома.
Положение значительно изменится после создания
многоразовых космических транспортных систем (МКТС).
Над созданием МКТС работают во многих странах
мира, об этом свидетельствуют результаты испытаний
экспериментальных образцов и опубликованные в
печати описания разрабатываемых вариантов.
Внедрение многоразовости в средства выведения
является одним из радикальных направлений их
совершенствования в части повышения надежности и
снижения эксплуатационных затрат, но требует перехода на
технологии нового уровня, причем наибольшие
технологические трудности, как и приобретение новых
специфических качеств, ожидаются на пути создания
полностью многоразовых систем.
К основным проблемам создания
высокоэффективных МТКС относятся:
- разработка материалов, конструкций, технологий и
элементной базы, обеспечивающих снижение масс
агрегатов и систем на 30 - 50% и более по отношению к
современному уровню (для полностью многоразовых систем);
- решение комплекса проблем, связанных с
созданием и использованием высоконадежных многоразовых
двигателей (ЖРД, комбинированные силовые
установки с ВРД);
- разработка методов обеспечения минимальной
трудоемкости обслуживания многоразовых блоков, в том
числе методов контроля и диагностики послеполетного
состояния матчасти, включающей криогенные емкости;
- разработка технических принципов и методов
обеспечения качественно нового уровня безопасности и
сохранности матчасти.
В соответствии с федеральной космической
программой по заказу Российского космического агентства
(РКА) с 1993 г. рядом предприятий
ракетно-космического комплекса и авиационной промышленности при
головной роли ЦНИИмаш, ЦАГИ, ЦИАМ, Центра
им. Келдыша проводится научно-исследовательская
работа «Комплексные исследования по обоснованию
перспективных направлений развития многоразовых
космических транспортных систем (МКТС) и
созданию необходимого научно-технического задела для их
разработки».
Решением РКА образована рабочая экспертная
группа, на которую возложена координация работ
по выполнению этой программы (тема «Орел»). В
дальнейшем планируется проведение экспертизы на
конкурсной основе вариантов перспективных МКТС.
По результатам рассмотрения и анализа будут
выработаны рекомендации о проведении дальнейших
работ.
Здесь показаны наиболее перспективные
направления реализации этих работ.
Ближайшая перспектива:
1. Частично многоразовая ракетно-космическая
система (МРКС).
2. Частично многоразовая многоцелевая авиационно-
космическая система (МАКС).
Более отдаленная перспектива:
3. Одноступенчатый полностью многоразовый
космический ракетоплан (МКР).
4. Двухступенчатая многоразовая
авиационно-космическая система (МиГАКС).
В то же время выработано единое мнение о том, что в
настоящее время преждевременно начинать
полномасштабную работу по любому из рассматриваемых
вариантов. Представляется целесообразным
предварительное проведение разработок ключевых технологий,
обеспечивающих создание МКТС (конструкционные и
теплозащитные материалы, новые системы управления,
двигательные установки и др.)
112
РОССИЙСКАЯ ПОЛИТИКА ПО МНОГОРАЗОВЫМ СРЕДСТВАМ ВЫВЕДЕНИЯ
Таблица 11
Характеристики вариантов МКТС по материалам проектных разработок
—
Д
х
л
=
МКТС - многоразовые космические транспортные системы
ВРУ - возвращаемый ракетный ускоритель
БВ - блок выведения
Л
Л
Разработчик
Год разработки проекта
Стартовая масса, т
Масса выводимого полезного
груза Н=200 км, 1=51°, т
Стартовая тяговооруженность
Число М разделения ступеней
Относительная масса ПГ, %
Наличие перелива топлива
(окислитель/горючее)
Способ возврата ВРУ
Базовые диаметры
блоков ВРУ/БВ
Габаритные размеры РН
длина х размах крыла, м
Тип топлива маршевых
ЖРА ВРУ
Тип топлива маршевых
ЖРАБВ
Количество двигателей ВРУ/БВ
Тип двигателей ВРУ/БВ
Тяга одного двигателя ВРУ
(Рземн/Рпуст'' к^
Тяга одного двигателя БВ
(Рземн/Рпусг' КН
Перестановка дв. ВРУ на БВ
при окончании ресурса
Кратность применения
двигателей ВРУ/БВ
Масса маршевого топлива
на ВРУ/БВ, т
Масса топлива возврата
на ВРУ, т
Посадочная масса ВРУ, т
Кратность применения ВРУ
Конечная масса БВ, т
Вариант 1
РКК «Энергия»
1996
674
26
1,31
8,5
3,85
+/+
моторный B ТРД
возврата АЛ-31)
7,7/5,0 и 3,9
43 хЗО
Н2/О2
Н2/О2
5/1
РА-0120/РА-0120
1472/1900
1472/1900
осуществляется
6/1
408,6/105,6
14
102,2
35-50
17,4
Вариант 2
КБ «Салют»
1997
750
24,1
1,22
3,24
3,2
-/-
безмоторный
6,3/3,9
63,9 х 24,8
Н2/О2
Н2/О2
4/2
РД-0120/РА-0120
1565/1858
1462/1900
осуществляется
20/1
216,8/421,2
43,2
30-50
44,8
Вариант 3
НПОллаш
1995
570
25
1,37
4,38
-/-
моторный B ТРА
возврата АЛ-31)
6,0/5,6
46,2 х 27,0
Н2/О2
Н2/О2
4/3
РД-0120/
РА-0120 + А56
1476/1900
1476/1900
+ -/75
осуществляется
для РД-0120
5/1
320/115
6,6
75,6
100
27,8
Вариант 4
ШНИИмаш
1995
548
25
1,47
4,2
4,5
-/-
безмоторный
7/5,4
60 х 22,7
Н2/О2
Н2/О2
5/2
новый/
новый (унифии.)
1154/1456
1154/1456
осуществляется
7/1
189,1/256
49,5
100
28,4
113
14250
Рис. 41. Многоразовый
орбитальный корабль
(МОК)
Рис. 42. Частично
многоразовая
ракетно-космическая
система (МРКС)
(Вариант 4)
22700
Рис. 43. Многоцелевая
авиаиионно-космическая
система МАКС
МАКС-О
или беспилотным орбитальным
>м и одноразовым вн
МАКС-Т
шооазовым
выведени5
тяжелых полезных
МАКС-М
с полностью многоразовой
;тупенью лля выведения
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ЧАСТИЧНО МНОГОРАЗОВАЯ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА(МРКС)
Основу концепции МРКС составляет
двухступенчатая многоразовая всеазимутальная ракета-носитель
(МВРН) вертикального старта, отличительными
особенностями которой являются использование
многоразового возвращаемого ракетного ускорителя (ВРУ)
первой ступени совершающего горизонтальную
посадку в районе старта, и одноразового блока выведения
(БВ) второй ступени, выводящего полезную нагрузку
на условную орбиту с параметрами, обеспечивающими
при любом азимуте пуска падение БВ в зоне,
антиподной точке старта.
Полезной нагрузкой МВРН может служить
космический аппарат КА под обтекателем при выполнении
операций выведения по традиционной схеме или
орбитальный транспортный корабль (ОТК), состоящий из
многоразового орбитального корабля (МОК) и
одноразового агрегатно-грузового отсека (АГО), при
выполнении операций транспортно-технического
обслуживания (ТТО).
Концепция МВРН предложена и проработана по
Техническому заданию ЦНИИмаш на уровне конкурсных
технических предложений РКК «Энергия», КБ
«Салют» ГКНПЦ им. Хруничева и НПО машиностроения
(см. таблицу).
Основными преимуществами МВРН являются:
- практически полное решение экологических
проблем эксплуатации современных космических
транспортных средств, особенно в части ликвидации зон
отчуждения по трассам пусков;
- возможность снижения удельной стоимости
выведения единицы массы полезного груза в 1,5-2 раза по
сравнению с одноразовыми РН традиционного типа без
перехода на принципиально новый уровень технологий
и элементной базы;
- повышение надежности за счет устранения
производственных дефектов и использования авиационных
технологий обслуживания многоразовых элементов на
этапе эксплуатации;
- приобретение нового свойства всеазимутальности
пусков;
- снижение загрузки производственных мощностей,
материалоемкости, объема наземных транспортных
перевозок с заводов-изготовителей.
Многоразовый орбитальный корабль (МОК) или, в
терминологии РКК «Энергия», орбитальный корабль
малой размерности крылатой схемы (ОК-М-КС)
представляет собой космический аппарат самолетного типа
с горизонтальной посадкой.
О К-М-КС предназначен для использования в
качестве транспортно-технического средства обслуживания
долговременных орбитальных комплексов как замена
кораблей типа «Союз», «Прогресс», а также для
проведения широкого спектра операций, исследований и
экспериментов в пилотируемых и беспилотных полетах
(рис. 41).
ОК-М-КС выполнен по аэродинамической схеме
«бесхвостка» с низко расположенным поворотным
крылом. При входе в атмосферу Земли крыло находится в
поднятом положении, что позволяет снизить тепловую
нагрузку на его конструкцию.
При разработке конструкции и систем планера
ОК-М-КС использовались результаты совместных
разработок РКК «Энергия» и НПО «Молния». В
конструкции корабля широко применены композиционные
материалы на основе углеродного волокна.
Оптимизированный по ряду проектных параметров
вариант МРКС на базе МВРН, способной выполнять
как операции выведения тяжелых полезных грузов, так
и ТТО с помощью ОТК в составе МОК (типа ОК-М-
КС) и АГО, проработан в ЦНИИмаш. Основные
характеристики этого варианта показаны ниже и на рис. 42.
МРКС (ракета-носитель)
Стартовая масса, т 548
Масса космического аппарата, т 25
Блок выведения, т 284
Возвращаемый ракетный ускоритель, т 239
Резерв, прочие грузы, т 2
МРКС (орбитальный
транспортный корабль)
Стартовая масса, т 25
МОК, т 14
АГО, т 11
В целом проектные исследования и проработки,
проведенные ЦНИИмаш, РКК «Энергия», КБ «Салют»
ГКНПЦ им. Хруничева, НПО машиностроения по
программе «Орел», показали возможность создания
эффективной МРКС в составе МВРН и ОТК на базе
технологий современного уровня и ближайшей перспективы.
ЧАСТИЧНО МНОГОРАЗОВАЯ
МНОГОЦЕЛЕВАЯ АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА(МАКС)
Проект МАКС
разработан НПО «Молния»
(Генеральный
конструктор Г. Е. Лозино-Ло-
зинский) с кооперацией
соисполнителей.
Основными
компонентами концепции МАКС
являются:
- двухступенчатая
схема системы;
- в качестве первой
ступени используется
созданный и испытанный
дозвуковой самолет АН-225 «Мрия», обеспечивающий
подвижный воздушный старт Н-й ступени;
Г. Е. Лозино-Лозинскии
1161
РОССИЙСКАЯ ПОЛИТИКА ПО МНОГОРАЗОВЫМ СРЕДСТВАМ ВЫВЕДЕНИЯ
- вторая ступень включает одноразовый внешний
топливный бак (ВТБ) и орбитальный самолет (ОС)
(базовый вариант) (рис. 43).
Самолетный подвижный горизонтальный старт И-й
ступени обеспечивает:
- энергетически более экономичное выведение по
сравнению с наземным стартом аналогичной ступени;
- возможность использования на второй ступени
высотного сопла ЖРД, что увеличивает массу полезной
нагрузки;
- уменьшение до минимума вредного экологического
воздействия шума от ЖРД при самолетном старте И-й
ступени с ЖРД на высоте 7-9 км по сравнению с
наземным стартом;
- мобильность системы за счет возможности
использования дозаправки носителя топливом в полете,
перебазирования на другие аэродромы, авиационной
методологии эксплуатации.
Для системы МАКС-О С не требуется отчуждаемых
земель, так как внешний топливный бак падает в
акваторию океана.
Применение трехкомпонентного двигателя РД-701
позволяет уменьшить объем и массу конструкции
внешнего топливного бака.
Использование перспективного Al-Li сплава вместо
алюминия в конструкции ВТБ и ОС существенно
снижает массу конструкции П-й ступени.
Большой научно-технический, производственный и
экспериментальный задел по предыдущим проектам
(«Спираль», «Энергия»-«Буран», «Бор») и
значительный объем испытаний в аэродинамических трубах
и на стендах ЦАГИ, на летающих лабораториях в
ЛИИ, НПО «Молния» и в других организациях
являются необходимой предпосылкой разработки системы
МАКС.
Системы МАКС-ОС и МАКС-Т по уровню
технологии соответствуют ближайшей перспективе (двигатель,
конструкционные и теплозащитные материалы) и
имеют перспективу дальнейшего развития.
Система МАКС-Т позволит выводить на
геостационарную орбиту полезную нагрузку до 4,5 т.
При применении разрабатываемых материалов
дальней перспективы возможно создание полностью
многоразовой системы МАКС-М.
ПОЛНОСТЬЮ МНОГОРАЗОВАЯ
МНОГОЦЕЛЕВАЯ АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА(МАКС-М)
Для перспективы развития системы МАКС необходим
переход к полностью многоразовой структуре. Первый
важный шаг в этом направлении - это МАКС-М,
прорабатывавшийся еще в 1991 г. Однако несовершенство
конструкционных материалов и аппаратуры в то время не
дало возможности получить приемлемые
технико-экономические показатели. Прогресс практически во всех
направлениях за истекшие 10 лет позволяет выполнить
МАКС с высокими технико-экономическими
показателями. Так, стоимость вывода одного килограмма
полезного груза будет на уровне 500-600 долл. США, а
грузоподъемность МАКС-М увеличена до 10 тонн и
охватывает большинство полезных нагрузок. Эта система
довольно легко масштабируется. Поэтому для грузов около
четырех тонн можно эту схему реализовывать, используя
самолет АН-124. Для уникальных грузов более 20 тонн
при появлении самолетов грузоподъемностью 400 тонн и
более полезный груз может достигнуть 20 тонн.
Интересно отметить связь скорости
самолета-носителя и возможности увеличения полезного груза. Вообще
роль самолета-носителя в показателях
авиационно-космических систем (АКС) в целом весьма значительна.
Описывая МАКС и его варианты, следует иметь в
виду, что эти показатели получаются, основываясь на
создании в НПО «Энергомаш» трехкомпонентного
двигателя. Двигатель использует в качестве горючего
водород и керосин. Применение такого ЖРД при довольно
высоких значениях удельной тяги существенно
уменьшает габариты и массу силовой установки.
Таблица 12
Основные летно-технические данные МАКС
Параметры
Взлетная масса, т
Масса 11-й ступени, т
Полезная нагрузка, т
Норб=200 км, i=51°
Норб=400км, i=51°
Норб=800км, i=51°
Норб=3600 км, i=0°
Hmax, км (Мпн=1 т)
Габариты грузового отсека,
Высота/диаметр, м
Боковая дальность спуска, км
МАКС-ОС 6/п
625
275
9,5
8,0
5,4
1800
8,7/2,8
2000
МАКС-ОС-П
625
275
8,3
6,9
4,3
1600
6,8/2,8
2000
Системы
МАКС-Т
625
275
18,0
17,3
16,1
4,5
-
1 3,0/5,0
-
МАКС-М
625
275
5,8
7,6 при
i=0, H=200 км
1000
7,8/4,8
2000
1117
топливный
полезного
кислорода
маршевые
\
61000 -
Рис. 44. Одноступенчатый многоразовый космический ракетоплан (МКР)
Рис. 45. Двухступенчатая АКС с
гиперзвуковым самолетом
(МиГАКС)
СИАОВАЯ УСТАНОВКА
САМОЛЕТА- ^
РАЗГОНШИ КА
РАБОТАЕТ ТРАЛ,
М = 0-3,5
ТРАЛ
ПВРЛ
РАБОТАЕТ ПВРА,
Впрыск топлива
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
одноступенчатый полностью
МНОГОРАЗОВЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ
РАКЕТОПЛАН (МКР)
Многоразовый космический ракетоплан проработки
РКК «Энергия» представляет собой одноступенчатый
корабль нового поколения с вертикальным взлетом и
горизонтальной посадкой. МКР предназначен для
выведения на околоземную орбиту, обслуживания и
возвращения космических аппаратов, а также для транспортно-
технического обслуживания долговременных
орбитальных станций (рис. 44). Маршевая двигательная
установка МКР состоит из семи трехкомпонентных ЖРД,
работающих на жидком водороде, жидком кислороде и
керосине. Тяга каждого двигателя на Земле - 2500 кН.
По аэродинамической схеме МКР представляет собой
моноплан с низко расположенным крылом,
выполненный по схеме «бесхвостка».
При стартовой массе 1400 т МКР может вывести на
орбиту высотой 400 км и наклонением 51° и спустить на
Землю полезный груз массой 10 т.
Экипаж МКР - три человека, продолжительность
полета - 7 суток. МКР может эксплуатироваться как в
пилотируемом, так и в автоматическом вариантах.
В конструкции МКР для обеспечения массового
совершенства широко используются композиционные
материалы.
Проведенные в РКК «Энергия»
научно-исследовательские работы показали принципиальную
возможность создания многоразового космического
ракетоплана.
Основные характеристики МКР с ЖРД
Стартовая масса, т
Масса полезного груза, т:
Нкр=400 км, i=51° (пилотируемый)
Нкр=200 км, i=50° (непилотируемый)
Масса полезного груза,
возвращаемого на Землю, т
Экипаж
Продолжительность полета
Компоненты топлива
1400
10
18
до 10
3 человека
7 суток
жид. водород,
жид. кислород,
керосин
ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ПОЛНОСТЬЮ
МНОГОРАЗОВАЯ АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА (МиГАКС
Полностью многоразовая авиационно-космическая
система МиГАКС (рис. 45) разрабатывается АНПК
МАПО МиГ с кооперацией соисполнителей.
Система состоит из первой ступени - гиперзвукового
самолета-носителя (разгонщика) до М ~6 и
орбитального самолета, выполняющего как разгон с М = 6 до
орбитальной скорости, так и орбитальный полет, спуск в
атмосфере и посадку.
Возможны 2 типовые операции АКС:
- выведение с параллаксом,
- выведение без параллакса.
После разделения гиперзвуковой самолет-носитель
либо возвращается на аэродром взлета, либо
осуществляет посадку на аэродроме по трассе полета. Минимум
затрат топлива и максимум полезной нагрузки
соответствуют выведению без параллакса и при посадке
самолета-носителя по трассе полета.
В таблице приведены основные летно-технические
характеристики МиГАКС для двух вариантов:
- самолет-разгонщик в качестве топлива использует
керосин и водород;
- самолет-разгонщик использует водород в качестве
топлива.
Параметры
Взлетная масса
Тип двигателя
1-й ступени
Тип топлива
1-й ступени
Масса 1-й
ступени, т
Масса 11-й
ступени, т
Полезная нагрузка,
(Н = 200 км, i = 51°:
Вариант 1
420
ТРАДФ + ПВРД
керосин/
водород
254
166
т
) 12.3
Вариант 2
350
ТРДДФ + ПВРД
водород
210
140
10
1201
КОСМОДРОМЫ
Глава 4
РОССИЙСКИЕ СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ
КОСМОДРОМЫ (КРАТКАЯ СПРАВКА)
До распада СССР советская космонавтика имела в
своем распоряжении три космодрома: Байконур, Плесецк,
Капустин Яр.
Байконур служил для пилотируемых запусков,
выведения спутников на стационарную орбиту, вывода на
орбиту автоматических межпланетных станций.
Плесецк обеспечивал запуски космических аппаратов
на орбиты с большими наклонениями, то есть
приполярные орбиты.
Испытательный ракетный полигон Капустин Яр
использовался в качестве космодрома лишь в 60-х годах для
запуска спутников серии «Космос» и «Интеркосмос».
В последнее время Россия испытывает определенные
трудности в связи с тем, что космодром Байконур
оказался на территории суверенного государства Республики
Казахстан. В связи с этим принято решение о создании
нового российского космодрома на Дальнем Востоке, в
районе г. Свободный Амурской области, в 7777 км от
Москвы. По имени этого города космодром получил
наименование Свободный. В феврале 1996 года ему
официально придан статус 2-го Государственного испытательного
космодрома (рис. 45).
КОСМОДРОМ БАЙКОНУР. Космодром состоит из 9
стартовых комплексов с 15 пусковыми установками, 4
пусковых установки для испытания МБР, 11 монтажно-ис-
пытательных корпусов, в которых размещено 34
технических комплексов, 3 заправочных станций для
космических аппаратов, 2 аэродрома первого класса. На его
территории находится один из крупнейших
кислородно-азотных заводов. Отсюда стартуют ракеты-носители
«Протон», «Зенит-2», «Союз-У», «Союз-У2», «Молния-М»,
«Циклон-2», «Рокот», стартовала тяжелая РН «Энергия»,
МТКС «Энергия»-«Буран». Общая площадь космодрома
6717 км2. Пока это единственная база у России для
реализации пилотируемых программ и для запуска объектов
типа орбитального комплекса «Мир». С космодрома
Байконур выведено на орбиту около 40% всех космических
аппаратов бывшего СССР и России.
В феврале 1955 года Байконур был официально
узаконен местом создания космодрома.
К ноябрю 1956 года были завершены
строительно-монтажные работы на всех объектах и сооружениях,
обеспечивающих первоочередную готовность космодрома к
началу летно-конструкторских испытаний
межконтинентальной баллистической ракеты. Были построены:
стартовый комплекс, пункт управления запуском
(заглубленные сооружения вблизи стартового комплекса), монтаж-
но-испытательный комплекс (МИК), часть космодром-
ных измерительных пунктов, возводились корпуса
вычислительного центра (ВЦ) на базе ЭВМ «Урал»,
введены в действие водовод и водонасосная станция, приняты
в эксплуатацию источники электроснабжения.
КОСМОДРОМ ПЛЕСЕЦК. Единственный в Европе
космодром Плесецк осуществляет запуски космических
аппаратов военного, народнохозяйственного и научного
назначения, а также по программе международного
сотрудничества. Космодром расположен на территории
Архангельской области (административный центр - г.
Мирный). Численность персонала космодрома:
военнослужащих - 13000 человек, гражданских - 2200 человек. В
составе космодрома имеется: 6 стартовых комлпексов (9
пусковых установок для запуска РН типа «Союз»,
«Молния», «Космос», «Циклон-3». В стадии создания
стартовый комлпекс РН «Рокот». Более далекая перспектива
космодрома связана с новой РН «Ангара» и
модернизированной РН «Союз-2».
Подготовка ракет-носителей и космических аппаратов
осуществляется в семи монтажно-испытательных
корпусах. В составе космодрома 2 станции для заправки РН и
Аральской Байконур -
(море !
Российские космодромы
121
российские стартовые комплексы
РН "Рокот" РН "Протон" Аэродром
РН "Ци1
РН "Союз"
Измерительный РН Зенит
пункт
} г. Ленинск
КОСМОДРОМ БАЙКОНУР
РН "Союз", "Молния"
РН "Зенит" РН "Союз", "Молния"
Измерительный
пункт
РН "Космос"
КОСМОДРОМ ПЛЕСЕЦК
РН "Старт"
Вертолетная площадка
КОСМОДРОМ СВОБОДНЫЙ
Рис. 45. Космодромы
122
двигательных установок космических аппаратов, более 600
км транспортных магистралей. Общая площадь 1762 км2.
Первоначально Плесецк не был официально наделен
статусом космодрома. Здесь располагался объект
«Ангара» - база ракетных войск стратегического назначения
(РВСН), где дислоцировалось первое боевое соединение
межконтинентальных баллистических ракет Р-7. Именно
здесь в январе 1960 года были поставлены на боевое
дежурство первые советские ракеты с ядерными
боеголовками (рис. 45).
Созданная в конце 50-х - начале 60-х годов
инфраструктура позволила в дальнейшем достаточно быстро
трансформировать ее в ракетный полигон. 17 марта 1966 года
отсюда стартовала РН «Восток». Она вывела на орбиту
спутник «Космос-112».
КОСМОДРОМ СВОБОДНЫЙ. Размещение основ
ных объектов космодрома, расположенного в Свобод-
ненском районе Амурской области, планируется на
площади, ограниченной 51°40' и 50° северной широты и
128°30' восточной долготы. На первом этапе создания
космодрома для запусков будет использоваться 5 шахтных
пусковых установок стратегических ракет PC-18,
оставшихся после расформирования ракетной дивизии в
соответствии с договором ОСВ-2.
Существующая инфраструктура космодрома должна
быть изменена для обеспечения запусков РН легкого
класса.
По оценке исследовательских институтов и
конструкторских бюро промышленности и Минобороны России,
сроки создания космодрома Свободный составят 8-10
лет при стоимости примерно 40 млрд. дол.
При создании космодрома Свободный потребуется
учитывать необходимость отчуждения новых районов
падения отделяющихся частей ракет-носителей в Якутии,
Хабаровском крае, акваториях Охотского моря,
Татарского пролива.
Район строительства космодрома расположен в
непосредственной близости от границы с Китаем (около 100
км, для чего необходимы дополнительные исследования.
В дальнейшем на космодроме предполагается создать
универсальный стартовый и технический комплекс для
подготовки и запуска ракет легкого, среднего и тяжелого
классов, базу производства и хранения ракетных топлив,
вычислительный центр, узел связи, измерительный
комплекс, аэродром, госпиталь.
КОСМОДРОМ КАПУСТИН ЯР. Группа специали
стов, возглавляемая артиллеристом-ракетчиком
генералом В. И. Вознюком, в 1946 г. провела большую работу по
выбору места будущего космодрома. По рекомендации
этой группы местом строительства космодрома был
выбран район села Капустин Яр Астраханской области, в
низовье Волги. В октябре 1947 года отсюда стартовала
первая в нашей стране ракета дальнего действия. В
период 1948-1956 гг. шло становление и развитие
испытательной базы, строились стартовые и технические комплексы.
Проводились запуски военных ракет, ракет для
геофизических и метеорологических исследований верхних слоев
атмосферы по программе Академии наук.
В декабре 1964 года был запущен космический аппарат
«Космос-51», а в октябре 1969 года интернациональный
спутник Земли «Интеркосмос-1». Большими событиями в
жизни космодрома Капустин Яр явились запуски
индийских спутников Земли «Ариабхата» A975 г.) и «Бхаскара»
A979 г.), а также французского спутника «Снег-3» A977 г.).
СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕСЫ КБОМ
В. П. Бармин
1909-1993
И. В. Бармин
СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО
ОБШЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ (КБОМ)
был рассчитан на 25 пусков. Простота конструкции,
надежность, удобство эксплуатации обеспечили
выполнение большого объема программ космических
исследований.
Первый запуск ракеты Р-7 состоялся 15 мая 1957
года. На 98 секунде полета произошла авария, ракета
разрушилась. Причина аварии - нарушение
герметичности магистрали горючего в хвостовом отсеке.
Второй пуск (9 июня 1957 года) не состоялся. Из-за
дефектов в бортовом оборудовании ракета была
снята со стартового стола.
Третий пуск ракеты состоялся 12 июня 1957 года и
также завершился неудачно. Ракета разрушилась на
активном участке траектории. Причина - замыкание
бортовой батареи на корпус.
Четвертый пуск был осуществлен 21 августа.
Ракета устойчиво работала на всех участках полета.
Головная часть достигла расчетного района падения,
отделилась и, войдя в плотные слои атмосферы,
разрушилась на высоте около 10 км.
Пятый пуск ракеты произведен 7 сентября 1957
года и также прошел успешно.
4 октября состоялся запуск первого искусственного
спутника Земли.
Стартовый комплекс неоднократно дорабатывался
в связи с модернизацией ракеты Р-7, введением
дополнительных ступеней и превращением ее в ракету-
носитель, выводящую в космическое пространство
большое количество различных космических
аппаратов. СК успешно использовался при запуске первой
межконтинентальной баллистической ракеты,
первого и многих других искусственных спутников Земли,
Ю. А. Гагарина, космических кораблей «Восток»,
«Восход», «Союз», космических аппаратов,
запущенных на Луну, Марс, Венеру.
Стартовые сооружения со стартовой системой для
РН Р-7 и «Союз» являются сложными в техническом
отношении и оригинальными по своей конструкции.
Это многоэтажное железобетонное здание, верхняя
часть которого находится на уровне стартовой
площадки, с широким проемом в центре, который
переходит в односкатный глубокий газоход.
На «балконе-козырьке» стартового сооружения
расположена уникальная по своему конструктивному
решению стартовая система. На подвижной круговой
части стартовой системы закреплены четыре
ажурные откидывающиеся опорные фермы, на которые
как бы «подвешивается» ракета-носитель.
Шарнирное крепление опорных ферм позволяет
сводить их до замыкания в верхней части в единое
силовое кольцо, которое удерживается в замкнутом
состоянии массой «висящей» ракеты. С началом
движения ракеты при старте нагрузка на силовое
кольцо снимается и опорные фермы под действием
КРАТКАЯ ИСТОРИЯ КБ ОБЩЕГО
МАШИ ПОСТРОЕНИЯ
История КБОМ началась 30 июня 1941 года, когда
на восьмой день войны директору завода
«Компрессор» и его главному конструктору В. П. Бармину
нарком вооружения П. И. Паршин поставил задачу
переключить завод на серийное производство
самоходных пусковых автоустановок для пуска пороховых
реактивных снарядов. Приказом наркома отдел главного
конструктора и СКБ были объединены при заводе.
За время войны СКБ разработало и изготовило
более 78 образцов различных пусковых установок и их
модификаций, 36 из них были приняты на
вооружение армии и флота.
В мае 1946 года СКБ было преобразовано в
Государственное союзное конструкторское бюро
специального машиностроения (ГСКБ Спецмаш), задачей
которого стало создание наземного оборудования для
подготовки и пуска ракет дальнего действия. С января
1967 года носит название Конструкторское бюро
общего машиностроения (КБОМ).
Работы по первым передвижным комплексам для
пуска баллистических ракет Р-1, Р-5 и других A946-
1955 гг.) позволили выработать основные принципы
и идеологию разработки стартовых комплексов и
явились основой для становления отрасли наземного
оборудования.
За многолетний период работы в области старто-
строения ГСКБ Спецмаш было разработано, создано
и сдано в эксплуатацию более двух десятков
стартовых комплексов различного типа, каждый из которых
по-своему уникален.
После кончины В. П. Бармина в 1993 г. главным
конструктором был назначен Игорь Владимирович
Бармин.
СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ Р-7, «СОЮЗ».
Созданный в 1957 г. в необычно короткое время
стартовый комплекс для межконтинентальных ракет Р-7
123
РОССИЙСКИЕ СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ
Рис. 46. Космодром Ьаиконур. На стартовом столе ракета-носитель «Союз»
124
СТАРТОВЫЕ КОМ ПЛЕСЫ К Б ОМ
Рис. 47. Стартовый комплекс по программе «H1-JI3»
собственных противовесов раскрываются, давая
проход РН.
Такая схема - подвеска ракеты за опорные части,
расположенные около центра ее тяжести, - дала
возможность отказаться от усиления торцевой части РН
при соединении боковых и центрального ее блоков в
«пакет».
На поворотной части стартовой системы также шар-
нирно установлены две многоярусные фермы
обслуживания с полукольцевыми площадками на
различных уровнях. Сомкнувшись вокруг РН, площадки
дают возможность специалистам проводить работы по
всей высоте РН.
Фермы обслуживания оснащены лифтами для
доставки рабочего персонала, космонавтов и различных
технических средств и материалов. Перед пуском
фермы разводятся и опускаются в горизонтальное
положение.
На опорном кольце расположены также кабель-
мачты, которые служат для подвода и подключения к
РН кабельных, наполнительных, дренажных,
пневматических и других коммуникаций, при старте они
отсоединяются и откидываются под действием
противовесов.
В помещениях самого стартового сооружения
расположены стационарные системы заправки
компонентами топлива, термостатирования, дистанционного
управления, обеспечения сжатыми газами, средствами
пожарозащиты, газового контроля и т. д. В нише
стартового сооружения установлена выдвигающаяся над
газоходом кабина обслуживания с многоярусными
площадками для обслуживания нижней части РН.
Управление всем этим сложным хозяйством ведется
дистанционно из командного пункта, контролируется,
документируется и отображается соответствующими
системами.
С учетом накопленного опыта при эксплуатации
первого в стране стартового комплекса для
космических ракет в 1958-1961 гг. были созданы еще 5
аналогичных СК A комплекс на Байконуре и 4 комплекса
на полигоне в Плесецке).
Многолетняя эксплуатация этих СК в самых
сложных климатических условиях Казахстана и
российского Севера при температуре воздуха от -40°С до +50°С,
осадках и сильных ветрах подтвердили их высокую
надежность. Простота конструкции и удобство
обслуживания обеспечили ее долговечность.
СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ «Н-1», «ЭНЕР-
ГИЯ»-«БУРАН». В 60-х годах была утверждена
программа высадки человека на Луну. Нужно было
создать РН грузоподъемностью не менее 100 тонн и
соответствующие наземные объекты, в том числе СК,
строительство которых было начато в 1964 г. За короткий
срок был построен стартовый комплекс. Системы и
агрегаты были уникальны. Стартовая система,
установщик, заправочные системы, башня обслуживания
должны были обеспечить подготовку, заправку и пуск
РН, максимальный диаметр первой ступени которой
125
российские стартовые комплексы
Рис. 48. Стартовая площадка ракеты-носителя «Энергия»
126
СТАРТОВЫЕ КОМ ПЛЕСЫ К Б ОМ
был равен 17 м, высота около 100 м, масса -2000 тонн.
Это лишь некоторые габаритно-массовые
характеристики фантастической ракеты «Н-1».
После проведения комплексных испытаний, а также
проведения пяти пусков A969 г. - два пуска, 1970 г.,
1971 г. и 1972 г.) все системы и агрегаты стартового
комплекса подтвердили высокую надежность и
работоспособность (подробнее см. стр. 47).
В мае 1974 года работы по «Н-1» были временно
приостановлены, а с 1976 г. полностью прекращены.
Уникальный стартовый комплекс,
законсервированный на длительное время, получил свое
дальнейшее развитие при создании МТКС
«Энергия»-«Буран». Начались реконструкция и дооборудование
бывшего СК «Н-1». Заново был создан криогенный
центр, обеспечивающий прием, хранение,
переохлаждение, заправку и слив в объемах нескольких тысяч
тонн жидких кислорода, водорода и азота.
Подверглись доработкам системы заправки
керосином, сжатыми газами, термостатирования,
пожаротушения и т. д. Была существенно реконструирована
стопятидесятиметровая поворотная башня
обслуживания РН и КА. Она пополнилась дополнительными
выдвигающимися площадками обслуживания и
новыми коммуникациями.
На стартовом сооружении появилась
многометровая заиравочно-дренажная мачта с площадками
обслуживания, дистанционно-автоматическим ее
подводом и отводом. Причем одна из площадок, по
которой идет подпитка РН жидким водородом, отводится
в момент подъема ракеты. В связи с этим тем более
совершенны и надежны должны быть ее конструкция
и качество изготовления. Обеспечена возможность
срочной эвакуации космонавтов из орбитального
корабля в безопасное помещение в случае аварии на
старте.
Стартовый комплекс представляет собой целый
городок со своими зданиями, сооружениями,
магистралями - шоссейными и железными дорогами,
подземными каналами и коммуникациями,
электроподстанциями, водоснабжением, теплоснабжением и
специальным технологическим оборудованием,
обеспечивающем подготовку и пуск системы «Энергия»-«Бу-
ран». Комплекс занимает площадь более 260 га. Он
включает в себя 70 технологических систем и
агрегатов, около 500 строительных сооружений,
соединенных между собой проходными каналами общей
протяженностью более 40 км.
Для реализации требования тщательной наземной
отработки системы «Энергия»-«Буран» на
космодроме Байконур в непосредственной близости от
стартового комплекса построен универсальный комплекс
стенд-старт, предназначенный для проведения
стендовых и технологических испытаний собранной в
Рис. 49. На стартовой
позииии «Энергия»-
«Буран». Транспортное
устройство
РОССИЙСКИЕ СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ
«пакет» ракеты-носителя «Энергия» и отдельных ее
блоков.
На основном сооружении размещается стендовая
пусковая система, предназначенная для установки на
нее с помощью транспортно-установочного агрегата
испытываемой РН и удерживающая ее в процессе
огневых испытаний. При разработке стенда было
принято решение о максимальной унификации систем и
агрегатов с оборудованием стартового комплекса, это
позволило, с одной стороны, существенно сократить
сроки и объемы работ, а с другой - упростить работы
по эксплуатации этих объектов.
Впервые построен стенд, который позволяет не
только проводить все виды испытаний РН, но также
ее пуск.
Технические решения, заложенные в конструкции
стенда, позволили при незначительных доработках его
успешно осуществить 15 мая 1987 года первый
экспериментальный пуск ракеты-носителя «Энергия».
Второй запуск с космическим кораблем «Буран»
осуществлен 15 ноября 1988 года.
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС РН «ПРОТОН».
Важнейшие проблемы, возникшие при разработке
СК, - это обеспечение надежности и безопасности
работ при подготовке и проведении пуска ракеты и
обслуживающего персонала при проведении
операции с источниками повышенной опасности,
которыми являются компоненты топлива,
используемые в ракете. Это было достигнуто с помощью
применения дистанционного управления и
максимальной автоматизации процессов подготовки к
пуску и проведения пуска РН, а также операций,
проводимых на ракете и технологическом
оборудовании СК в случае отмены пуска ракеты и ее
эвакуации с СК.
СК ракеты-носителя «Протон» отличается рядом
оригинальных технических решений.
Конструктивной особенностью стартовых и заправочных
агрегатов и систем комплекса, обеспечивающих подготовку
к пуску и проведение пуска РН, является то, что
пристыковка заправочных, дренажных, электро- и пнев-
мокоммуникаций к ней производится дистанционно,
а отстыковка всех коммуникаций осуществляется в
автоматическом режиме.
В случае необходимости слива компонентов топлива
из баков РН при несостоявшемся пуске повторной
Завод-изготовитель
Аэропорт
космодрома "Байконур"
А
Космический
аппарат
СХЕМА ДОСТАВКИ И СБОРКИ «ПРОТОНА»
Рис. 50. Ракета-носитель «Протон» готовится к пуску
128
СТАРТОВЫЕ КОМ ПЛЕСЫ КБОМ
стыковки коммуникаций к ней не требуется. На
стартовом комплексе отсутствуют кабельные и
кабель-заправочные мачты, их роль выполняют оригинальные
стыковочные механизмы пускового устройства.
Безопасность обслуживающего персонала при
выполнении работ на стартовом комплексе
обеспечивается и тем, что управление всеми операциями по
заправке РН компонентами топлива проводится в
автоматическом режиме из командного пункта,
удаленного от стартового сооружения и имеющего
необходимую степень защищенности.
В потенциально пожароопасных помещениях
предусмотрены автоматические системы пожаротушения.
Для предотвращения возможных аварийных
ситуаций при заправке ракеты-носителя «Протон»
компонентами топлива предусмотрены мероприятия,
обеспечивающие высокую экологическую совместимость
стартового комплекса с окружающей средой. Все
емкости, трубопроводы и соединения систем заправки
РН перед началом заправки проверяются на
герметичность.
Первый пуск ракеты-носителя «Протон» был
произведен в июне 1965 года со стартового комплекса
космодрома Байконур.
В 1978 г. на космодроме Байконур был введен в
эксплуатацию второй стартовый комплекс для РН
«Протон».
Эти стартовые комплексы до настоящего времени
обеспечивают всю ракетно-космическую программу
Российской Федерации по запуску тяжелых
космических аппаратов различного назначения и запуски
на GSO.
1129
российские стартовые комплексы
СТАРТОВЫЕ СООРУЖЕНИЯ НА КОСМОДРОМЕ ПЛЕСЕЦК
Установка РН «Космос»
на пусковой стол
1 — механизм подъема;
2 - плошадки обслуживания;
3 - рама транспортно-установочного
агрегата (ТУА)
РН готова к пуску
1 — лифт;
2 - кабель-мачта;
3 - платформа;
4 — механизм передвижения;
5 — токовод
Рис. 51. Стартовый комплекс РН «Космос»
130
СТАРТОВЫЕ КОМ ПЛЕСЫ КБТМ
В. Н. Соловьев
Г. П. Бирюков
КРАТКАЯ ИСТОРИЧЕСКАЯ СПРАВКА
СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО
ТРАНСПОРТНОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ (КБТМ)
ных операций, в том числе на заправленной компонентами
топлива РН.
Уровень автоматизации работ на комплексе «Космос»
около 70%. Остальные работы, в том числе повторное
подсоединение заправочных коммуникаций для слива топлива в
случае отмены пуска, выполняются, к сожалению, вручную.
В комплексе «Космос» имеются изделия, которые сгорают
при пуске РН, и их приходится заменять непосредственно на
пусковой установке, что увеличивает время подготовки
комплекса к последующему пуску и общие эксплуатационные
затраты.
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС РН «ЦИКЛОН». РН «Ци
клон» создана на базе МБР Р-36. На комплексе «Циклон»
автоматизированы все основные и многие из
вспомогательных операций. Уровень автоматизации по циклу
предстартовой подготовки и пуска РН составляет 100%. Единственной
опасной ручной операцией является повторное
подсоединение заправочных коммуникаций в случае отмены пуска.
Основной агрегат комплекса - транспортно-установоч-
ный. На него РН «Циклон» укладывается в здании сборки и
испытаний. По агрегату проложены все необходимые
коммуникации для связи РН с наземными системами. Эти
коммуникации подсоединяются к РН, вторые концы размещены на
плате, установленной в торце агрегата и снабжены
разъемными устройствами, которые на пусковой установке
автоматически пристыковываются к ответным разъемам
коммуникаций стартовых систем.
В комплексе «Циклон» сгораемые изделия сосредоточены
на транспортно-установочном агрегате и удаляются с
пусковой установки вместе с ним. Пусковой стол и другие
агрегаты не требуют проведения ремонтных работ после пуска РН.
На стартовом комплексе «Циклон» впервые организован
процесс управления подготовкой и пуском РН в полностью
автоматическом режиме.
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС РН «ЗЕНИТ». В составе
комплекса работают роботизированные агрегаты, которые,
подчиняясь программе автоматизированного управления,
сами устанавливают РН «Зенит» на пусковой стол и
подсоединяют к ней все необходимые коммуникации от наземных
систем. Причем они могут повторять эти операции
многократно, в том числе на заправленной РН с целью слива
компонентов топлива.
На стартовом комплексе «Зенит» отсутствуют изделия
разового применения (сгорающие при пуске РН), не требуется
ремонта пусковой установки после пуска, новую ракету
можно пустить через 5 часов после пуска предыдущей с той же
пусковой установки. На комплексе повышена надежность
пуска РН, поскольку имеется система удержания
ракеты-носителя на время, необходимое для диагностирования
запуска и работы маршевого двигателя ракеты до выхода его на
рабочий режим, обеспечивающий полет.
В работах по подготовке и пуску РН «Зенит» на стартовом
комплексе заняты пятьдесят операторов, включая
руководителя работ. Все они размещаются в защищенном сооружении
управления. Функции операторов заключаются в подготовке
и включении систем дистанционного автоматического
управления наземным оборудованием и бортовыми системами
ракеты и в контроле за процессом подготовки по показаниям
приборов и визуально - с помощью системы телевизионного
наблюдения.
КБТМ образовано постановлением Правительства СССР
в августе 1948 году (первоначальное наименование -
Государственное специальное конструкторское бюро) для
выполнения работ по созданию наземного оборудования ракетных
комплексов различных родов войск Вооруженных Сил
Советского Союза.
В истории КБТМ прослеживаются три этапа.
В первые годы своей деятельности A948 - 1957 гг.) КБ
занималось разработкой отдельных агрегатов наземного
оборудования. Своеобразным «профилем» КБТМ стали
специальные автоприцепы для перевозки ракет, заправщики ракет
окислителем и горючим на шасси автомобилей, монтажно-
стыковочные тележки и грузозахватные приспособления,
используемые при сборке ракет, специальные автомашины для
создания температурно-влажностного режима и другое
оборудование.
Руководителем КБТМ в эти годы был начальник и
главный конструктор Владимир Петрович Петров.
Второй этап охватывает 1958-1963 гг. и характеризуется
переходом от разработки отдельных агрегатов к созданию
комплексов наземного технологического оборудования,
обеспечивающих полный цикл работ с ракетами и их боевым
оснащением: от доставки с завода-изготовителя до пуска.
Возглавил КБТМ в 1963 году и осуществлял руководство
его научно-технической и производственной деятельностью
до 1992 года Всеволод Николаевич Соловьев, а с 1992 года
Геннадий Павлович Бирюков.
На втором этапе деятельности КБТМ накопило опыт
комплексного проектирования, поставок комплектного
оборудования, технического руководства строительно-монтажными
работами и испытаниями, авторского надзора при
эксплуатации.
Третий этап деятельности КБТМ - с 1964 г. по настоящее
время - характеризуется растущими объемами и сложностью
научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ
по направлению космической деятельности, ростом
численности и повышением квалификации работников,
совершенствованием производственной структуры и управления.
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС РН «КОСМОС». РН
«Космос» создана на основе баллистической ракеты Р-14 без
существенных доработок по ее связям с наземным
оборудованием. Это обусловило наличие на стартовом комплексе руч-
1131
российские стартовые комплексы
Космодром Плесеик.
На стартовой позииии
РН «1_1иклон-2»
РН «ЦИКЛОН» ГОТОВА К ПУСКУ
1 — кабель-мачта (КМ) ТУА
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС РН «ЦИКЛОН»
Транспортировка РН «Шиклон» к пусковому устройству (ПУ)
Подъем и установка РН «1_1иклон» на ПУ
1 - РН «Циклон»; 2 -
подъемно-установочный агрегат; 3 - транспортно-уста-
новочный агрегат (ТУА); 4 - буферная
платформа; 5 -
электроаккумуляторный тягач; 6 — агрегат автоматической
стыковки коммуникаций; 7 - пусковое
устройство (ПУ)
Рис. 52. Стартовый комплекс РН «Циклон»
132
СТАРТОВЫЕ КОМ ПЛЕСЫ КБТМ
ТРАНСПОРТИРОВКА РН «ЗЕНИТ»
К ПУСКОВОМУ СТОЛУ
1 - пусковое сооружение; 2 - пусковой стол (ПС);
3 - транспортно-установочный агрегат (ТУА); 4 -
электроаккумуляторный тягач; 5 - буферные
платформы; 6 - газоотражатель ПС; 7 - газовод
пускового сооружения
ПОДЪЕМ И УСТАНОВКА РН
НА ПУСКОВОМ СТОЛЕ
1 — гидроопоры ТУА; 2 — стрела ТУА; 3 — кабель-
мачта (КМ); 4 - гидроцилиндры подъема стрелы ТУА;
5 - патрубки системы охлаждения пусковой
установки
Рис. 53. Стартовый комплекс РН «Зенит»
РН «ЗЕНИТ» ГОТОВА К ПУСКУ
1 - боковая плата РН; 2 - блок стыковки КМ;
3 - кабель-мачта (КМ); 4 — автоматические
стыковочные устройства коммуникаиий заправки КРТ,
гелия и термостатирования хвостового отсека РН;
5 - противовес КН
133
РОССИЙСКИЕ СТАРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ
СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО
ТРАНСПОРТНО-ХИМИЧЕСКОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ (КБТХМ)
КРАТКАЯ ИСТОРИЧЕСКАЯ СПРАВКА
Конструкторское бюро транспортно-химического
машиностроения организовано 25 ноября 1943 года на базе
предприятия «Спринклер» и именовалось до 1966 г. Союзным
проектным конструкторским бюро по арматуре и противопожарному
оборудованию (СПКБ).
В 1954 г. КБ приступает к разработке систем и агрегатов
наземного оборудования ракетных комплексов. Первоначально
основным профилирующим направлением были работы по
созданию систем и средств пожаротушения ракет и
сооружений стартовых позиций.
В 1965 г. КБТХМ передается в ведение Министерства
общего машиностроения и становится головным предприятием по
заправочному и нейтрализационному оборудованию.
Используя накопленный опыт работы и результаты поисковых и
научно-исследовательских работ, КБ в этот период создает
надежные и эффективные средства заправки и нейтрализации
практически для всех ракетных и космических комплексов.
Были разработаны средства транспортировки ракетных топ-
лив и сжатых газов, их подготовки к заправке и заправки
передвижными агрегатами собственной разработки.
На заправочно-нейтрализационных станциях производится
подготовка и заправка 12 видами ракетных топлив, 7 видами
газов и 4-мя термостатирующими жидкостями. При этом из
компонентов удаляются (или заменяются) растворенные в
них газы, уничтожаются экологически опасные компоненты:
газы, жидкости. Топливо фильтруется с очисткой до 5 мкм, а
газы - до 2 мкм; жидкости заправляются в космические
аппараты с погрешностью ± 0,3 % по массе. Станции обеспечивают
вакуумирование гидравлических и газовых магистралей и
объемов до остаточного давления 5 мм ртутного столба и их
нейтрализацию. Все операции с токсичными жидкостями и
газами автоматизированы. При стыковке магистралей
используются быстроразъемные соединения, исключающие проливы
жидкостей.
С 1978 г. по 1990 г. КБТХМ возглавлял И. В. Брилев, а с
июня 1990 г. начальником и Генеральным конструктором
назначен М. И. Степанов. В настоящее время М. И. Степанов
является генеральным директором и Генеральным конструктором
КБТХМ.
СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ РН «КОСМОС». В состав стар
тового комплекса РН «Космос» входят все необходимые
системы, агрегаты и устройства, обеспечивающие подготовку РН
к пуску и собственно пуск РН с космическим аппаратом.
Основными системами, без работы которых пуск РН
невозможен, являются системы заправки РН компонентами
ракетного топлива, сжатыми газами и система дистанционного
управления заправкой. Кроме того, в составе С К имеются
агрегаты, уничтожающие последствия работы с токсичными
компонентами топлива (дренируемые пары КРТ, водные растворы,
образующиеся при различного рода смывах, промывках
оборудования). На рис. 54 показаны системы заправки
окислителем, горючим, сжатыми газами, система дистанционного
управления заправкой (СДУЗ). Компоновка их достаточно тради-
ционна для СК, содержащего две пусковые установки (ПУ).
Основное оборудование систем заправки - емкости,
насосы, гидропневмоклапаны - размещается в железобетонных
сооружениях, заглубленных в землю (хранилищах).
Хранилища КРТ, сооружение для системы сжатых газов, СДУЗ
располагаются на значительных расстояниях друг от друга и ПУ
в целях обеспечения их сохранности в аварийных случаях. От
этих сооружений по подземным проходным каналам
проложены трубопроводы, кабели к стартовому сооружению, ПУ,
где также размещается оборудование систем,
обеспечивающее стыковку с РН.
1 - РН «Космос»; 2 - башня обслуживания; 3 - система заправки окислителем;
4 - система заправка горючим; 5 - система обеспечения сжатым газом; 6 -
система дистаниионного управления заправкой (САУЗ); 7 — магистрали окислителя;
8 - магистрали горючего; 9 - магистрали сжатого газа;
1 О - кабели СДУЗ; 11 - грозозащита
Рис. 54. Система питания стартового комплекса РН «Космос»
1341
США
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Глава 5
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ,
МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ
КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ, КОСМОДРОМЫ
Алан Бартлетт Шепард
1923-1998
США - ПЕРВЫЕ ПИЛОТИРУЕМЫЕ
ПОЛЕТЫ В КОСМОС
С самого начала
программа освоения космоса
в США не привлекала
особого внимания, поскольку
эти проекты не давали
видимых результатов для
военного ведомства.
Программа космических
полетов в США получила
дополнительный импульс,
когда была создана
гражданская организация по
космосу - Национальное
управление по
аэронавтике и исследованию
космического пространства - НАСА (NASA).
Запуск в США первого искусственного спутника
Земли «Эксплорер-1» состоялся 1 февраля 1958 года на
мысе Канаверал. Масса ИСЗ 8,3 кг. По орбите он вращался
вместе с последней ступенью ракеты-носителя (общая
масса 14 кг). Масса установленной на спутнике
аппаратуры 4,5 кг. Спутник доставлен на орбиту
четырехступенчатой ракетой-носителем «Юпитер-С» («Юнона-1»).
Стартовая масса РН 28,5 т, сила тяги 370 кН. Первая
ступень снабжена ЖРД, работающим на гидразине и
жидком кислороде; остальные три ступени
оборудованы твердотопливными ракетными двигателями.
Первый суборбитальный полет по баллистической
траектории корабля «Меркурий-3» с космонавтом
А. Шепардом состоялся 5 мая 1961 года. Полет
завершился приводнением А. Шепарда в 488 км от места
запуска (мыса Канаверал). Максимальная высота
подъема 185 км, максимальная скорость 2,4 км/с,
продолжительность полета 15 мин. Максимальная перегрузка при
торможении достигала 11 единиц (рис. 55).
При осуществлении суборбитальных полетов
использовалась одноступенчатая ракета-носитель «Редстоун -
Меркурий». Стартовая масса около 30 т, сила тяги при
старте 347 кН. Топливо для работы ЖРД - спирт и
жидкий кислород.
20 февраля 1962 года для американцев наступил
долгожданный день первого орбитального полета корабля
«Меркурий-6». В этом полете астронавт Дж. Гленн
совершил три витка вокруг Земли. Продолжительность
полета Дж. Гленна составляла 4 ч. 54 мин. Впоследствии
было выполнено еще три полета, в последнем из
которых (астронавт Г. Купер) была достигнута
продолжительность полета 34 ч. 19 мин. 49 с. B2 витка).
Для выведения космического корабля «Меркурий» на
орбиту с перигеем 160 км, апогеем 260 км
использовалась одноступенчатая ракета-носитель
«Атлас-Меркурий», имевшая стартовую массу не более 117,9 т при
силе тяги 1590 кН. Максимальная масса полезного груза
1350 кг. Ракета-носитель «Атлас-Меркурий»
оборудована тремя ЖРД. Два являются ускорителями и
сбрасываются на заданной высоте. Сила тяги маршевого ЖРД
2R-105 235 кН, топливо двухкомпонентное - жидкий
кислород и керосин. По программе «Меркурий»
(Mercury) было выполнено шесть полетов. Самым
коротким был первый полет Алана Шепарда в течение 15
мин., а самым продолжительным - последний полет в
течение 34 ч. 20 мин.
Программа «Джемени» (Gemini) 1964-1966 гг.
явилась дальнейшим развитием программы пилотируемых
полетов. Космический корабль имел двухместную
кабину объемом 2,26 м*. Было проведено 10 полетов. Самый
короткий продолжительностью 4 ч. 53 мин., а самый
длинный - 13 суток 18 ч. 35 мин.
Для осуществления полетов по программе
«Джемени» использовались РН «Титан-Н» (рис. 66).
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «САТУРН
«Сатурн» - наименование американских двух- и
трехступенчатых ракет-носителей («Сатурн-1»,
«Сатурн-IB», «Сатурн-5»), созданных в 1964-1967 гг. для
обеспечения лунной программы «Аполлон».
Двухступенчатая РН «Сатурн-1» (Block-2) имеет
длину 57,9 м, наибольший диаметр 6,53 м, стартовую
массу 517 т. На первой ступени установлено 8 ЖРД Н-1
фирмы «Рокетдайн» суммарной тягой 5874 кН, на
второй ступени 6 ЖРД LR-115 (RL-10) фирмы Pratt&
Whitney суммарной тягой 400 кН. Первый старт
осуществлен в мае 1964 года (рис. 57).
Двухступенчатая РН «Сатурн-1В» предназначена для
доставки на околоземную орбиту космических кораблей
«Аполлон». Максимальный полезный груз 18,1 т,
стартовая масса 590 т, в качестве первой ступени
использовалась модифицированная первая ступень ЖРД
1135
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
30 м
20 м
10 м
система
спасения
01780
..спирт
-кислород
Rocketdyne
347 кН
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ
«РЕДСТОУН-МЕРКУРИЙ»
Рис. 55. Программа «Меркурий»
СХЕМА СУБОРБИТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
Отделение
космического
аппарата
Маневрирование
на орбите
Торможение
%
Работа двигателя
первой ступени
Старт РН
«Редстоун-Меркурий»
Вход в
атм<
система
спасения
твердотопливная
силовая
установка
Приводнение
парашют
герметичная
кабина
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ
(КАПСУЛА) «МЕРКУРИЙ»
1361
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
120 м
100 м
система
спасения
космический
„корабль
«Аполлон»
03912
80 м
06604
- водород
\
- кислород
•J-2, 900 кН
60 м
-водород
-кислород
J-2
'5x1030=5150 кН
40 м
-кислород
20 м
010058
керосин
5x6810=34050 кН
Рис. 56. Программа исследований Луны:
« Сатурн-5 » - «Аполлон »
«Сатурн-1». Вторая ступень имеет один ЖРД J-2 тягой
1023 кН. Первый полет состоялся в 1966.
РН «Сатурн-5» фактически является
специализированной, созданной только для вывода лунного
комплекса на орбиту ожидания. Ракета имеет три ступени.
Управляющие силы в полете создаются при работе
первой и второй ступеней за счет поворота четырех
качающихся периферийных двигателей. На третьей ступени
управление производится за счет поворота маршевого
двигателя и двух блоков рулевых двигателей. Первая
ступень S-10 и вторая S-11 имеют одинаковый диаметр -
10,06 м. Третья ступень SIVB имеет диаметр 6,6 м.
На первой ступени установлено 5 ЖРД F-1 фирмы
«Рокетдайн» (Rocketdyne) суммарной тягой 33850 кН,
на второй ступени 5 ЖРД J-2 суммарной тягой 5115 кН,
на третьей ступени один ЖРД - J-2. Максимальная
стартовая масса 2928,5 т, масса полезного груза,
доставляемого на круговую орбиту Н = 500 км, около 120 тонн.
Первым летательным аппаратом, доставившим
человека на поверхность Луны, был американский
космический корабль «Аполлон-11» (рис. 56). Полет состоялся
16 июля 1969 года. В кабине корабля находились три
астронавта - Н. Армстронг (командир корабля), М.
Коллинз (пилот корабля) и Э. Олдрин (пилот лунного
экспедиционного аппарата).
21 июля в 5 ч. 56 мин. на поверхность Луны вступил
первый человек - Н. Армстронг, затем к нему
присоединился Э. Олдрин. Астронавты, одетые в скафандры с
автономной ранцевой системой жизнеобеспечения,
осмотрели свой корабль снаружи, установили
телевизионную камеру, разместили на лунной поверхности
несколько измерительных приборов, собрали образцы
лунных пород около 22 кг. Они оставили на луне
несколько медалей с изображением погибших
космонавтов: Ю. А. Гагарина, В. М. Комарова, В. Гриссома,
Э. Уайта, Р. Чаффи. Покидая Луну, астронавты
оставили на ней фотокамеры, инструменты для сбора лунных
камней, ранцевые системы жизнеобеспечения и другое
снаряжение. 21 июля в 20 ч. 54 мин. астронавты
стартовали с Луны, пробыв на ней 21 ч. 36 мин. 24 июля в 19 ч.
50 мин «Аполлон-11» приводнился в Тихом океане к
юго-западу от Гавайских островов.
Так завершился первый полет на Луну. Еще недавно
люди читали о путешествиях на наш естественный
спутник только в научно-фантастических романах, а теперь
стали свидетелями этого полета. Вот что говорил об
удивительном лунном мире Н. Армстронг: «Из лунной
кабины небо казалось черным, но на Луне было светло как
днем, и поверхность ее была рыжевато-коричневой. При
ходьбе по Луне не приходилось затрачивать особых
усилий. Правда, поверхностный рыхлый слой несколько
препятствовал свободному передвижению - скользили
ноги. Чтобы не потерять равновесия и не упасть,
приходилось передвигаться, наклонившись вперед.
Конечно, в условиях лунного притяжения хочется
прыгать вверх. Свободные прыжки возможны на
высоту до одного метра. Прыжки на большую высоту часто
заканчивались падением. Наибольшая высота прыжка
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
100 м
80 м
60 м
40 м
20 м
«САТУРН-1»
БЛОК-1
«САТУРН-1 >
БАОК-2
«САТУРН-1 В»
«АПОААОН»
«САТУРН-1 >
(AS-203)
«САТУРН-V»
«АПОААОН»
«САТУРН-V»
«СКАЙАЭБ»
Рис. 57. Ракеты-носители «Сатурн»
138
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
составляла два метра - Олдрин прыгнул до третьей
ступеньки лестницы лунной кабины. Падения не имели
неприятных последствий. Скорость настолько мала, что
нет оснований опасаться каких-либо травм».
После полета «Аполлона-11» США произвели еще
шесть запусков пилотируемых космических кораблей
на Луну.
Полеты астронавтов на Луну сопровождались
выходами астронавтов на поверхность для установки
научной аппаратуры, проведения экспериментов, сбора
образцов минералов.
При полете «Аполлона-14» в распоряжении
астронавтов имелась ручная тележка, а начиная с полета
«Аполлона-15» - вездеход массой 208 кг, способный
передвигаться со скоростью 13 км/ч, обладающий ходом до 92
км и выдерживающий нагрузку до 490 кг. Шесть
экспедиций доставили на Землю около 400 кг образцов
лунных пород.
По программе «Аполлон» разработаны также
двухступенчатые РН «Сатурн-1» и двухступенчатые РН
«Сатурн-1В».
Значительное место в американской
научно-исследовательской деятельности было отведено созданию
орбитальной станции «Скайлэб» (Skylab). Такой проект
появился в середине 60-х годов. В мае 1973 года станция
«Скайлэб» была выведена на околоземную орбиту
ракетой-носителем «Сатурн-5» (без третьей ступени). С
1973 по 1974 гг. станцию посетили три экипажа
астронавтов. В 1979 г., раньше расчетного срока, станция
вошла в плотные слои атмосферы и прекратила
существование. Транспортным кораблем для доставки экипажа
на станцию и возвращения его на Землю служил
модифицированный блок космического корабля «Аполлон»,
который выводился на орбиту РН «Сатурн-1В».
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ДЛЯ
КОММЕРЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ
В первые годы освоения космического пространства в
США был создан ряд носителей, обеспечивающих
военные исследовательские программы. Изменение
характера грузопотока в начале 80-х годов потребовало
увеличения грузоподъемности ракет-носителей, что было
сделано за счет создания дополнительных разгонных
блоков («Аджена», «Центавр» и др.) При этом было
предусмотрено, что эти разгонные блоки могут быть
использованы в сочетании с различными РН. Так
появились РН «Титан-Центавр», «Атлас-Аджена» и др.
Основу парка транспортных средств США
составляют РН, каждая из которых имеет несколько
модификаций, и многоразовая транспортная космическая система
«Спейс Шаттл», введенная в эксплуатацию в 1981 г.
Предполагалось, что с вводом в эксплуатацию МТКС
«Спейс Шаттл» ракеты-носители будут сняты с
эксплуатации.
Однако существенно большие затраты на один пуск
«Шаттла» - до 250 млн долл. - вынудили пересмотреть
планы.
На схеме приведены сведения, характеризующие
структурные изменения компаний Lockheed и Boeing с
1990 до 1997 гг.
Unisys Federal Systems
IBM Federal Systems
LTV Missiles
Ford Aerospace
Loral
G.E. Aerospace
Martin Marietta
General Dynamics Space Systems
General Dynamic Convair
Lockheed
Lockheed
Martin
Logicon
Westinghouse Electronic Systems Group
LTV Vought Aircraft
Grumman
Northrop
Me Donnel Douglas
Northrop Grummai
Rockwell Aerospace and Defense
Boeing
i
Boeing w
ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА
«СПЕЙС ШАТТЛ»
«Спейс Шаттл» (Space Shuttle) - космический челнок
- наименование пилотируемой многоразовой
транспортной космической системы для доставки на орбиты
(высотой 200-500 км) грузов различного назначения. Она
предназначена для проведения на орбите различных
исследований, технических экспериментов (в том числе
военного характера), обслуживания обращающихся на
орбите космических аппаратов, доставки на Землю
результатов исследований с борта этих объектов, а также самих
КА с целью ремонта или модификации и последующего
вывода их на орбиту (рис. 58).
В составе «Шаттла» имеются два ускорителя
(ракеты, работающие на твердом топливе), центральный
топливный бак, орбитальный самолет с ЖРД (II ступень)
(рис. 59).
Заказчиком и ответственным исполнителем системы
«Спейс Шаттл» является НАС А, орбитального
самолета компания Rockwell, твердотопливных ускорителей
компания Thiokol, подвесного бака - компания Martin
Marietta.
Стартовая масса «Шаттла» более 2000 т.
Орбитальный самолет может доставить на околоземную орбиту
полезную нагрузку 24,4 т B00 км, 28°), а сам он весит
(масса сухого) 69 т.
139
ОБШИЙ ВИД И СХЕМА ПОЛЕТА
1 - старт; 2 - отделение твердотопливных ускорителей; 3 - отделение топливного бака;
4 - выход на орбиту; 5 - маневры на орбите; 6 - торможение; 7 - вход в атмосферу;
кислородный бак
узел крепления бака
водородный бак
часть
кислородного
ПОДВЕСНОЙ БАК
Масса пустого 30 т
Диаметр 8,4 м
Стартовая масса 751 т
Масса топлива 72 I т
крепления
Ж
1
Т В с гди i vj
носовой
обтекатель
— парашют
^JHI^ топливе
П А И В Н Ы И
УСКОРИТЕА
Стартовая масса
Топливо
Длина
Диаметр
Тяга
Время горения
590 т
502 т
45,46 м
3,77 м
11790 кН
123 с
стальной
корпус
\Л
Рис. 58. Транспортная система «Спейс
маршевые двигатели
Rocketdyne
Зх 1670- 5010 кН
орбитального
маневрирования
Rocketdyne
центрального
двигателя SSME
трубопровод
подачи водорода
трубопровод
подачи кислорода
ОБШИИ ВИЛ
ОРБИТАЛЬНОГО С
манипулятор
двигатель орбитального
маневрирования OMS,
тяга 27 кН
горючее
(монометил-
гилразин)
правого
двигателя сопло
баллоны
МАРШЕВАЯ СИЛОВАЯ
УСТАНОВ КА
окислитель
(N2O4)
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
ОРБИТАЛЬНОГО
МАНЕВРИ РОВАНИЯ
Рис. 59. Орбитальный самолет «Спейс Шаг
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Длина топливного бака 47 м, диаметр 8,4 м, стартовая
масса 751 т, запас топлива 721 т. Длина
твердотопливного ускорителя 45,46 м, диаметр 3,77 м, стартовая
масса 590 т, масса топлива 502 т, создаваемая тяга на Земле
2хИ790кН.
При взлете работают ЖРД, установленные на
орбитальном самолете, и твердотопливные ускорители.
После того как горючее вещество в ракетах сгорит, они
сбрасываются (рис. 58). На заданной высоте
срабатывает автомат, и над падающей ракетой открывается
купол парашюта. Скорость падения резко уменьшается, и
она приводняется в океане. Корабли спасательной
службы вытащат ракеты из воды и доставят на завод,
где они будут восстановлены и пригодны для
повторного применения. Центральный бак не спасается.
После отделения он совершает беспорядочное падение и
разрушается. Номинальная длительность
орбитального полета 7 суток, а при наличии дополнительных
запасов расходуемых материалов она увеличивается до 10
суток. Численность экипажа 5-7 человек. Экипаж
совершает полет без скафандров (за исключением
выхода в открытый космос). Перегрузка на всех этапах
полета не превышает 3 единиц.
Маршевая двигательная установка состоит из трех
кислородно-водородных ЖРД SSME фирмы Rocketdyne.
Тяга, создаваемая двигателями на Земле, 3 х 1700 = 5100 кН
и соответственно 3 х 2090 = 6270 кН на высоте.
Максимальная продолжительность непрерывной работы 8
минут. Общий ресурс 7,5 часов. ЖРД рассчитан на 55
полетов. Имеются также ЖРД для выполнения маневров на
орбите тягой по 27 кН и 44 ЖРД ориентации тягой по 3,9
или 0,11 кН. ЖРД маневрирования обеспечивают довы-
ведение ступени на орбиту после отделения
центрального топливного бака, коррекцию орбиты, сближение с
другими орбитальными объектами и торможение для
схода с орбиты.
Полная стоимость программы МТКС, по оценке
одного из журналов, составила около 20 млрд долл. (в
ценах 1983 г.), около 10 млрд долл. на разработку и более
9 млрд долл. на изготовление 5 кораблей: «Интер-
прайз», «Колумбия», «Челленджер», «Дискавери», «Ат-
лантис». До января 1986 года КК «Колумбия» совершил
7 полетов, «Дискавери» - 6, «Атлантис» - 2,
«Челленджер» взорвался при десятом запуске (январь 1986 г.).
При взрыве произошло разрушение всей системы и
гибель экипажа в составе 7 человек, включая двух женщин.
Астронавты могли бы остаться в живых, если бы
конструкция самолета предусматривала систему спасения в
случае аварии при старте.
После более чем 32-месячного перерыва в сентябре
1988 года был осуществлен запуск КС «Дискавери» с 5
астронавтами на борту. В процессе полета доставлен на
орбиту спутник-ретранслятор, проведены
технологические, географические и медицинские эксперименты.
После четырех суток полета «Дискавери» благополучно
приземлился.
В 1991 г. совершил первый полет шестой аппарат
«Индевор» (рис. 60).
В соответствии с имевшемся соглашением «Шаттлы»
9 раз стыковались с отечественной космической
станцией «Мир». Первая стыковка была осуществлена 3
февраля 1994 года («Дискавери» STS-60). Это был
первый полет российского космонавта на американском
корабле. Последняя, девятая стыковка осуществлена 3
июня 1998 года («Дискавери» STS-91).
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «АТЛАС
В США в 1951 г. на фирме «Конвер» (Convair)
началась научно-исследовательская работа по определению
возможности создания баллистической ракеты дальнего
действия. Разработанная в 1958 г. ракета-носитель
получила название «Атлас-В». Стартовая масса ракеты
111,23 т. В последующие годы фирмой «Локхид-Мар-
тин» были разработаны «Атлас-Меркурий» A961 г.),
«Атлас-Аджена» A964 г.), «Атлас-Д» A965 г.),
«Атлас-Центавр», «Атлас-Центавр SLV-3C». Подробнее об
этом см. рис. 61. Стартовая масса 148 т. Ее первый
успешный старт состоялся в мае 1963 года.
Отличительной особенностью ракет-носителей
«Атлас» является наличие отделяемой бустерной
приставки. Двигатели B х LR-89-NA фирмы Rochetdyne)
питаются топливом из баков первой ступени. Тяга,
создаваемая двумя двигателями, - 1854 кН.
Тяга центрального двигателя первой ступени 267 кН.
...
Pratt & Whitney
A United Technologies Company
142
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Рис. 60. На стартовой позиции
143
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
40 м
30 м
20 м
10 м
LV-3A LV-3B LV-3C SLV-3 D SLV-3C SLV-3A F SLV-3D Е Н G
Agena Manned Centaur Agena Space Centaur Agena Space Centaur Space Space Centaur
1958 1959 1962 1964 1965 1967 1968 1968 1972 1980 1983 1984
KA «Пионер-10»
, бак водорода
„ бак кислорода
RL-1OA-3-3
-03048
бак окислителя,
азотная кислота
бак горючего/
керосин
, RL-105-NA,
267 кН
2xRL-89-NA,
2x927=1854 кН
1990
II
1991
НА
1992
MAS
1993
IIAR
1998
MARS
2000
Atlas
D-1A
Atlas Atlas I Atlas II Atlas MAS
Centaur I Centaur II Centaur HA
Atlas
Первый полет
Май 1962
29 полетов
D-1T
15 полетов
РН ATLAS-CENTAUR LV-3C
Февраль 1974 Centaur G-Prime
7 полетов
144
РАЗГОННЫЕ БАОКИ «ЦЕНТАВР»
Рис. 61. Ракеты-носители «Атлас» [1, 3]
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Работают
двигатели РБ
Второе включение
двигателей РБ
Отделение
РБ «Центавр»
Сброс
обтекателей
Работает
маршевый ЖРД
V
I
i
Сброс
бустера
d
Выключение
двигателей РБ
Отделение
полезного груза
РБ «Центавр» Щ/
уводится с орбиты
РБ «Центавр-МА
2xRL 10А-4 N
2x185 кН
Pratt&Whitney
РН HAS и IIARS
снабжены
ускорителями
Castor-IVA
4x434=1736 кН
1 -
4 -
7 -
10
13
15
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА Ж РЛ РЛ-180
пусковой кран горючего; 2 — насос горючего; 3 — баллон с гелием;
- газогенератор; 5 — теплообменник; 6 — турбина газогенератора;
- насос окислителя; 8 - азотный инжектор; 9 - пусковой бак;
— клапан; 11 — главный насос окислителя; 12 — насос горючего;
— регулятор горючего; 14 — главный клапан жидкого кислорода;
— клапан горючего; 1 6 - клапан; 1 7 - клапан горючего; 1 8 - камера
РН НА и MAS
снабжены
двигателями
RL105NA+ 2RL89M
266 + 1854 кН
Rocketdyne
РН IIAR и MARS
снабжены
двигателем РА-1 80
3900/4230 кН
НПО «Энергомаш»
Схема полета РН Atlas-Centaur
ДВИГАТЕЛЬ РД-1 80
Рис. 62. Ракета-носитель Atlas-IIAS-IIARS
Рис. 63. Двигатель РД-180
145
* А Р У Б Г Ж hi Ы Е Р А К Е Т Ы - Н О С И Т Е А И
60 м
40 м
20 м
IF1
Наименование
ПГ GTO, т
401
5
501
4,1
511
4,9
521
6
531
6,9
541
7,6
55
8,2
HLV
13,15
0,36
0,30
§¦ 0,24
0,18
0,12
0,06
0,0
7,0
6,0
¦ 5,0
О)
«4,0
1
1з,о
2,0
• 1,0
. 0,0
5250,0
- 4500,0
3750,0
о
- 5 3000,0
л
8
Q.
0 2250,0
1500,0
• 750,0
0,0
180,0
150,0
1120,0
1 90,0
60,0
30,0
0,0
Скоро
напор
Ск
Переп
стной
/
OPOCTI
)узка-
л
\/
//
\ 1
N
М
/
/
/
J.
f
- Выс<
/
>та
0,0 50,0 100,0 150,0 200,0 250,0 300,0 350,0 400,0
Время полета, сек
Скорость, перегрузка, скоростной напор,
возникающие при запуске РН «Атлас-IIARS»
30 м
20 м
i
о
о
05ОСК
L
\
н
10 м
длинный
обтекатель
короткий
обтекатель
полезный
груз
бак горючего,
водород
бак окислителя,
кислород
бак окислителя,
кислород
бак горючего,
керосин RP-1
ТТРД
двигатель
РА-180
Рис. 65. Ракета-носитель «Атлас-5»
ATLAS-5 521
146
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Краткие характеристики РН Atlas-IIAS,
Atlas-IIAR, Atlas-IIARS
Заказчик
Исполнитель
Первый старт
Пуски:
всего/аварийн.
Алина, м
Стартовая масса,
Atlas-IIAS
Loc
XII 1993
18/0
47,5
т 234
Стартовая тяга, кН 3846
Полезный груз, т
LEO, 185 км, 28°
GTO
Ускорители:
Наименование
Тяга, кН
I ступень:
Наименование
двигателей
Тяга, кН 1
II ступень:
Наименование
двигателей
Тяга, кН
Стоимость пуска,
млн $
8,64
3,39
«Кастор- IVA»
4x434=1756
«Рокетдайн»
2xLR-89+
LR-105
854+267=2121
«иентавр-НА»
RL10A-4-1
198,4
95-105
Atlas-IIAR
k h eed Mart
V2000
1/0
52,8
240
3827/4152
8,64
4,06
нет
«Энергомаш»
1 х РД-180
3900/4230
«иентавр-НА» .
RL10A-4-1
198,4
80
Atlas-IIARS
i n
238
5656
9,1
4,2
«Кастор-IVA»
2x434=868
«Энергомаш»
1 x РД-180
3900/4230
к иентавр-НА»
RL10A-4-1
198,4
На второй ступени установлен разгонный блок Сеп-
taurD. Два двигателя фирмы Pratt&Whitney RL-10A-3-3
используют в качестве компонентов топлива О2/Н2 и
создают тягу в вакууме 134 кН.
В 1992 г. стартовала ракета-носитель «Атлас-ИА».
Стартовая масса 187,7 т.
Ракета-носитель Atlas-IIAS снабжена четырьмя
твердотопливными ускорителями «Кастор-IVA».
Суммарной тягой 4 х 434=1736 кН (см. рис. 63).
Управление движением носителя осуществляется
отклонением основных и стартовых двигателей в
карданных подвесах.
Ракеты-носители «Атлас-НА» и HAS показаны на
рис. 62. Характеристики носителя Atlas-IIAS
приведены в таблице.
Значительное улучшение летных характеристик
получено на носителе «Атлас-IIAR» с установкой на
первой ступени российского двигателя РД-180 (рис. 65).
Двигатель РД-180 является модификацией двигателей
РД-170 и РД-171, установленных на РН «Зенит» и
«Энергия». Двигатель разработан НПО «Энергомаш»
(см. таблицу на стр. 24) в рамках сотрудничества с
компанией Pratt&Whitney^-AMPOCC.
Двухступенчатый «Атлас-IIAR» получился длиннее,
чем «Атлас-IIAS», из-за увеличенного на 3 м
кислородного бака первой ступени. «Атлас-IIAR»
способен вывести на геопереходную орбиту (GTO)
полезный груз массой 4060 кг. Блок второй ступени
«Центавр» имеет диаметр 3,05 м и длину 10,07 м, баки из
нержавеющей стали. Двигатель один - RL10A-4-1B,
разработка Pratt&Whitney со сдвигающейся сопловой
насадкой. Тяга, развиваемая двигателем в пустоте, 98 кН.
Первый полет совершен 25 мая 2000 года, на орбиту
доставлен коммуникационный спутник связи.
В феврале 1999 года компания Lockheed Martin Astro-
nautic объявила о создании нового носителя Atlas-5.
Необходимость нового носителя возникла у компании в
связи с общей тенденцией увеличения масс
коммерческих космических аппаратов. Основной принцип,
заложенный в конструкцию нового семейства Atlas, -
модульность - т. е. РН разной грузоподъемности
собирается из ограниченного числа одинаковых элементов.
Разработчики предполагают, что им удастся довести
грузоподъемность на GTO РН «Атлас» до 7000-8000 кг.
Первый пуск планируется в 2001-2002 гг.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «ТИТАН
Работы по созданию баллистических ракет «Титан»
(Titan) начаты фирмой «Мартин Мариетта» (Martin
Таблица 13
Разгонные блоки ракет-носителей «Титан»
Изготовитель
Наименование
Масса топлива, кг
Топливо
Изготовитель РА
Наименование РА
Тяга, кН
Повторный запуск
Стартовая масса, т
«Титан-Ш»
Me Donnel Douglas
РАМ*** Dll
3200
Твердое
Thiokol
STAR-63D
78,3
нет
3,5
Martin Marietta
i
•
ь
TOS
9710
HTPB*
CSD
SRM-1
200
нет
10,8
«Титан-IV»
Boeing
i
...(j
ar
IUS**
9700+2750
HTPB-A1
CSD
SRM-1
200/312
есть
13,9
Martin Marietta
Iff Hi'111 j[j
Centaur G
20320
O2/H2
Pratt&Whitney
RL-10A-3-3A
2x73 = 146
есть
23,9
* НТРВ - смесевое твердое ракетное топливо на основе полибутадиенового каучука.
** IUS - Interim Upper Stage
*** РАМ - Payload Assist Module
147
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
СЕМЕЙСТВО РН «ТИТАН»
II
Gemini
1964
MIA
1964
1MB
1966
34В
1975
IMC
1965
MID
1971
HIE
1974
34D
1982
IISLV
1988
III
1989
IV
1989
60 м
05080
40 м
20 м
Titan-IVB/Centaur G Titan-IVB/IUS
Алина, м 62,2 62,2
Масса, т 939,3 924,5
Полезный груз, т:
LEO 21,9
GTO 5,77
Твердотопливные ускорители
Производитель
Наименование
Длина, м
Диаметр, м
Тяга, кН
Масса, т
Масса сухого, т
Топливо:
горючее
окислитель
Масса топлива, т
Удельный импульс,
Н»с/кг
Время горения, с
UTC*
SRM
34,41
3,11
2x7117
2x315,7
2 х 49,5
PBAN-AI
NH4CLO4
2 х 272,16
2687
в вакууме
121,5
НАС**
SRMU
34,28
3,2
2 х6361
2 х 352,2
2 х 36,5
88% НТРВ
2x315,7
2842
в вакууме
137
*UTC - United Technologies Corporation
**НАС - Hercules Aerospace Company
Рис. 66. Ракеты-носители «Титан»
148
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Таблица 14
Заказчик
Исполнитель
Первый старт
Пуски: всего/аварийн.
Алина, м
Стартовая масса, т
Стартовая тяга, кН
Полезный груз, т:
LEO
GTO
GSO
Стоимость пуска, млн $
Основные характеристики
«Титан II»
«Титан-340»
Martin Marietta
1964
21/0
39
190
1913
24,6A987)
1982
15/4 (до 1984)
52,1
676,9
13924
13,950
90-110
ракет-носителей «Титан»
«Титан-Ш»
Cor.
1990
47,3
680,4
14848
14,334
4,309
130-150
«Титан-IV»
«Центавр-G»
Lockheed
1989
19/0A996)
62,2
867
16656
18,140
4,535
220
«Титан-IVB»
«Центавр-G»
Marti n
1997
62,2
939,3
15150
21,9
5,77
350±50
Ускорители:
Исполнитель
Масса, т
Топливо: гор./окислитель
Двигатель (фирма)
Наименование
Тяга, кН
Время горения, с
UTC (United Technologies Corporation) НАС
2 х 247 2 х 247 2 х 31 5,7 2 х 352,2
PBAN A I / NH4CIO4 88% НТРВ
UTC (United Technologies Corporation) НАС
UA-1205 UA-1205 UA-1207 SRM
2x5782 2x6210 2x7117 2x6361
120 116 121,5 137
I ступень:
Исполнитель
Масса, т
Топливо: гор./окислитель
Двигатель (фирма)
Наименование
Тяга, кН
Martin Marietta Cor. Lockheed Martin
127 126,6 141 162,84 162,8
Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4
Aerojet Aerojet Aerojet Aerojet
LR87-AJ-5 LR87-AJ-11 LR87-AJ-11 LR87-AJ-11 LR87-AJ-11
1913 2x1180 2x1214 2x1214 2x1214
II ступень:
Исполнитель
Масса, т
Топливо: гор./окислитель
Двигатель (фирма)
Наименование
Тяга, кН
Martin Marietta Cor. Lockheed Martin
58 33,3 38 39,26 39,4
Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4
Aerojet Aerojet Aerojet Aerojet
LR91-AJ-II LR91-AJ-II LR91-AJ-II LR91-AJ-II LR91-AJ-II
445 450 301,6 318 463
III ступень:
Исполнитель
Масса, т
Топливо: гор./окислитель
Двигатель (фирма)
Наименование
Тяга, кН
Martin Marietta Cor.
12,2 13,150
Aerozine50/N2O4 Aerozine50/N2O4
Aerojet Aerojet
AJ10-138 AJ10-138
2 x 35,6 2 x 35,6
Lockheed Marti n
23,48
H2/O2
Pratt& Whitney
RL10A3-3A
2 x 73,4
23,5
H2/O2
Pratt&Whitney
RL10A3-3A
2 x 73,4
Marietta) в 1955 г. Ракеты-носители «Титан»
разработаны на базе баллистических ракет «Титан-2». В
настоящее время существуют двух-, трех- и
четырехступенчатые варианты РН «Титан». Первый старт РН «Титан-П»
состоялся в 1964 г. В 1965 г. стартовала РН «Титан-
ШС», стартовая масса 645 т, а в 1982 г. «Титан-34О» со
стартовой массой 676,9 т. Ракета-носитель «Титан-IV»
разработана на базе носителя 34D. Ее первый полет
состоялся в 1989 г.
Семейство ракет-носителей «Титан» показано на
рис. 66. На рис. 67 показано устройство РН «Титан-ШЕ».
Стартовая масса 640 тонн. В качестве третьей ступени
используется разгонный блок «Центавр».
Ракета-носитель «Титан-IV» эксплуатируется с
разгонным блоком «Центавр» или твердотопливным
блоком IUS (рис 68). Краткие характеристики разгонных
блоков приведены в таблице 13.Система управления
размещена в верхней части разгонного блока
«Центавр».
Используется также два типа твердотопливных
ускорителя (SRM или SRMU). Характеристики
ускорителей приведены в таблице на стр. 144.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «ДЕЛЬТА
Началом возникновения семейства ракет-носителей
«Дельта» можно считать 1959 г., когда космический
центр НАСА имени Годдарда заключил контракт с
фирмой «Дуглас» (Duglas Aircraft Company) на создание 12
ракет-носителей «Дельта». В мае I960 года с мыса
Канаверал был осуществлен первый старт РН «Дельта»,
имевшей на борту спутник «Эхо-1».
Возникла РН «Дельта» на базе ракеты средней
дальности «Top» (Thor), которая была разработана в
1955-1957 гг. На первой и второй ступенях
установлены ЖРД, на третьей ступени двигатель, работающей на
твердом топливе. Стартовая масса носителя 51,9 т.
РН «Дельта-2914» разработана в 1975 г., стартовая
149
обтекатель
III ступень
CentaurD-IT
RWIOA-3-3
134 kN
переходник
Наименование ускорители I ступень II ступень III ступень
Длина, м суммарная 48,77
Диаметр, м 3,0 3,0 3,0 3,0
Масса, т суммарная 680
Тяга, кН 2 х 6210 /450 463 2 х 67
Импульс
тяги, Н»с/кг 2602 2959 3106 4350
Топливо твердое аэрозин 5O/N2O4 ^2^2
управления
XLR91
450 kN
аэрозин 50
ускорители
2 х 5340 kN
аэрозин 50
т
Рис. 67. Ракета-носитель «
LR-87
2710 kN
СХЕМА ПОЛЕТА РН «ТИТАН»
Сброс
обтекателей
t=233 сек j
первой ступени
t=304 сек ^з
Отделение
второй ступени
t=541 сек
Орбитальный полет
t=1018ceK
h=163,2KM
v=7,8 км/сек
' Отделение
ускорителей
t= 126 сек
h=51,9 км
v=1,87 км/сек
Система,
управления
Антенна -
водорода
Кран
кислорода"
Баллон _
гидразина
Обтекатель
Бак
водорода
Баллон
РАЗГОННЫЙ БЛОК
«UEHTABP»
; двигателя
| первой
! i ступени
if t=115,9 сек
Платформа полезного
груза
Система
управления \
Переходная ступень
Раздвижное сопло
Камера
ТТРД
т
Ш Старт РН
«Титан»
t=0 сек
РАЗГОННЫЙ БАОК IUS
Рис. 68. Разгонные блоки IUS, Centaur
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
40 м
т
30 м
20 м
10 м
¦ обтекатель
^полезный
груз
,Star-48B
66 кН
бак
аэрозина 50
• бак N2O4
- гелий
Aerojet
AJ10-118K
43 кН
бак
керосина
бак
кислорода
02438
трубопровод
горючего
ТТРД
/ Castor-li
Rocketdyne
RS27
9x231=2079 kN
Рис. 69. Ракета-носитель «Дельта-2914»
подставка
космический
аппарат
ступень
Star-48B
Двигатели
Aerojet
AJ10-118K
42 кН
ступень
Castor-!VA
ТТРД
9x435=3915 кН
RS27 889,6 кН
Рис. 70. Ракеты-носители «Дельта-6925, 7925?
152
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Таблица 15
Характеристики ракет-носителей «Дельта-6925», «Дельта-7925», «Дельта-Ш» и «Дельта-1У»
«Лельта-6925»
«Лельта-7925»
«Аельта-Ш»
«Дельта-IV»
4GEM60S
«Лельта-IV»
тяжелая
Заказчик
НАСА
НАСА
НАСА
Армия
Армия
Исполнитель
McDonnell Duglas McDonnell Duglas
Boeing
Boeing
Boeing
Первый старт
1989
1990
2001
2003
Пуски: всего/аварийн.
17/17
25/23
Алина, м
38,1
39,62
39
66
71,6
Стартовая масса, т
218
230
301,45
Стартовая тяга, кН
2620
2630
4804,6
5332
8700
Полезный груз, т:
LEO, 185 км, 28°
GTO, 28°
3,9
1,45
5,9
1,84
8,160
3,8
6,668
13,2
Ускорители:
Фирма
Наименование
Топливо
Тяга, кН
Thiokol
Castor-IVA
твердое
9 х 427,1
Hercules
GEM
твердое
9x435
Hercules
GEM
твердое
9x435
Hercules
GEM
твердое
4x435
Rocketdyne
RS-68
O2 / керосин
2 x 2900
I ступень (двигатели):
Фирма
Наименование
Топливо
Тяга,кН
Rocketdyne
RS-27
889,6
О
Rocketdyne
RS-27
/ керосин
889,6
R Р- 1
Rocketdyne
RS-27 A
889,6
Rocketdyne
RS-68
О2/Н2
2900
Rocketdyne
RS-68
O2/H2
2900
II ступень (двигатели):
Фирма
Наименование
Топливо
Тяга, кН
Aerojet Aerojet Pratt&Whitney Pratt& Whitney Pratt&Whitney
AJ-10-118K AJ-10-118K RL10-B2 RL10-B2 RL10-B2
N2O4 / Аэрозин 50 O2/H2 O2/H2 O2/H2
42,4 4^4 105 105 105
III ступень (двигатели):
Фирма Thiokol
Наименование STAR-48B
Топливо твердое
Тяга, кН 42,4
Thiokol
STAR-48B
твердое
42,4
Стоимость пуска, млн $
45-50
5500$ /кг ПГ
масса 187,14 т. Семейство РН «Дельта» показано на
рис. 71.
До 1987 г. разработкой и постройкой ракет-носителей
семейства «Дельта» занималась компания McDonnell
Duglas Corporation. В настоящее время этим занимается
компания «Боинг» (Boeing), которая разрабатывает
новые модификации «Дельта-Ш» и «Дельта-IV».
На рис. 70 показаны трехступенчатая РН «Дельта-
6925» и «Дельта-7925», а их основные характеристики
приведены в таблице.
На носителях «Дельта-6925» и «Дельта-7925» в
качестве ускорителей используются Castor-IVA и GEM
(Graphite Epoxi Motors) фирмы Hercules.
Ускорители Castor-IVA, GEM
Наименование
Алина, м
Диаметр, м
Масса, т
Масса топлива, т
Топливо, Г/О
Тяга, кН
Время горения, с
«Дельта IIMV» 6925
GEM 605 Castor-IVA
1,168
НТРВ -
608,1
11,2
1,0
11,7
10,1
7925
GEM
13
1,0
13
11,7
- AI/NH4CLO4
478,3
56,2
487,6
63
Третьей ступенью является разгонный блок PAM-D,
его составной частью служит твердотопливная силовая
установка STAR-48B.
Ракеты-носители «Дельта-Ш» и «Дельта-IV»
показаны на рис. 71.
Стартовые устройства РН «Дельта» расположены
на мысе Канаверал, на побережье полуострова Флорида
(см. рис. 85) и на испытательной базе ВВС США Ван-
денберг на западном берегу Тихого океана (рис. 72).
По сравнению с Delta-II на носителе Delta-III
применены:
- более мощная верхняя ступень с однокамерным
ракетным двигателем;
- более мощная связка твердотопливных ускорителей
(на 25%);
- большие по размерам обтекатели, изготовленные из
композиционных материалов;
- на первой ступени установлены ЖРД фирмы
«Боинг» RS-27A и два вереньерных двигателя фирмы
Rocketdyne;
- на второй ступени ЖРД фирмы Pratt&Whitney
RL10-B2.
В 1998 г. ВВС США заключили контракт с фирмой
Boeing на изготовление 19 ракет-носителей «Дельта-IV»
стоимостью около 1,3 млрд долл.
Предполагается создать до пяти вариантов носителя:
легкий, средний (три модификации), тяжелый (рис. 71).
Средний и тяжелый варианты носителя «Дельта-IV»
применяют кислородно-водородные двигатели фирмы
Rocketdyne RS-68. Тяга, создаваемая двигателем, - 2900 кН.
Грузоподъемность на GTO составляет:
- легкий вариант 4200 кг
- средний вариант D,2) с двумя
твердотопливными ускорителями
(обтекатель диаметром 4 м) 5800 кг
153
I I t
СЕМЕЙСТВО РН «ДЕЛЬТА»
Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта Дельта
А В С D T J М М-6 904 2914 3914 3910 3920 4920 5920 6825
/РАМ /РАМ
1960 1962 1962 1963 1964 1965 1968 1968 1969 1971 1972 1975 1980 1982 1989 1989 1989
ГРУЗОПОДЪЕМНОСТЬ СТО, кг
[5 68 68 82 104 150 263 356 454 635 724 954 1154 1270 1270 1360 1450
оотекатель
из
композиционных
материалов
0 3000
обтекатель
обтекатель
из
композиционных
материалов
0 3000
обтекатель
зииионных
материалов
0 4000 /
агрегаты
управления
керосина
RP-1
первая
кислорода
ускорители
зииионных
материа-
ЖРА RS-27A
ЖРД
RL 10B-2
керосина
0 4000
тель,
0 1168
«Аельта-11» «Дельта-П» «Аельта-И» «Дельта-М» «Аельта-Н»
7326-40 7425-10 7925-10 7925 7925H-10L
Полезный груз, кг ( переходная орбита GTO)
898 1102 1799 1869 2030
:<Аельта-1М>
8930
Рис. 71. Ракеты-носители «Дельта-Ш» и Дельта-ГУ^
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
- средний вариант E,2) с двумя
твердотопливными ускорителями
(обтекатель диаметром 5 м) 4800 кг
- средний вариант E,4) с четырьмя
твердотопливными ускорителями
(обтекатель диаметром 5 м) 6700 кг
- тяжелый вариант с двумя
жидкостными ускорителями 13200 кг
В мае 1999 года с космического стартового комплекса
на мысе Канаверал осуществлен запуск РН Delta-Ill со
спутником связи Orion-З. Из-за нештатной работы
двигательной установки второй ступени спутник выведен
на нерасчетную орбиту.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «КОНЕСТОГА
Твердотопливные ракеты-носители «Конестога» (Со-
nestoga) разрабатываются в США компанией EER
Systems Corp. Примерно в 1982 г. компания SSI (Space
Services Incorporated) начала работы над созданием
коммерческих твердотопливных ракет-носителей. В начале
девяностых годов эти компании объединились.
Первый полет РН «Конестога-1620» состоялся в
1995 г. (рис. 73).
Четырехступенчатая ракета-носитель «Конестога-
1620» снабжена ускорителями «Кастор- IVA» и «Кас-
тор-IVB». Два ускорителя «Кастор-IVA» и два «Кастор-
IVB» используются в качестве первой ступени. Два
«Кастор-IVB» являются второй ступенью.
Центральный «Кастор-IVB-l» используется как третья ступень.
Камеры «Кастор-IVA» фиксированы. Камеры
«Кастор-IVB» соединены гидравлическим приводом и могут
поворачиваться, изменяя направление вектора тяги.
Ускорители «Кастор-IVA»,
«Кастор-IVB», «Кастор-IVB-1»
Наименование
Алина, м
Аиаметр, м
Масса, т
Топливо, т
Топливо, г/о
Тяга, кН
Горение, с
«Кастор-IVA» «
9,14
1,02
11,34
10,2
НТРВ
493
54
Кастор-IVB
9,14
1,0
9,98
- AI/NH4
427
63,8
»«KacTop-IVB-1»
9,24
1,02
11,4
9,98
CLO4
430
64,2
В качестве четвертой ступени используется
твердотопливный разгонный блок STAR-48V фирмы «Тио-
коль». Длина блока 2,07 м, диаметр 1,25 м, масса 2,16 т,
масса топлива 2,01 т, тяга 68,3 кН.
Стартовая масса РН «Конестога-1620» - 87,4 т,
стартовая тяга 1580 кН. Полезный груз, доставленный на
орбиту D63 км, 40°), составляет 889 кг.
Запуск ракет-носигелей «Конестога» производится
со стартовой базы Уоллопс (Wallops Flight Facility),
расположенной на побережье Тихого океана.
Стоимость пуска около 12 млн $.
Рис. 72. Стартует «Дельта»
1561
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
15 м
01830
10 м
20 м
СЕМЕЙСТВО РН «КОНЕСТОГА>
подставка
10 м
Castor-IVa
1229
1379
1620
1669
1679
ВИАСНИЗУ
«КОНЕСТОГА-1620>
Отделение двух
ускорителей
«KacTop-IVB-2
t=127,8 сек
РАЗГОННЫЙ BAOKSTAR-48V
(>SJ Ш\ масса
2,16 т
ШЩ Топливо НТРВ - AI/NH4CLO4
\ Ш/ Тяга
nJB^^ Время
^Э горения
/^-» Длина
Диаметр
68,3 кН
292 с
2,07 м
1,25 м
Отделение
ускорителей
«Кастор-Р
t=65,3 сек
Отделение *
обтекателей
t= 180,0 сек
IVB»
Отделение
третьей
ступени
t=186,0 сек
Включение
двигателей
четвертой
ступени
t=215,0ceK
Четвертая
ступень в
орбитальном
полете
t=339,0 сек
Отделение
ускорителей
«Кастор-IVA»
t=56,6 сек
Старт РН
«Конестога-1620»
t=0 сек
СХЕМА ПОЛЕТА РН
«КОНЕСТОГА-1620»
СТАРТОВАЯ УСТАНОВКА
Рис. 73. Ракета-носитель «Конестога» [3, 6]
1157
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА АВИАЦИОННО-
КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ «ПЕГАС-XL»
(полярная орбита,
полезный груз 245 кг)
Сброс
обтекателей
t=112ceK
И=110км
Включение
третьей ступени
t=594 сек \(
h=739 км ^К
Отделение
полезного груза
t=660 сек
h=741 км
v=7,487 км/сек
Отделение
второй ступени
1=166сек
h=208,34 км
v=5,469 км/сек
км »
Г'
система
управления
подставка
для груза
t=0 сек
п=11,58км
М=0,79
Включение
второй ступени
t=95,3 сек ё
h=87,5 км /
Включение
первой ступени
t=5ceK, Ь=11,47км
Отделение
первой ступени
t=76 сек
h=59,63 км
переходник
обтекатели
ступень
(STAR 37, Star 48)
31,9 кН
I ступень
Топливо НТРВ
197 кН
крыло
размах 6,7 м
II ступень
197 кН
стабилизатор
РАКЕТА-НОСИТЕАЬ «ПЕГАС-XL)
«Пегас»
«Пегас-XL»
Заказчик
Исполнители
Первый старт
Пуски: всего/успешные
Алина, м
Стартовая масса, т
Тяга, кН
Полезный груз, кг:
LEO, 300 км, 28°
GTO
GSO
Стоимость пуска, млн $
«Пегас»
OSC
1990
8/0
15.5
18.52
/486,7
320
11
«Пегас-XL»
OSC
1994
21/3
17,37
22.583
/486,7
370
15
I ступень
Исполнитель
Масса, т
Топливо: гор./окисл.
Двигатель
Наименование
Тяга, кН
Время горения, с
Hercules Hercules
14,020
HTPB-AI/NH4CIO4
Hercules Hercules
Orion 50s Orion 50s
/486,7 /486,7
72,3 76
II ступень
Исполнитель
Масса, т
Топливо: гор./окисл.
Двигатель
Наименование
Тяга, кН
Время горения, с
Hercules Hercules
3,4
HTPB-AI/NH4CIO4
Hercules Hercules
Orion 50 Orion 50
/122,8 /122,8
71,4 70,7
III ступень
Исполнитель
Масса, т
Топливо: гор./окисл.
Двигатель
Наименование
Тяга, кН
Время горения, с
Hercules Hercules
0,985
HTPB-AI/NH4CIO4
Hercules Hercules
Orion 38 Orion 38
/34,6 /34,6
64 66
Рис. 74. Авиационно-космическая система «Пегас» [5]
158
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Включение двигателя
второй ступени t=159 сек
Сброс обтекателей
t= 163 сек
Отделение
первой ступени
t=154,2 сек
Отделение
нулевой
ступени
t=81 сек /Л
20 м
01270
10 м
Старт РН
«Таурус»
t=0 сек
02360-
ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «ТАУРУС»
Рис. 75. Ракета-носитель «Таурус»
Включение двигателя
третьей ступени t=769 сек
Отделение
полезного
груза
t=829 сек
полезный
груз
ступень
Пегас», 31,9 кН
ступень
«Пегас», 118 кН
I ступень
«Пегас»
484 кН
переходная
ступень
ступень О
«Кастор-1 20»
1687 кН
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА «ПЕГАС»
В 1987 г. американская компания OSC (Orbital
Science Corporation) начала разработку ракеты-
носителя, способной доставить на околоземную орбиту
полезную нагрузку по сравнительно низким ценам.
Объединившись в 1988 г. с компанией Hercules
Aerospace Company (НАС), создали
авиационно-космическую систему «Пегас» (Pegasus).
Основными составляющими
авиационно-космической системы «Пегас» является трехступенчатая
твердотопливная ракета-носитель и самолет-носитель (разгон-
щик). На высоте немногим более 11 км при скорости
полета 0,8 М ракета-носитель отделяется и совершает
дальнейший полет, используя тягу своих двигателей (рис. 74).
Полезные грузы доставляются на околоземную орбиту
или совершают суборбитальный полет. Стартовая масса
трехступенчатой РН «Пегас-XL» - 18,5 т. Первый полет
совершен в 1990 г. Длина 15,5 м, диаметр 1,27 м, масса
полезного груза 460 кг. Изготовлена РН из углеродистых
композиционных материалов. Тяга твердотопливных
двигателей в вакууме: первой ступени - 484,9 кН, второй
ступени - 122,8 кН и третьей ступени - 38,3 кН.
Соответственно время горения: 74,4; 72,5 и 69,6 секунд. Удельный
импульс тяги двигателей - 2850 Н • с/ кг.
В мае 1999 года с борта самолета-носителя L1011 был
выполнен пуск РН «Пегас-XL» с американскими
спутниками. Это был двадцать седьмой запуск РН
семейства «Пегас».
1159
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Сброс обтекателей
Отделение
первой ступени
t=84 сек
v=0,92 км/сек
Отделение второй ступени Отделение полезного груза
t=170 сек, v=4,26 км/сек t=393 сек, v=7,88 км/сек
СХЕМА ПОЛЕТА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ LLV3
обтекатель
{модель 92
. 02340
«Орбус-
21 D»
«Кастор-
'120»
обтекатель
модель 1 20
@3005
«Орбус-
21 D»
« Кастор-
1 20»
« Кастор-
120»
30 м
, обтекатель
модель 1 91
[03580
20 м
«Орбус-
21D»
« Кастор-
120»
10 м
« Кастор-
120»
« Кастор-
120»
LLV1
LLV2
LLV3
Выход на )
орбиту назначения
обтекатель
управляюшии
модуль фирмы Olin
Aerospace Company
«Op6yc-21D»
ТТРД
переходная
ступень
«Кастор-120»
ТТРА
:<KacTop-IVA» ТТРД
. ОТ 2 АО 6
Рис. 76. Ракета-носитель LLV [3, 8]
1601
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ТАУРУС»
Работа по созданию ракеты-носителя «Таурус»
(Taurus) начата корпорацией Orbital Science
Corporation (OSC) в 1987 г. Первый успешный полет
четырехступенчатой ракеты-носителя «Таурус» совершен в
1994 г. При разработке носителя «Таурус» его
создатели стремились максимально снизить
эксплуатационные расходы. Длина РН «Таурус» 27,4 м, стартовая
масса 73 т, стартовая тяга 1547 кН.
В качестве нулевой ступени используется «Кастор-
120» фирмы «Тиоколь», первой ступени - первая
ступень носителя «Пегас». Для второй ступени - вторая
ступень «Пегаса». Аналогичным образом использована
третья ступень «Пегаса».
Для запуска РН «Таурус» используется передвижная
стартовая установка. Процедура подготовки к старту
занимает от 5 до 7 дней. Запуски могут производиться с
испытательного полигона на мысе Канаверал или
Западного испытательного полигона (испытательная база
ВВС Ванденберг).
Краткая характеристика РН «Таурус»
Первый старт
Пуски: успешные/всего
Стартовая масса, т
Стартовая тяга, кН
Полезный груз, т
LEO, 200 км, 28°
GTO, 28°
0-я ступень, «Кастор-120»
Тяга, кН
I ступень, ТТРА
Тяга, кН
II ступень, ТТРА
Тяга, кН
III ступень, Star 48
Тяга, кН
Стоимость пуска, млн лолл
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ LLV
Таурус
1994
1/1
73
1574
1,45
0,45
1574
484,9
118,2
31,9
18-20
В мае 1993 года компания «Локхид» объявила о своем
желании разработать несколько твердотопливных
носителей, способных в значительной степени снизить
стоимость доставки на орбиту полезных грузов. В основу
проекта были заложены уже существующие и хорошо
себя зарекомендовавшие модули. Были предложены
три ракеты-носителя (LLV1, LLV2 и LLV3) для доставки
на околоземные орбиты полезных грузов массой от 800
до 3660 кг (рис. 76).
На носителе LLV1 в качестве первой ступени
используется разгонный блок «Кастор-120», второй ступени
«Орбус-210».
Носитель LLV2 трехступенчатый. Здесь для первой и
второй ступени применяется «Кастор-120». Для третьей
ступени взят разгонный блок «Орбус-210».
Ракета-носитель LLV3 комплектуется двумя
твердотопливными ускорителями «Кастор-IVA». Краткие
характеристики используемых модулей приведены в
таблице.
Основные характеристики ускорителей
Наименование
Где установлен
1 ступень
Алина, м
Диаметр, м
Масса топлива, т
Масса, т
Топливо
Тяга, кН
Время горения, с
«Кастор-
120»
LLV1,
LLV2,
LLV3 -
9,02
2,36
48,8
52,85
НТРВ
1554
82,7
«Кастор-
IVA»
LLV3
9,02
1,01
10,13
11,63
НТРВ
490,8
82,7
«Орбус-
21D»
LLV1 -
LLV2,
LLV3 -
3,18
2,33
9,8
10,64
НТРВ
183,2
154
таблица 16
Основные характеристики носителей
LLV1, LLV2 и LLV3
Заказчик
Исполнитель
Количество ступеней
Первый старт
Пуски:
успешные/всего
Алина, м
Стартовая масса, т
Стартовая тяга, кН
Полезный груз, кг:
LEO, 185 км, 28°
GTO, 28°
I ступень
(двигатели)
II ступень
III ступень
Стоимость пуска,
млн долл.
LLV1
НАСА
LLV2
НАСА
LLV3 (х)
НАСА
«Аокхид-Мартин»
2
1995
18,9
66
1554,8
800
«Кастор-
120»
Орбус
21D
16
3
1996-
1997
2/3
28,2
120,5
1685,8
1980
«Кастор-
120»
Кастор
120
«Орбус-
21D»
21
3+2
ускорителя
31
193,3
2667
3255
«Кастор-
120»
Кастор
120
«Орбус-
21D»
23-27
Запуски РН LLV могут производиться с Восточного
испытательного полигона и испытательной базы
Ванденберг на Западном побережье США.
161
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ПОЛИТИКА НАСА ПО СОЗДАНИЮ
СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ
Д. Энглунд (Douglas Englund),
представитель НАСА в России
В 1994 г. Белый дом издал документ, определяющий
политику США в области создания средств выведения,
который был разработан Национальным советом по
науке и технике и одобрен президентом Б. Клинтоном.
Документ определяет курс национальной безопасности,
потребностей населения и коммерческого сектора.
Документ указывает два стратегических направления:
1. Поддержание на существующем уровне и
улучшение характеристик имеющихся одноразовых ракет-
носителей.
2. Инвестиции для проведения
научно-исследовательских и проектно-конструкторских работ для
создания и эксплуатации многоразовых транспортных
космических систем нового поколения, которые могли бы
существенно уменьшить стоимость космических полетов.
Поставлена техническая задача: снизить за 10 лет
стоимость доставки на околоземную орбиту полезных грузов
с 20000 долларов за килограмм до 2000 долларов.
Поставлены задачи:
1. Определить новую национальную политику
расходования средств на космические полеты,
согласующуюся с текущими бюджетными ограничениями и
возможностями, представляемыми новыми технологиями. В
соответствии с новой политикой Министерство
обороны будет нести основную ответственность за
модернизацию существующих одноразовых ракет-носителей.
НАСА будет отвечать за научно-исследовательские и
проектно-конструкторские работы по созданию систем
многоразового использования.
2. Определить политику в использовании
федеральными ведомствами иностранных средств запуска и их
компонентов. С окончанием «холодной войны» для
США стало возможным использовать иностранные
научно-технические достижения, включая российские,
использовать зарубежные технологии и средства запуска,
если это не противоречит требованиям национальной
безопасности США, их внешней политике и принципам
коммерческого рынка запусков.
3. Определить политику использования
федеральными ведомствами избытка баллистических ракет для
коммерческих пусков. Документ обязывает
правительство учитывать потребность в коммерческих пусках и
устанавливает определенные критерии использования
баллистических ракет.
4. Обеспечить все возрастающую роль частного
сектора в процессе принятия на федеральном уровне
решений о научно-исследовательских и
проектно-конструкторских работах в области космических полетов. По
сравнению с прежней национальной политикой в
области космических полетов этот документ нацеливает
Министерства транспорта и торговли на определение
возможности кооперации правительства и
промышленности и учета их в реализуемых планах НАСА и
Министерства обороны.
Свыше трех десятилетий НАСА находится на
переднем крае разработок, которые помогают нам жить и
работать в космосе и делают возможными научные
исследования. Хотя эти средства и являются наиболее
доступными и надежными системами запуска на
сегодняшний день, тем не менее их относительно высокая
стоимость серьезно ограничивает возможности космической
науки. Снижение стоимости запуска является
ключевым фактором, обеспечивающим возможность
коммерческого использования космического пространства.
Роль НАСА в снижении стоимости полетов в космос
состоит в том, чтобы вести исследования по
технологиям следующего поколения, которыми
промышленность не может позволить себе заниматься. Это
исследования технологий дальнего прицела, связанных с
большим риском и высокой отдачей, которая сделает
возможной разработку космических транспортных
систем будущего. НАСА проводит эти исследования,
устанавливая партнерские связи с промышленностью в
соответствии с потребностями страны и
коммерческими возможностями.
Усилия НАСА сосредоточены на разработке
следующих летных образцов: летный образец «Клиппер-Грэм»
(С-ХА), летный образец «Х-34», запускаемый в полете с
самолета-носителя, летный образец передовой
технологии «Х-33». Эти летные образцы будут постепенно
прогрессировать, вытесняя при этом технологию из
лабораторий в реальный мир. Тот факт, что эти аппараты
предназначены для полетов, гарантирует возможность
внедрения передовых идей и жизнеспособность системы в
целом. Первый шаг был сделан летом 1996 г., когда в
полет отправился аппарат С-ХА. На его борту был
установлен бак для жидкого водорода, а также
топливопроводы и клапаны из композиционных материалов. Это
представляло собой значительный прогресс в
применении композиционных материалов для баков с
криогенной жидкостью.
Второй ступенькой станет программа «Х-34», начатая
летом 1996 г., первый полет по которой запланирован на
март 1999 года. «Х-34» будет летать со скоростью до 8М
и в автоматическом режиме производить посадку. В
этом аппарате из композиционных материалов сделаны
основные структурные элементы, поверхности
управления и топливные баки. «Х-34» является не только
пробным камнем для передовых технологий, он также
послужит полигоном для разработки будущих образцов
летательных аппаратов и научных исследований. Работа над
проектом Х-34 закончена, изготовлены и монтируются
162
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
основные части фюзеляжа из композиционных
материалов. В настоящее время НАСА занимается
сертификацией «Х-34» и самолета-носителя L-1011 к первой
серии летных испытаний. Основная цель этих
испытаний состоит в том, чтобы убедиться в способности
«Х-34» к автоматической посадке и готовности к
следующему полету.
Третья ступенька программы «Х-33» соединяет
коммерческое планирование с демонстрацией на Земле и в
полете перспективных конструкций, материалов и
технологии, двигательной установки с тем, чтобы:
1) разработать технологии, необходимые для штатной
системы;
2) продемонстрировать, что аппарат можно
разработать и эксплуатировать с небольшими затратами;
3) снизить коммерческий и технический риск и
пробудить к творческой разработке и эксплуатации
полностью многоразовой пусковой системы.
Программа «Х-33» предусматривает создание
полуразмерного экспериментального образца. В
совокупности эти три программы обеспечат получение
беспроцентной информационной базы в виде 40-50 летных
испытаний новых технологий и рабочих идей к началу
разработок новой системы. В июле 1996 года НАСА
поручило компании «Локхид-Мартин»
спроектировать, изготовить и провести летные испытания
аппарата «Х-33», а также продемонстрировать ключевые
технологии и представить готовые бизнеспланы и планы
коммерческих предприятий. По программе «Х-33»
начата окончательная сборка, а на военно-воздушной
базе Эдварс в Калифорнии начато строительство
стартового комплекса. «Х-33» - это уже не проект на бумаге,
а сборка летного образца космического аппарата.
Совместно с предприятиями НАСА соберет и
критически обработает информацию, необходимую для
разработки полноразмерной модели многоразовой
транспортной космической системы. Оба партнера сделают
важный вклад в понимание технической
осуществимости и возможности практического использования
многоразовой транспортной космической системы, а также
жизнеспособность и роль государства.
Такой новаторский подход устранил ненужный
контроль со стороны государства и создал взаимовыгодные
отношения между НАСА и предприятиями.
1163
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ
КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ, РАЗРАБАТЫВАЕМЫЕ
ПРИ ФИНАНСОВОЙ ПОМОШИ НАСА
МНОГОРАЗОВЫЙ
ОДНОСТУПЕНЧАТЫЙ НОСИТЕЛЬ
«ДЕЛЬТА КЛИППЕР»
В начале девяностых годов в зарубежной печати был
опубликован ряд статей, описывающих различные
проекты одноступенчатых многоразовых транспортных
космических аппаратов (МТКА), способных стартовать с
Земли, совершить орбитальный полет в невесомости и
вернуться обратно к месту старта (SSTO - single stage to
Orbit).
Отличительной чертой этих проектов является то
обстоятельство, что они основываются как на уже
существующих технологиях, так и на технологиях ближайшего
будущего, что делает возможным их осуществление в
обозримом будущем.
На конкурсной основе был принят проект аппарата
«Дельта Клиппер», разработанный специалистами
фирмы «Макдоннел - Дуглас» с вертикальным стартом
и посадкой. Этот носитель сможет входить в атмосферу
с ориентацией носовой части по вектору скорости, а
затем разворачиваться и садиться вертикально,
используя тормозной импульс двигателя и амортизационные
свойства четырех убирающихся в полете «ног»
(шасси). Проектом предусмотрено создание пилотируемого
и беспилотного вариантов. Носитель «Дельта
Клиппер» сможет находиться на орбите более 7 суток. При
дозаправке в космосе может использоваться как
межорбитальный аппарат для полета на геостационарную
орбиту или при обслуживании трассы околоземная
орбита - лунная база.
Силовая установка будет укомплектована
перспективными ЖРД фирмы Pratt&Whitney. Система
управления, применяющаяся для управления
пространственным положением аппарата в полете, использует в
качестве топлива те же компоненты, что и маршевые
двигатели: кислород и водород. Управление на атмосферном
участке полета осуществляется с помощью четырех
поворотных аэродинамических щитков, установленных в
нижней части аппарата.
Трехместная кабина и помещение для полезных
грузов находятся в средней части аппарата, в нижней
части размещен водородный бак, а в верхней -
кислородный бак.
Носитель «Дельта Клиппер» предназначен для
выведения ПГ массой примерно до 9000 кг на низкую
околоземную орбиту с малым наклонением, однако его
создатели утверждают, что путем масштабного
увеличения грузоподъемность может быть увеличена.
Эксплуатация носителя позволит проводить высокоскоростные
транспортные операции в любую точку земной
поверхности в течение одного часа летного времени. В отноше-
Рис. 77. Экспериментальный космический аппарат
«Дельта Клиппер» (DC-X)
1641
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
нии расходов по программе предполагается, что
натурный аппарат может быть построен при общих затратах
около 2 млрд долларов, а стоимость доставки на орбиту
1 кг полезного груза не будет превышать 1500-2000
долларов.
И сентября 1993 года проведено испытание опытного
образца в 1/3 натуральной величины, массой около 20 т.
Аппарат поднялся на высоту 91м, переместился в
горизонтальном направлении на 107 м и совершил мягкую
посадку через 66 секунд после старта. На аппарате
установлено четыре ЖРД суммарной тягой около 240 кН.
В последующие годы было проведено еще несколько
летных испытаний аппарата «Дельта Клиппер» в
околоземном пространстве.
ПРОГРАММА «Х-34»
Цель программы «Х-34» - продемонстрировать в
полете ключевые технические решения и режимы
работы летательных аппаратов многоразового
использования (RLV), определяемые следующими задачами:
обеспечение низкой стоимости доставки грузов в
космос и конкурентоспособность на рынке коммерческих
запусков. Летательный аппарат проектируется и
создается корпорацией Orbital Sciences Corporation. На
нем установлен ЖРД, изготовление которого
финансируется государством (рис. 78). Технические задачи
программы «Х-34»:
- в течение одного года совершить 25 испытательных
полетов в автономном режиме;
- демонстрировать безопасное аварийное
прекращение полета;
- совершать активные полеты вплоть до высот -80 км;
- достигнуть скорости полета до числа М = 8;
- использовать в конструкции композиционные
материалы (аэродинамические плоскости, фюзеляж,
силовая рама, топливные баки, криогенная теплоизоляция,
трубки, клапаны);
- разработать теплозащитные покрытия для передних
кромок;
- разработать недорогое программное обеспечение
полета;
- разработать бортовую систему контроля состояния
летательного аппарата;
- установить среднюю стоимость повторного полета.
Основной двигатель имеет тягу 270 кН и является
модификацией двигателя Fastrac на топливе жидкий
кислород/жидкий керосин, разработанного
Исследовательским центром имени Маршалла (MSFC). Этот
двигатель выполнен по схеме без дожигания; имеет
один ТНА.
Типичный полет «Х-34» состоит из следующих
этапов: отделение от самолета-носителя L-1011, запуска
двигателя и разгона до заданного числа М, набора
высоты, пассивного полета с последующим возвращением и
посадкой.
Элевоны, руль направления, подфюзеляжные щитки
и аэродинамический тормоз обеспечивают управление
при пассивном полете; на больших высотах добавляется
реактивное управление. На участке полета с
работающим основным двигателем управление по тангажу и
рысканию осуществляется изменением направления
вектора тяги.
Программа разделена на два этапа.
- На первом этапе проводится проектирование и
изготовление летательного аппарата и будут выполнены
два полета при числах М до 3,8.
- На втором этапе в течение 12 месяцев выполняются
25 полетов в диапазоне достижимых скоростей. Старты
будут производиться из мест, выбор которых
гарантирует приобретение опыта работы в широком диапазоне
погодных условий и условий окружающей среды.
ПРОГРАММА «Х-33
Летом 1996 г. было принято решение о создании
летательного аппарата «Х-33». Этот прототип
одноступенчатого летательного аппарата предназначен для
доставки грузов на орбиту, будет демонстрировать
вертикальный взлет и посадку в планирующем режиме,
используя подъемную силу, создаваемую его корпусом.
Аппарат - непилотируемый, с автономной системой
управления, однако он даст возможность испытать все
ключевые системы в условиях реального полета. Его
летные испытания предполагалось начать в 1999 г.,
продемонстрировать надежность @,999) и
способность находиться в полете в течение нескольких дней.
Однако в связи с техническими проблемами,
возникшими при проектировании и статических испытаний,
начало летных испытаниях перенесено на 2001 г.
Краткие технические
характеристики «Х-33»
Алина, м 19,2
Размах, м 20,4
Масса при взлете, т 123,7
Топливо жидкий водород/
жидкий кислород
Масса топлива, т 95,3
Маршевый двигатель два двигателя:
«Аэроспайк» и XRS-2200
Тяга при взлете, кН 2x930=1860 кН
Максимальная скорость, М 15
Двигатель с центральным телом «Аэроспайк»
разрабатывается компанией Boeing Rocketdyne Propulsion в
соответствии с договором между НАСА и фирмой
«Локхид-Мартин» о проектировании и создании
экспериментального летательного аппарата «Х-33», который
должен продемонстрировать ключевые технические
решения и иметь меньшую стоимость, что необходимо для
следующего поколения летательных аппаратов
многократного использования (МТКА).
Исследовательский центр им. Маршалла в
Хантсвилле (штат Алабама) руководит программой «Х-33» как
частью общей технической программы по разработке
МТКА. Двигатель «Аэроспайк», по мнению его
разработчиков, позволит создать МТКА с минимально воз-
1165
многоразовый космический
аппарат «х-34»
/^ Отделение от
jv^ самолета-носителя
Включе
Посадка
f
ние двигателя
Работа ДУ Высота до 80 км Ц у,
до набора ^7 S^k. Слив избытка
скорости М=8,(^г/ *^*V топлива
ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА МНОГОРАЗОВОГО
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «Х-34»
^^^^^ИИИ1 Заход на посадку
управления
\ ,
верхняя
обтекатель
горючего
(керосин)
вправления
эрмозной
ооковая
УСТРОЙСТВО
МНОГОРАЗОВОГО
КОСМИЧЕСКЕГО
АППАРАТА «Х-3 4»
оотекатели
(кислород)
Рис. 78. Многоразовые
космические аппараты для
испытаний новых технологий
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
можными габаритами и минимальной стоимостью, так
как он полностью занимает донную часть, уменьшает
донное сопротивление и сочетается с летательным
аппаратом, что приводит к экономии массы по сравнению с
двигателем, имеющим круглое, осесимметричное сопло.
Общий вид и принципиальная схема двигателя
«Аэроспайк» приведены на рис. 79.
В колоколообразном сопле заданной формы и длины
газы расширяются только так, чтобы найти лучший
компромисс их формы и длины для конкретных
летательных аппаратов и траекторий полета. На больших
высотах газы могут расширяться и дальше, если сопло
имеет большую длину и тем самым будут обеспечены
лучшие характеристики. Однако, так как сопло не так-
то просто удлинить, от улучшения характеристик по
существу приходится отказываться.
«Аэроспайк» дает возможность решить эту проблему.
Его выхлопная струя с одной стороны открыта
атмосфере и свободно расширяется, что позволяет двигателю
работать с оптимальным расширением газов на всех
высотах. Этот факт компенсирует уменьшение
атмосферного давления по мере подъема летательного аппарата,
поддерживая характеристики двигателя на высоком
уровне на всей траектории полета. Свободная струя
расширяется в наружном направлении, подстраивая
давление выхлопных газов к местному атмосферному
давлению. А с другой стороны, воздействует на наклонную
поверхность сопла, создавая тягу. Это свойство
высотной компенсации позволяет использовать простую, не
сулящую больших затруднений схему двигателя без
дожигания генераторного газа.
Двигатель «Аэроспайк» прямоугольной формы
(«линейный»), вписывается в летательный аппарат с
прямоугольной кормой. Приспособляемость двигателя
«Аэроспайк» снижает массу его конструкции по
сравнению с двигателями, имеющими обычное
профилированное сопло, тем самым уменьшаются габариты и
стоимость летательного аппарата. Кроме того,
«Аэроспайк» хорошо вписывается в конструкцию
летательного аппарата, вытекающая из него струя горячих
газов почти полностью заполняет донную часть
летательного аппарата, тем самым снижая донное
сопротивление, которое обусловлено существованием
открытых, не заполненным газом зон в донной части
летательного аппарата.
Подобно летательному аппарату «Х-33», линейный
двигатель «Аэроспайк» проектируется в масштабе.
Для «Х-33» будут изготовлены четыре двигателя. Два
из них установят на летательном аппарате, а два
других будут испытываться; один из них переберут и
используют как резервный. Каждый из двух двигателей
«Х-33» будет иметь 20 камер сгорания; камеры
размещены вдоль переднего края центрального тела - по
десять штук с каждой стороны и создают тягу на Земле
2 х 930 кН. Полноразмерный двигатель «Аэроспайк» с
14 камерами сгорания (по семь штук с каждой
стороны) будет создавать тягу около 2000 кН. Топливом для
модельного и полномасштабного двигателя являются
жидкий кислород и жидкий водород. Единственным
продуктом сгорания этого топлива будут пары воды.
Управление летательными аппаратами «Х-34» и
«Х-33» по тангажу, крену и рысканию будет
осуществляться путем создания разнотяговости, т. е.
варьированием тяги сегментов двигателя «Аэроспайк» - в
противоположность варианту с поворотом (качанием)
всего двигателя для изменения направления вектора
тяги. Этот способ управления уменьшает количество
механических систем и существенно снижает массу
летательного аппарата по сравнению с летательным
аппаратом, на котором устанавливаются двигатели с ко-
локолообразными соплами. Тягу двигателя «Х-33»
можно изменять в диапазоне 40-119% от ее
расчетного, номинального значения, в то время как тягу
двигателя для полноразмерного летательного аппарата
можно будет варьировать в диапазоне от 18 до 100%.
Ожидается, что срок эксплуатации линейного двигателя
«Аэроспайк» для МТКС будет составлять 100 полетов.
Проектирование полноразмерного двигателя
планировалось завершить в 1999 г. После изготовления
и испытания агрегатов приступят к сборке двигателя.
Наземные испытания двигателя будут проводиться во
второй половине первого десятилетия XXI века. Сборку
двигателя будет осуществлять фирма «Рокетдайн».
Испытания агрегатов будут проводиться как на фирме
«Рокетдайн», так и в Исследовательском центре НАС А
им. Маршалла. Двигатели будут испытываться в
Исследовательском центре им. Стенниса в штате Миссисипи.
Технические характеристики
двигателя XRS-2200
Тяга, кН
на Земле
в пустоте
Удельный импульс тяги, Н*с/кг:
на Земле
в пустоте
Компоненты топлива
Соотношение компонентов
Схема
Степень расширения
сопла
Диапазон регулирования
тяги, %
Размеры, см:
головная часть
донная часть
930
1216
3390
4390
жидкий кислород
жидкий водород
5,5
без дожигания
генераторного газа
58
40-119
высота 338
ширина 224
высота 117
ширина 224
Расстояние от передней
кромки до донной части, см
201
Летательный аппарат «Х-33» будут запускать с базы
ВВС Эдварда в Калифорнии; посадка будет произво-
1681
США - РА КЕТЫ-НОС И ТЕЛ И
SPACE SHUTTLE
VENTURE STAR
X-33
Сравнение носителей
«X-33»
Venture
Star
Space
Shuttle
Алина, m
Ширина, м
Стартовая масса, т
Топливо
Масса топлива, т
Сухая масса, т
Силовая установка
Максимальная
скорость, М
Полезный груз
185 км, 1=28,5°, т
Грузовой отсек, м
20
20
124
Н2/О2
96
29
2ЖРД
XRS-2200
39
39
992
Н2/О2
876
89
7ЖРД
RS 2000
56
24
2043
Н2/О2+ТТРД
1726
270
2 ТТРД +
2 ЖРД SSME
больше 15 орбитальная орбитальная
нет данных
1,5x3
27 23
4,6x13,7 4,6x18
СХЕМАТИЧЕСКОЕ ИЗОБРАЖЕНИЕ
ЛВИГАТЕАЯ RS-2000
Тяга (на Земле), кН
Удельный импульс тяги, Н
Топливо
Тяга/масса
с/кг
2000
3470
О2/Н2
83
Рис. 80. Программа Venture Star [10]
169
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
диться на одном из двух испытательных полигонов.
Летательный аппарат будут подготавливать к полету в
горизонтальном положении, затем его установят
вертикально и запустят. После посадки «Х-33» возвратят на
место старта, используя самолет-носитель НАС А «Бо-
инг-747».
НАСА заключило соглашение с компанией «Локхид-
Мартин» на сумму 1 млрд долларов об изготовлении и
проведении летных испытаний летательного аппарата
«Х-33». Соглашение определяет механизм
сотрудничества между правительством и промышленностью,
который позволяет обеим сторонам вкладывать средства для
достижения общей цели - дешевого доступа в космос.
Промышленность от этого соглашения прибыли не
получит.
Кооперацию составляют фирма «Локхид-Мартин»
(головное подразделение) - научно-производственная
фирма Skunk Works (штат Калифорния), фирма «Ро-
кетдайн» (двигатели), а также лаборатории НАСА и
министерства обороны.
ПРОГРАММА «ВЕНЧЕ СТАР>
Программа «Венче Стар» (Venture Star)
предусматривает создание многоразового транспортного
космического аппарата (МТКА), который в начале XXI века
будет доставлять на орбиту полезные грузы (ПГ), по
ценам (долл./кг) на порядок меньшими, чем это было
в XX веке.
Специалисты фирмы «Боинг» (совместно с
компанией «Локхид-Мартин») планируют начать летные
испытания аппарата «Венче Стар» в 2004 г. (рис. 80).
На «Венче Стар» установлены 7 двигателей RS-2000
(Liner Aerospike) фирмы «Рокетдайн». Двигатель с 14
камерами сгорания (по 7 камер с каждой стороны)
будет создавать тягу около 2000 кН.
170
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ
КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ,
РАЗРАБАТЫВАЕМЫЕ ЧАСТНЫМИ ФИРМАМИ
Несколько десятилетий назад пионеры авиации
совершили революцию, вырвав первенство в
грузопассажирских перевозках у морского, железнодорожного и
автомобильного транспорта. В наше время ряд
коммерческих компаний стремится совершить подобный
прорыв, сделав космические полеты столь же
рентабельными, как и авиаперелеты. Если их усилия увенчаются
успехом, экономика космоса в корне изменится.
Несмотря на многочисленные заверения в том, что
«коммерциализация космоса дает реальные деньги», на
сегодня прибыльными можно назвать только
относительно узкие сектора космонавтики. Это прежде всего
запуски спутников связи, навигации и дистанционного
зондирования Земли.
С постепенным насыщением геостационара взоры
разработчиков коммуникационных систем обратились
к низкой околоземной орбите. Для создания
полноценной системы связи с глобальным охватом на низкие
орбиты с разным наклонением необходимо доставить
целые «созвездия» спутников, насчитывающие
десятки и сотни аппаратов. Это число столь огромно, что
превышает возможности существующего рынка
пусковых услуг.
Взоры разработчиков, как и тридцать лет назад, снова
обратились к многоразовым системам. По мнению
многих специалистов, только заставив ракету служить
повторно, можно снизить стоимость доставки груза на
орбиту в десять раз. Однако сейчас «многоразовые» уже
не те, что двадцать лет назад, когда разрабатывался
«Шаттл» и подобные ему системы. За редким
исключением, наблюдается эдакий залихватский подход к
проблеме, попытка решить ее несколько экстравагантными
способами и, практически повсеместно, отказ от
финансового участия государства в работах.
ПРОГРАММА БЕСПИЛОТНОГО
НОСИТЕЛЯ К-1 КОРПОРАЦИИ
«КИСТЛЕР АЭРОСПЕЙС»
Сфера деятельности корпорации Kistler Aerospace
включает создание ракет-носителей многократного
использования, обещающих резко снизить стоимость
доставки грузов в космос. В этом направлении Kistler
работает параллельно с такими промышленными гигантами,
как Lockheed Martin и Boeing, но без технической или
финансовой помощи со стороны государства. Если
усилия компании увенчаются успехом, будет доказано, что
не субсидируемые предприниматели от космонавтики
могут конкурировать на любом уровне.
Осенью 1993 г. бизнесмен Уолтер Кистлер (Walter
Kistler) учредил корпорацию Kistler Aerospace, задачей
которой была разработка и эксплуатация
многоразовых ракет-носителей нового поколения (рис. 81).
Уолтер Кистлер постоянно подчеркивал, что
компания будет пользоваться исключительно
неправительственными источниками финансирования. Бюджет
корпорации составят частные капиталовложения, а также
поступления от промышленных инвесторов,
подрядчиков, стратегических партнеров, заказчиков и доходы от
продажи акций.
Проектные характеристики многоразовых носителей
Организация-разработчик Lockheed Martin Kistler Aerospace
Название носителя
Venture Star
К-1
Pioneer Rocketplane Rotary Eclips
Pathfinder Rocket Astroliner
Субподрядчики
Aerojet General
Irvln Aerospace
Allied Signal Aerospace
Electronics Systems
Kelly Space
and
Technologe
Начало летных испытаний 2004 г.
Начало коммерческой
эксплуатаиии
Масса ПГ и
параметры орбиты
Удельная стоимость
запуска, $/кг
Стоимость разработки
Контракты на запуск
2005 г.
11500 кг на
орбиту МКС
2200
от 5 до 8 млрд $
-
2002 г.
Начало XXI века
4500 кг на 180 км,
2600 кг на 800 км
от 2200 до 3800
500 млн $ для
первых трех носителей
100 млн $ от Space
Systems/Loral
Начало XXI века
2200 кг
от 2300 до 3400
100 млн $ для
первого аппарата
-
Начало
XXI века
100 млн $
2002 г.
4800
450 млн $ на
2 аппарата
89 млн $ от
Motorolla
1171
ЗАРУБЕЖНЫЕ РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
К-1
е-зооо
| 2000
С 1000
37°
52°
86°
98°
600 800
Высота, км
1000 1200 1400
Работают двигатели второй
ступени НК-43.
Выход на орбиту
Работает тормозной
двигатель второй ступени
ЭТАПЫ ПОАЕТА
НОСИТЕЛЯ К-1
Рис. 81. Беспилотный носитель К-1 корпорации «Кистлер Аэроспейс»
172
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА АППАРАТА
«ЭКЛИПС АСТРОЛАЙНЕР»
Отделение
второй ступени
h=120KM
v=2,7 км/сек
Отделение от ^ /
самолета-носителя
. ОК
Отделение
полезного груза
Возвращение МТКА
Орбитальный полет
полезного груза
Сход с орбиты
и разрушение
второй ступени
Торможение
ТЕПЛОЗАЩИТНОЕ
ПОКРЫТИЕ
Посадка
Заход на посадку
Рис. 82. Пилотируемый аппарат «Эклипс Астролайнер» (компания Kelly Space and Technologe)
Так как Kistler Aerospace собиралась не только
строить многоразовые носители, но и эксплуатировать их,
необходимо было получить соответствующее
разрешение на взлет и посадку подобных аппаратов на
территории США. И если с взлетом затруднений нет -
пожалуйста, взлетайте, - то с посадкой все гораздо сложнее.
Корпорация должна была гарантировать не только
безопасное приземление элементов носителя, но и
минимальное воздействие при этом на окружающую среду,
наземную инфраструктуру и т. п., т. е. необходимо
получить полный сертификат вроде того, что выдается на
самолеты и вертолеты.
В августе 1997 года на борту самолета Ан-124 в
Америку прибыли российские ЖРД. По контракту,
полученному от Kistler Aerospace, фирма Gen. Corp. Aerojet начала
модернизацию НК-33 и НК-43, созданных на НТК
«Двигатели НК» в Самаре. Двигатели изготовлены в
начале семидесятых годов в рамках программы «лунного»
носителя «Н-1», которая была прекращена в 1974 г. По
этому же контракту в Мазер Филд (Mather Field)
вблизи Сакраменто будет организован центр по
изготовлению, сборке и обслуживанию носителей К-1.
На стенде Gen. Corp. Aerojet был испытан первый
модернизированный двигатель AJ26-HK-33A.
Летные испытания планировалось провести в конце
2000 года, продемонстрировав работоспособность
аппарата, его систем управления, двигательных установок,
теплозащитной системы, парашютов и систем посадки с
воздушными мешками, а также эффективность
наземной и летной инфраструктуры по операциям в воздухе и
на земле. Третью фазу полета - коммерческую
эксплуатацию К-1 с выведением грузов заказчика на низкую
околоземную орбиту предполагалось начать в начале
XXI века.
Стартовая масса 342 тонн. На первой ступени
установлены три двигателя НК-33, на второй ступени один
НК-43. Стартовая тяга около 4182 кН, тяга двигателя
второй ступени 1620 кН.
173
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Длина двухступенчатой РН К-1 примерно 36 м,
диаметр примерно 6,6 м. Масса первой ступени 223,86 т,
масса второй ступени 118,0 тонн.
КОМПАНИЯ «КЕЛЛИ СПЕИС
ТЕКНОЛОДЖИ» ПРЕДЛАГАЕТ
ПИЛОТИРУЕМЫЙ АППАРАТ
«ЭКЛИПС АСТРОЛАЙНЕР»
Пилотируемый носитель Eclips Astroliner (буквально
- «Звездный лайнер») компании Kelly Space &
Technology (г. Сан-Бернандино, шт. Калифорния) по
внешнему виду напоминает «Х-34». После отделения от
самолета-носителя начнется самостоятельный полет.
Аппарат размером с «Шаттл» будет подниматься и
разгоняться с помощью бортового ЖРД, тип которого пока не
выбран. На ракетоплане могут быть установлены
американские RS-27 разработки Rocketdyne, либо
российские НК-33 разработки «Двигатели НК» или РД-180
НПО «Энергомаш». После отключения двигателя
открывается грузовой отсек и полезный груз довыводится
на орбиту автономным Star 48B фирмы Thiokol. Сам же
Eclips Astroliner возвращается и совершает
планирующую посадку (рис. 82).
Еще в середине 90-х годов компания «Келли Спейс»
получила от отделения спутниковой связи фирмы
Motorolla контракт стоимостью 89 млн $ за запуск
десяти спутников системы Indium в 2002 году. В будущем
возможно заключение гораздо более дорогостоящего
контракта на запуск примерно 500 спутников в течение
10 лет. Для создания и использования двух аппаратов
Eclips Astroliner необходимо 450 миллионов долларов.
Основные характеристики аппарата
Eclips Astroliner
Алина, м
Размах, м
Масса при взлете, т
Топливо
Масса топлива, т
Маршевый двигатель
Тяга, кН
Максимальная скорость, М
Масса ПГ, т
(высота 180 км, i= 28,5°)
Н2/О2
орбитальная
5
Доставка спутника
на низкую орбиту
На низкой околоземной
орбите спутник
отделяется
96 ЖРД, установленных
по периметру,
осуществляют подъем
аппарата ,4
Стартует
МТКА «Ротон»
ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА
МТКА «РОТОН-С9»
Торможение
«Ротон» возвращается
на землю
двигатели
«Ротон» осуществляет
посадку, используя
подъемную силу
вращающихся лопостей
УСТРОЙСТВО МТКА
«РОТОН-С9»
Рис. 83 Компания «Ротари Рокет» предлагает пилотируемый МТКА «Ротон-С9» [16, 17]
1741
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Работают двигатели
разгонного блока
Отделение
разгонного блока
Отделение
полезного груза
Заправка
кислородом
Подъем
Торможение
Самолет-заправщик
Спуск
Старт с ТРД
Посадка
ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА МТКА PATHFINDER
кабина
экипажа грузовой
РА-120
гелий
ЖРА
36 кН
керосин
платформа
крепления
полезного
груза
управляющие
сопла
кислород
ВТОРАЯ СТУПЕНЬ МТКА PATHFINDER
(РАЗГОННЫЙ БЛОК)
Рис. 84. Пилотируемый МТКА «Пэстфайндер» фирмы Pioneer Rocketplane [18]
175
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Размеры грузового люка, м
Стоимость доставки ПГ, $/кг
5x7,5
4800
В качестве самолета-носителя предполагается
использовать «Боинг-747», который поднимет Eclips
Astroliner на высоту немногим более 6 км при скорости
полета 0,8 М. После отделения включается ЖРД и
начинается подъем до высоты 120 км и разгон до
орбитальной скорости.
КОМПАНИЯ «РОТАРИ РОКЕТ»
ПРЕДЛАГАЕТ ПИЛОТИРУЕМЫЙ
НОСИТЕЛЬ «РОТОН-С9»
Экзотичным и интересным проектом можно назвать
Roton компании Rotary Rocket. Следуя философии
«Сначала делай, а потом предлагай», фирма пока не
заключила ни одного контракта на запуск. Носитель
Roton стартует вертикально с помощью специально
разрабатываемого ЖРД с кольцевым соплом («Аэроспайк»),
а в космосе от него отделяется спутник. Затем аппарат
возвращается в атмосферу и приземляется с помощью
раскрывающегося авторотирующего винта, как
вертолет. Пилот Марти Саригал-Клийн (Marti Sarigul-Klijn),
бывший летчик-испытатель ВМФ, а ныне инженер
аэрокосмической промышленности, предложил
установить миниатюрные ракетные двигатели на концах
лопастей ротора. Они будут удерживать аппарат при
зависании, что необходимо для точной посадки (рис. 83).
По замыслу разработчиков, «Ротон» будет одним из
самых дешевых «новых многоразовых», поскольку это
будет одноступенчатый аппарат.
Первый запуск экспериментального аппарата
намечено осуществить в начале XXI века. Для изготовления
эксплуатационного варианта аппарата необходимо
примерно 100 млн долларов.
Однако, несмотря на оптимистический тон
заявлений большинства разработчиков, практика
показывает, что даже гораздо более консервативные и близкие к
осуществлению разработки аппаратов неожиданно
прекращались на самом последнем этапе работ,
натыкаясь на технические, экономические, политические и
прочие трудности. Что уж говорить об экзотике
«новых многоразовых».
При разработке конструкции «Ротона» учтен опыт,
полученный конструкторами одноступенчатого «Дельта
Клипер». В значительной степени применяются
композиционные материалы.
КОМПАНИЯ «ПАИОНИР РОКЕТ-
ПЛЕЙН» ПРЕДЛАГАЕТ НИЛОТИРУ
ЕМЫЙ АППАРАТ «ПЭСТФАЙНДЕР»
Ракетоплан Pathfinder («Первопроходец») фирмы
Pioneer Rocketplan (г. Лейквуд, штат Колорадо)
взлетает с аэродрома с пустым (для облегчения) баком
окислителя, используя для взлета и разгона два
турбореактивных двигателя F-100 фирмы Pratt&Whitney, a
уже в полете самолет-заправщик передает на
Pathfinder жидкий кислород. После этого начинается фаза
выведения ракетоплана на баллистическую
траекторию с помощью РД-120 разработки НПО «Энерго-
маш», в апогее груз выходит на орбиту с помощью
собственного твердотопливного двигателя (рис. 84).
Встреча с самолетом-заправщиком происходит на
высоте около 6 км. Затем включается ЖРД РД-120,
Pathfinder поднимается на высоту примерно 140 км,
разогнавшись до скорости 15 М. Затем открываются
створки и из грузового отсека выводится разгонный
блок с полезным грузом. Двигатели разгонного блока
выводят полезный груз.
Основные характеристики
аппарата Pathfinder
Длина, м
Размах, м
Стартовая масса, т
Топливо
Масса топлива, т
Маршевые двигатели:
ТРА
ЖРА
Масса ПГ, т
(полярная орбита)
Экипаж, человек
кислород/керосин
2xF-104
РА-120
2,2
1761
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
КОСМОДРОМЫ И ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ЦЕНТРЫ США
В США за последнее десятилетие производилось
около 30 запусков космических аппаратов в год. Для их
отработки и практического применения создана
соответствующая наземная испытательная база, основу
которой составляют четыре испытательных центра
(полигона):
- два ракетно-космических полигона министерства
обороны, подчиненных ВВС (ЗИП - Западный
испытательный полигон и ВИП - Восточный
испытательный полигон);
- два ракетно-космических полигона НАС А
(Космический центр им. Дж. Кеннеди и Исследовательский
центр на острове Уоллопс).
Полигоны ВВС и НАСА административно
независимы и решают самостоятельные задачи в интересах своих
ведомств. Вместе с тем ВВС и в большей степени НАСА
взаимообразно используют стартовые комплексы для
запусков космических аппаратов по своим программам.
Характерной особенностью полигонов является их
размещение на побережье океанов. Это в определенной
степени упрощает проблемы выбора зон отчуждения
для падения ракетных ступеней, обеспечивает
экономичность транспортных связей с промышленными
фирмами (особенно при доставке крупногабаритных
грузов), а также практическую возможность вывода
космических аппаратов различного назначения на орбиты с
широким диапазоном наклонений от
приэкваториальных до полярных. Расположение многих
производственных центров ракетно-космической
промышленности вблизи полигонов способствовало созданию в этих
районах крупных испытательно-производственных
комплексов.
восточный испытательный
ПОЛИГОН. КОСМИЧЕСКИЙ ЦЕНТР
ИМЕНИ ДЖ. КЕННЕДИ
Восточный испытательный полигон и Космический
центр имени Дж. Кеннеди расположены на одной
территории, но имеют самостоятельные технологические
комплексы и подчинены соответственно ВВС и НАСА.
Космический центр им. Дж. Кеннеди стал известен
всему миру выдающимися заслугами перед
человечеством. С этого космодрома были осуществлены запуски
первого американского искусственного спутника Земли
«Эксплорер-1» A февраля 1958 г.), ракет-носителей
«Тор», «Атлас», «Титан» и др. Отсюда стартовали
пилотируемые корабли «Меркурий», «Джемини», лунные
экспедиции, многоразовые транспортные космические
корабли «Спейс Шаттл».
ВОСТОЧНЫЙ ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ ПОЛИГОН
образован в 1963 г. на базе крупнейшего
Атлантического ракетного полигона ВВС, который начал действовать
еще в 1950 г. Полигон расположен на восточном
побережье североамериканского материка на мысе Канаверал
и острове Меррит (штат Флорида, координаты 28° 30'
с. ш. и 80° 36' з. д.). Общая площадь испытательного
центра более 400 кв. км. На космодроме создано и
поддерживается в различной степени эксплуатационной
готовности более 40 стартовых комплексов. Обслуживающий
персонал Восточного испытательного полигона
насчитывает более 20 тысяч человек.
Климатические условия в месте расположения
полигона удовлетворительные, но часты ураганы и тайфуны,
при которых скорость ветра достигает 55 м/с, колебания
температур в году от 0 до + 50 °С. Местность
заболоченная, равнинная. Полигон имеет все виды сообщений:
воздушное, морское, железнодорожное и
автомобильное. На острове Меррит существует развитая сеть внут-
риполигонных каналов. Трассы полигона проходят по
акваториям Атлантического и Индийского океанов. В
акватории Атлантического океана, на островах,
размещены основные пункты полигонного
командно-измерительного комплекса. Конечный участок траектории
выведения космических аппаратов (над Индийским
океаном) отслеживается плавучими и самолетными
средствами КИК.
Общее руководство полигоном осуществляет
начальник полигона.
Общая стоимость создания ВИП к 1970 г.
оценивалась в 2,5 млрд долларов.
КОСМИЧЕСКИЙ ЦЕНТР ИМЕНИ ДЖ. КЕННЕДИ
- основной космодром НАСА, обеспечивающий
запуски космических объектов по своим программам и
совместным работам с Восточным испытательным
полигоном, ведет большую научно-исследовательскую работу,
занимается подготовкой научно-технических кадров
для космической отрасли.
Центр имени Дж. Кеннеди имеет более 50 зданий,
сооружений и технических площадок. Обслуживает центр
около трех тысяч человек.
Стартовые комплексы группируются по весовым
классам ракет-носителей и размещены вдоль береговой
линии длиной более 15 км. В американской практике
подготовки ракет-носителей к запуску используются
следующие методы:
- все работы со ступенями ракет-носителей,
доставляемыми с завода, проводятся на стартовой позиции
(СП);
- проверка ступеней РН после доставки их с завода
проводится на технической позиции (ТП), удаленной
от стартовой позиции;
- сборка и проверка РН производится на технической
позиции в монтажно-испытательном корпусе (МИК),
где одновременно могут готовиться несколько РН.
Между ТП и СП проложено дорожное полотно, по
которому с помощью гусеничного транспортера стартовая
платформа с установленной на ней в вертикальном
положении ракетой-носителем перемещается от здания
вертикальной сборки к стартовым сооружениям.
177
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Ames Research
Center
Moffett Field, CA
Dryden Flight
Research Center
Edwards AFB,CA
Jet Propulsion
Laboratory
Pasadena, CA
White Sands Test
Facility
LasCruces, NM
Lewis Research
Center
Cleveland, OH
Stennlis
Space Center
Mississippi
NASA
Headquarters
Washington.DC
Johnson
Space Center
Houston, TX
Goddard Space
Flight Center
Greenbelt, MD
Wallops Flight
Facility
Wallops Island, VA
Langley Research
Center
Hampton, VA
Marshall Space
Right Center
Huntsville, AL
Kennedy
Space Center
Florida
КОСМИЧЕСКИЕ ЦЕНТРЫ США
с
ю
Стартовые комплексы \ п п
стратегических ракет \ ^
"Минитмен" \п ?
Стартовый комплекс -
РН Titan-1
Стартовый комплекс
РН Atlas
Стартовые комплексы
РН Delta
Стартовые комплексы
РН Atlas
Стартовый комплекс
РН Titan-II
Стартовый комплекс
РН Titan-1V
Стартовый комплекс
РН Scout
Стартовые комплексы
РН Titan-HIM, Shuttle, LLV
Станция Уоллопс
Атлантический
океан
ЗАПАДНЫЙ ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ
ПОЛИГОН
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ЦЕНТР
НА ОСТРОВЕ УОЛЛОПС
Рис. 85. Космические центры США, космодромы
178
США - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Атлантический
океан
Зона взлетно-посадочной полосы
космического корабля "Спейс Шаттл
омышленная зона
смического центра
. Дж. Ф. Кеннеди
Стартовые комплексы
космического корабля
"Спейс Шаттл"
Стартовый комплекс
" №39
Стартовые комплексы
РН Titan-IV
Стартовый комплекс
№20
Стартовый комплекс
РН Atlas-I и Atlas-II
Стартовый комплекс
" №46
Стартовый комплекс
" РН Delta
ВОСТОЧНЫЙ ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ ПОЛИГОН
КОСМИЧЕСКИЙ ПОЛИГОН им. ЛЖ. КЕННЕДИ
1179
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Транспортер используется также для доставки на
пусковое сооружение подвижной башни обслуживания
и возвращения ее в зону постоянного хранения.
Транспортер массой около 2700 т снабжен четырьмя
гусеничными тележками. Грузоподъемность
транспортера более 5000 т. Электропитание от собственных
дизель-генераторов. Движение осуществляется по
тщательно профилированному покрытию. Системы
заправки компонентами топлива расположены на безопасном
расстоянии относительно друг друга и стартового
сооружения. Шаровая емкость заправки жидким
кислородом объемом около 3500 м3 размещена на расстоянии
около 500 м от стартового сооружения. С
противоположной стороны размещены баки для хранения
керосина емкостью 350 м5. Шаровая емкость включает более
3200 мл жидкого водорода.
В состав стартового комплекса входит система
пожаротушения с резервуаром для воды объемом 40 000 м3 и
насосной станцией.
исследовательский центр
на острове уоллопс
Космодром США Уоллопс (Wallops Flight Facility)
создан в 1945 г. Научно-исследовательским центром Ленгли
- Национальным консультативным комитетом по
авиации. В настоящее время является одной из главных
научно-испытательных баз НАСА по отработке и запускам
исследовательских ракет и малых искусственных
спутников Земли, выводимых ракетой-носителем «Скаут».
Расположен частично на восточном побережье штата
Вирджиния на острове Уоллопс C7° 50' с. ш. и 75° 30' з. д.)
в 260 км от столицы Соединенных Штатов Вашингтона.
Полигон в 1974 г. переименован в Центр космических
полетов Уоллопс НАСА. Используется в области
космических исследований по совместным программам США
Италией, Канадой, Австралией, Великобританией.
Космодром включает в себя три основных
территории: бывшую базу ВВС, зоны на острове Уоллопс и
зоны на материке в трех километрах к западу от острова.
На основной территории космодрома, бывшей базе
ВВС, расположены исследовательские и
испытательные службы, конструкторское бюро, центры
управления стартовыми комплексами, системы приема и
передачи телеметрической информации, космодром.
На узкой полосе острова Уоллопс длиной 8 км и
шириной 0,8 км размещаются шесть стартовых
комплексов, оснащенных всем необходимым оборудованием и
сооружениями для сборки, испытаний и пуска ракет-
носителей с космическими аппаратами.
На материковой части расположены измерительные
пункты, радиолокационный комплекс и летно-экс-
периментальная база. Остров с материком соединены
дамбой с автомобильной дорогой.
Рис. 86. Космический центр имени Дж. Кеннеди
180
США - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Рис. 87. Ночной старт транспортной системы «Спейс Шаттл»
181
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Первые испытательные пуски ракет с будущего
космодрома Уоллопс были произведены в 1945 г.
Трасса полета ракет-носителей проходит в направлении
Бермудских островов и оснащена необходимыми
измерительными средствами и телеметрическими станциями.
Допустимый сектор пуска ограничен углами от 67° до 145°.
В течение года на космодроме Уоллопс производится
до 400 исследовательских пусков с целью отработки
узлов, элементов конструкции ракет по программам
НАСА. Обслуживающий персонал космодрома
составляет 500-600 человек.
ЗАПАДНЫЙ
полигон
Западный испытательный полигон - второй по
величине и значению космодром США - расположен в 250
км от города Лос-Анджелес (штат Калифорния,
координаты 34° 40' с. ш. и 120° 40' з. д.), на западном побережье
Тихого океана и занимает площадь около 400
квадратных километров. Полигон растянулся вдоль береговой
линии примерно на 40 км. С востока он отгорожен
хребтами Береговых гор, а с юга - горами Санта-Инес.
В состав испытательного полигона входят
испытательная база ВВС США Ванденберг, полигоны -
Пойнт-Му-гу, Пойнт-Аргуэльо и внутренний полигон.
Здесь сосредоточено более 10 стартовых комплексов с
20 стартовыми позициями.
Нет достоверной информации о числе, назначении и
дислокации стартовых комплексов.
Авиабаза Ванденберг и полигон Порт-Аргуэльо
используются для запуска космических аппаратов
военного назначения «Дискаверер», «Мидас», «Самое». На
базе имеются три стартовых комплекса для
ракет-носителей «Атлас», два для ракет-носителей «Титан» и один
для ракет-носителей «Скаут». Кроме того, здесь же
расположены стартовые комплексы для пусков и
испытаний ракет «Минитмен».
Трассы полетов ракет-носителей проходят над
акваторией Тихого океана, что значительно упрощает решение
вопросов безопасности и экологии в районах падения
первых ступеней ракет-носителей и резко сокращает
расходы на отвод земель и содержание районов
падения.
Трасса оснащена десятками измерительных пунктов.
Измерительные пункты расположены в районах
стартовых позиций на материке, а также на островах Тихого
океана.
ЗИП имеет одну особенность: запуски космических
аппаратов и ракет-носителей производятся, как
правило, в направлении против вращения Земли, т. е. на
запад. Это обусловлено его расположением, так как при
«стрельбе» на восток трассы полетов проходят над
густонаселенными районами США, что небезопасно.
Западный испытательный полигон обеспечивает
ежегодно более 100 пусков боевых ракет и ракет-носителей
и является единственным полигоном в США, который
позволяет производить пуски космических аппаратов
на орбиты, проходящие через полюсы Земли. При этом
полет ракет-носителей на начальных участках не
происходит над населенными пунктами страны.
Первый космический запуск с Западного
испытательного полигона был произведен в феврале 1959 года.
Общие расходы на создание полигона оцениваются в
1,5 млрд долларов. На эксплуатацию полигона ежегодно
расходуется около 60 млн долларов. Общая
численность специалистов полигона превышает 17 тысяч
человек, из них примерно 9,6 тысяч - военнослужащие.
В мае 1984 года на авиабазе состоялось торжественное
открытие стартово-посадочного комплекса МТКС
«Спейс Шаттл». Затраты составили около 2 млрд дол.
Посадочная полоса имеет длину 4,5 км и ширину 90 м.
182
ЕКА - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ЕВРОПЕЙСКОГО
КОСМИЧЕСКОГО АГЕНТСТВА
КРАТКАЯ ИСТОРИЯ ЕКА
В последние десятилетия XX века в изучении и
освоении космоса активную роль стали играть страны
Западной Европы. Причем, убедившись на опыте стран-
первооткрывателей и покорителей космоса, во что
обходится это перспективное и престижное направление
науки и техники, западноевропейские страны с самого
начала стремились объединить свои научно-технические
усилия, производственные мощности и финансовые
возможности.
Вначале Англия и Франция пытались независимо друг
от друга принять этот вызов. Генерал Де Голль создал во
Франции Национальный Центр космических
исследований (CNES) - гражданское учреждение на
общественных началах, задачей которого ставилась разработка
ракет-носителей и космических аппаратов. В результате
своего первого запуска в ноябре 1965 года французская
ракета «Диамант» успешно вывела на орбиту спутник
«Астерикс» (Asterix). Запуск был осуществлен с
испытательной базы Хаммагуир (Hammaguir) в алжирской
части пустыни Сахара. Это событие превратило Францию в
третью космическую державу.
Однако европейцы отдавали себе отчет в важности
капиталовложений для разработки и создания систем
выведения. По этой причине шесть стран (Бельгия,
Франция, Германия, Италия, Голландия и Англия) и
Австралия в качестве ассоциированного члена объединились
для создания в 1962 г. организации ELDO (Европейская
организация по разработке ракет-носителей) -
организма, способного обеспечить разработку и производство
европейских космических средств выведения. ELDO,
объединившая скорее политически, чем технически
ресурсы каждой из стран, разработала семейство ракет
«Европа», которые запускались с австралийского
полигона Вумера (Woomer), а затем с новой базы в Куру
(Kourou) на территории Французской Гвианы. Все
двенадцать запусков были неудачными, и в июле 1973 года
десять европейских государств (Германия, Бельгия,
Дания, Испания, Франция, Италия, Нидерланды,
Великобритания, Швеция и Швейцария) приняли решение о
слиянии двух организаций ELDO и ESRO
(Европейская организация исследования космоса) с целью
создания европейского космического агентства (ЕКА). В
последующие годы членами ЕКА стали Ирландия,
Австрия, Норвегия.
Основная задача ЕКА - создание и эксплуатация
космических средств на коммерческой основе. Страна-член
ЕКА может участвовать в программах агентства по
выбору и сама определять долю своего участия.
Несмотря на тесное взаимодействие и во многом
полное переплетение космических программ и технических
средств западноевропейских стран в рамках ЕКА,
каждый участник агентства имеет свою национальную
программу, в рамках которой создает свои космические
средства или участвует в программах своих партнеров
по ассоциации.
Космические исследования Франции
осуществляются в соответствии с национальной программой в рамках
двухсторонних соглашений, а также практически
формируют программу ЕКА.
Франция стала третьей страной, которая
собственными средствами в ноябре 1965 года вывела на
околоземную орбиту искусственный спутник Земли. Все
работы по исследованию и использованию космического
пространства осуществляются во Франции под
руководством Национального центра космических исследований
(Centre National d'Etudes Spatiales). К 1996 г. на работах в
области исследования и использования космоса во
Франции были заняты примерно 15000 человек.
До 1967 г. Франция для осуществления своей
программы использовала космодром Хаммагуир
(Hammaguir), построенный на каменистом плато в пустыне
Сахара на территории Алжира (ЗГ40' с. ш. и 2°15' з. д.).
Космодром Хаммагуир имел четыре стартовых
комплекса для пусков боевых баллистических ракет,
элементов космической техники и запусков искусственных
спутников Земли.
С этого космодрома стартовали первые французские
ракеты, выведен на орбиту первый французский ИСЗ
«Астерикс» (Asterix).
В дальнейшем Франция начала строительство
космодрома Куру, с вводом первой очереди которого
космодром Хаммагуир в 1967 г. был закрыт, а все
технологическое оборудование стартовых комплексов
демонтировано.
Космодром Куру построен в 1968 году во
Французской Гвиане на северо-западном побережье Южной
Америки E°18' с. ш. и 53° з. д.), занимает прибрежную
полосу длиной 60 км и шириной 20 км. Сейчас
находится в совместном ведении Франции и ЕКА. Космодром
оснащен тремя стартовыми и техническими
комплексами, обеспечивающими сборку, испытания и запуски
космических аппаратов.
Постоянный обслуживающий персонал космодрома
составляет 600-700 человек, в том числе около 55% -
местное население и примерно 45% европейцы.
Первые ступени ракет-носителей, как правило,
доставляются на космодром Куру морским путем, а верхние
ступени ракет-носителей и космические аппараты -
самолетами в аэропорт ближайшего города и далее
автотранспортом.
Космодром Куру открыт французским
правительством для любого государства, желающего производить
183
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ «АРИАН
.-
Ariane-1 Ariane-2 Ariane-3
1979
4500
370x370
5,2°
1986
4800
370x370
5,2°
1984
5600
370x370
5,2°
Ariane-4 0 Ariane-4 2P Ariane-4 4P Ariane-4 2L Ariane-4 4LP Ariane-4 4L
Первый старт
1990 1990 1991 1993
Стартовая масса, т
294,1 317,8 341,3 397,7
Масса полезного груза, LEO, кг
4900 6330
370x370 370x370 2
5,2° 5,2° 5,2'
1988
403,3
1989
465,0
30 м
20 м
10 м
полезный
груз
управляющий
модуль
-ТТРД
ТТРД
-01900
,ТТРА
-03000
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ВЕГА»
(ПРОЕКТ)
Рис. 88. Ракеты-носители «Ариан», «Вега»
Ю 7500 8800
370 370x370 370x370
?° 5,2° 5,2°
Обтекатель
Алина, м
Полезный диаметр, мм
Масса, кг
Управляющий модуль
Длина, м
Масса сухого, кг
Жидкое топливо, кг от
ЖРД(КБ «Южное»)
Тяга, кН
Третья ступень
Длина, м
Диаметр, м
Масса, т
ТТРД
Топливо, т (НТРВ)
Время горения, с
Вторая ступень
Длина, м
Диаметр, м
Масса, т
ТТРД
Топливо, т (НТРВ)
Тяга, кН
Время горения, с
Первая ступень
Длина, м
Диаметр, м
Масса, т
Топливо, т (НТРВ)
Средняя тяга, кН
Время горения, с
10000
370x370
5,2°
7,9
2600
400
1/7
345
25 до 400
РД-869
1,8
3,8
1,9
8,4
?7
7
107
6,9
1,9
6,9
Zefiro
16
630
72
12,6
3
97
86
2350
107
18000
550x550
28,5°
1841
ЕКА - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
запуски из этого района. Ежегодный бюджет
космодрома составляет примерно 300 миллионов франков, треть
этих расходов несет Франция, а две трети ЕКА.
До 1985 г. на космодроме Куру эксплуатировался один
стартовый комплекс. В связи с расширением
космических программ Франции и ЕКА в 1985 г. был введен
второй стартовый комплекс. Строительство
продолжалось четыре года и обошлось более 120 миллионов
долларов. Теперь построен третий стартовый комплекс -
ELA-3 (см. рис. 92).
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ «АРИАН-4»
Самым значительным достижением ЕКА за
прошедший период можно считать создание ракет-носителей
«Ариан-1», «Ариан-2», «Ариан-3», «Ариан-4», «Ариан-5».
Эксплуатация РН «Ариан-4» начались в 1982 г.
Полезная нагрузка, выводимая на околоземную орбиту,
составляет соответственно 4500 кг, 4800 кг, 5600 кг, 18000 кг.
Первый эксплуатационный запуск РН «Ариан-4» (в
варианте с 4 навесными разгонными блоками) со
стартового комплекса Куру состоялся 15 июня 1982 года.
Отмечается, что разработка РН заняла 6 лет и стоила более
500 млн долл. Основную роль в создании РН «Ариан»
играет Франция. На ее долю приходится около 50%
затрат. Головной организацией по разработке всех
моделей «Ариан» является французское государственное
объединение «Аэроспасьяль» (Aerospatiale).
Основные характеристики РН «Ариан-4» в
различных вариантах приведены в таблице.
Основные характеристики
вариантов РН «Ариан-4»
Варианты
ракеты
«Ариан-4)
«Ариан-4
«Ариан-4
«Ариан-4
«Ариан-4
«Ариан-4
«Ариан-4
¦>
0»
2Р»
4Р»
2L»
4LP»
4L»
Стартовая
масса, т
294,1
317,8
341,3
397,7
403,3
465,0
Масса
полезной
нагрузки,
GTO, т
2,13
2,97
3,5
3,56
4,25
4,82
Кол-во v
1 масса
навесных
ускорителей,
жидкостных
-
-
-
2 х 42,2
2 х 42,2
4 х 42,2
т
сТТРА
-
2x11
4x11
-
2 х 11
-
,5
,5
,5
Основой всех вариантов является ракета-носитель
«Ариан-4-0», являющаяся модификацией ракеты
«Ариан-3». Ракета-носитель «Ариан-4 4LP» снабжена двумя
навесными ускорителями с ЖРД PAL (Propulseus
d'Appoint d Liquid) и двумя твердотопливными
ускорителями PAP (Propidseus d'Appoint d Poudre).
Как и все предыдущие модификации ракет «Ариан»,
ракета-носитель «Ариан-4-0» является
трехступенчатой ракетой, все ступени которой оснащены
жидкостными ракетными двигателями. Высота носителя 57 - 60
метров.
Первая ступень L-220 создана на базе первой ступени
ракеты «Ариан-3» L-140. Однако длина ступени
увеличена до 26,9 м за счет удлинения топливных баков. Это
позволило увеличить запас топлива на первой ступени
до 226 тонн. Масса конструкции ступени 17,7 тонн. В
качестве компонентов топлива используется AT (N2O4)
- окислитель, горючее - смесь UH-25 и вода. Плотность
AT = 1450 кг/м3, смеси - 846 кг/м;\
Горючая смесь состоит из 25% гидразина и 75% НДМГ.
Причем эта смесь имеет практически одинаковые
энергетические и физико-механические характеристики с
чистым НДМГ.
На первой ступени установлены четыре ЖРД «Ви-
кинг-5» с измененной формой сопла, которые создают на
Земле суммарную тягу 2708 кН. Время работы ДУ
первой ступени - 124 с.
Емкость бака для воды первой ступени равна 8,4 м3.
Вода, запасенная в баке, используется не только в
двигательной установке первой ступени ракеты «Ариан-4»,
но и в двигателях навесных ускорителей с ЖРД. Вода
подается в ГГ специальным насосом, входящим в общий
блок ТНА. Отработанный в турбине газ по
трубопроводу, проложенному по наружной поверхности камеры
двигателя, отводится к срезу сопла и выбрасывается во
внешнюю среду через два патрубка на каждом из
двигателей.
Бак горючего имеет длину 7400 мм, в том числе
цилиндрической части 5850 мм. Объем бака 96 м\ В
качестве материала бака использована сталь (рис. 89).
На наружной поверхности бака проложены
трубопроводы наддува бака горючего, наддува бака окислителя,
по четыре расходных трубопровода окислителя и воды
для питания двигателей первой ступени и четыре
расходных трубопровода подачи воды в навесные
ускорители с ЖРД.
Бак окислителя по габаритам равен баку горючего и
имеет конструкцию, в основном аналогичную
конструкции бака горючего.
Соединение топливных баков осуществляется
межбаковым отсеком. Отсек конструктивно выполнен из двух
секций, соединенных с помощью болтов.
В межбаковом отсеке установлен бак для воды.
Вторая ступень ракеты «Ариан-4» имеет индекс L-33.
Ступень создана на базе второй ступени ракеты
«Ариан-1». Длина ступени 11,6 м, диаметр - 2,6 м. Масса
конструкции ступени 3,285 тонн, масса топлива - 35 тонн.
На ступени установлен один ЖРД «Викинг-4», тяга
которого равна 786 кН. Время работы двигателя 126 с.
Третья ступень ракеты «Ариан-4» имеет индекс НЮ.
На ступени установлен модифицированный ЖРД
НМ-7В. Тяга ЖРД НМ-7В равна 62 кН, время работы
725 с. Масса конструкции ступени 1,7 т.
В различных вариантах ракеты «Ариан-4»
используется жидкостной навесной ускоритель PAL. Ускоритель
имеет длину 19,6 м, диаметр - 2,17 м. Масса ускорителя,
заправленного топливом, равна 42,2 т. Ускоритель по
конструктивно-компоновочной схеме является
жидкостной ракетой, имеющей однокамерный ЖРД «Викинг-6»
тягой 666 кН. В качестве компонентов топлива
двигателя используется окислитель - азотный тетраоксид,
горючее - смесь UH-25. Масса заправляемого топлива
1185
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
04000
02600
03800
* I
обтекатель
(Oerlikon Contraves)
Диаметр 4 м
Масса 805-915 кг
спельла
(British Aerospace)
_Алина 3,8-4,8 м
Масса 400-450 кг
отсек оборудования
(Matra Marconi Space)
Высота 1 м
Масса 520 кг
третья ступень Н-10
.(Aerospatiale)
Масса 12,5 кг
Топливо 10,5 т (О2/Н2)
Двигатель НМ-7В,
тяга 62 кН
- переходная
ступень 2/3
вторая ступень L33
(Erno Deutche Aerospace)
"Масса 38,285 кг
Топливо 35 т (UH25/N2O4)
Двигатель Viking-4,
тяга 786 кН
время горения 1 26 с
переходная
"ступень 1/2
первая ступень L220
(Aerospatiale)
Топливо 226 т
(UH25/N2O4+H2O)
Двигатели 4 х Viking-5,
тяга 4x677 кН
время горения 1 24 с
ускорители PAL
¦ (Erno Deutche Aerospace)
Масса 2x43,5 т
Топливо 2x39 т (UH25/N2O4)
Двигатель Viking-6,
тяга 2x666 кН
время горения 135—143 с
ускорители РАР
(Fiat Avio-Aerospatible Matra)
-Масса 2x1 2,6 т
Топливо 2x9,5 т
Двигатель твердотопливный,
тяга 2x625 кН
время горения 40,5 с
ВОЗМОЖНЫЕ ВАРИАНТЫ
ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ
Окислитель
СХЕМА ПИТАНИЯ
ЖРЛ VIKING-5C
1 - газогенератор; 2 - турбина; 3 - насос N2O4;
4 - водяной насос; 5 - регулятор
Рис. 89. Ракета-носитель Arian 44LP
1861
ЕКА - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
02600
СХЕМА ВТОРОЙ СТУПЕНИ
1 - гелий; 2 - окислитель N2O4; 3 - горючее
UN-25; 4 - вода; 5 - двигатель Viking-4
03800
СХЕМА ПЕРВОЙ СТУПЕНИ
1 - окислитель N2O4; 2 - азот, 3 - вода;
4 - горючее UN-25; 5 - ЖРА 4 х Viking-5C
равна 37-39 т. Время работы двигателя 135-143 с.
Двигатель установлен неподвижно под некоторым углом к
продольной оси ракеты, в результате чего векторы тяги
двигателей ускорителей пересекаются примерно в
центре масс всей ракеты.
Двигатель имеет турбонасосную систему подачи
компонентов. Для привода во вращение ТНА используется
газогенератор, работающий на основных компонентах
топлива. С целью снижения температуры газов,
подаваемых в сопловый аппарат турбины и на лопатки
рабочего колеса, газ, вырабатываемый ГГ, балластируется
водой. Вода подается насосами двигателя «Викинг-5»
первой ступени по специальному трубопроводу,
разрываемому при отделении ускорителей, из водяного бака
первой ступени. Двигатель закреплен на силовой раме,
установленной в корпусе хвостового отсека.
Баки для компонентов топлива ускорителя по
конструкции и размерам одинаковы. Каждый из баков имеет
длину 5,1 м и изготовлен в виде цилиндра с гладкой
оболочкой и эллиптическими днищами. В качестве
материала для изготовления оболочки бака используется
сталь.
Наддув баков осуществляется газами, отбираемыми
от газогенератора. Для снижения температуры газа,
подаваемого на наддув баков, производится
балластировка газа соответствующим компонентом топлива в
специальных смесителях.
На наружной поверхности бака горючего проложены
расходный трубопровод окислителя и кабели бортовой
кабельной сети.
Соединение баков в единый блок производится с
помощью межбакового отсека, выполненного в виде
цилиндрической подкрепленной оболочки.
Увод ускорителя при разделении с первой ступенью
осуществляет ТТРД.
В вариантах ракеты «Ариан-4», «Ариан-4 2Р», «Ари-
ан-4 4Р», «Ариан-4 4L» используются твердотопливные
ускорители РАР, выполненные в виде одноступенчатых
твердотопливных ракет длиной 12,4. Диаметр
ускорителя 1,08 м, масса ускорителя -11,5 т, масса топливного
заряда - 9,5 т. Ускоритель создает тягу 650 кН в течение
40,5 с.
Топливный заряд выполнен в виде четырех шашек
смесевого твердого топлива. Каждая шашка имеет
звездообразный канал.
Отделение твердотопливного ускорителя
производится с помощью пружинных толкателей, развивающих
усилие 5,9-6,8 т. Это усилие обеспечивает скорость
отброса ускорителя в боковом направлении около 5 м/с.
Запуск двигателей жидкостных навесных
ускорителей осуществляется одновременно с ЖРД первой
ступени ракеты, а твердотопливного двигателя ускорителя
РАР через 3 с после начала работы ЖРД первой ступени.
Ответственным исполнителем РН «Ариан»
является коммерческая компания «Арианспейс» (Arian-
space). Стоимость запуска РН «Ариан-4 4L» - 90-110
млн $. До конца 1999 г. было осуществлено 22 пуска, из
них 2 аварийных.
187
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Разделение ступеней
t=590 сек
п=143 км
v=8,11 км/с
Маневрирован
на орбите
Сброс
обтекателе^
t=192 сек/
Включение двигателя
второй ступени
t=597 сек
t=1609ceK
Ь=1525км
v=9,20 км/с
Снижение
первой ступени
t=1 час 33 мин
п=120км
Отделение
ускорителей
t= 139 сек
h=65 км
v=2,4&km/c
Баки
окислителя
Бак
гелия
СХЕМА ВТОРОЙ СТУПЕНИ
EPS (DASA)
Сработала
парашютная
система
Разрушение
первой ступени
t=1 час 36 мин
h=70 км
СХЕМА ПОЛЕТА
Рис. 90. Ракета-носитель «Ариан-5»
обтекатель
(Oerlikon Contraves)
Диаметр 5,4 м
Высота 1 2,7-1 7 м
Масса 2,027-2,9 т
ЮО|
спельда
(Dornier,
Aerospatiale)
Высота 4,1 5-7 м
Масса 704-820 кг
приборный отсек
(Matra Marconi Space)
Высота 1,56 м
Масса 1,5 т
вторая ступень Н-155
(DASA)
Высота 3,35 м
Масса сухой 1,2 т
, Топливо 3,2 т НДМГ+
6,5 т N2O4)
Диаметр 3,96 м
Двигатель AESTUS
тяга 29 кН
время горения 11 00 с
первая ступень ЕРС
(Aerospatiale, Matra)
. Высота 30,525 м
Масса сухой 1 2,5 т
Топливо 1 32,37 т О2+
25,84 т Н2)
Диаметр 5,458 м
Двигатель Vulcain
тяга 860/1114 кН
время горения 590 с
ускорители ЕАР
(Aerospatiale, Matra)
Высота 31,605 м
Масса сухого 2x40 т
Топливо 2x237 т
(перхлорат аммония/
полибутадиен/алюминий
Тяга 2x5400 кН
Время горения 129 с
ЖРД Vulcain
-Тяга (в пустоте) 1114 кН
Время горения 600 с
ЕКА - РАКЕТЫ-НОС И ТЕЛ И
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «АРИАН-5»
ЕКА разработало тяжелую ракету-носитель «Ариан-
5». Стоимость программы оценивается примерно в 10
млрд долл. Первый неудачный пуск был осуществлен в
1996 г., второй (октябрь 1997 года) закончился
выведением полезного груза на нерасчетную орбиту. Третий
пуск в октябре 1998 года был полностью успешным.
Старт в декабре 1999 года под обозначением AR504 стал
первым коммерческим пуском, выполненным фирмой
Arianspace.
Ракета-носитель «Ариан-5» способна в
автоматическом режиме выводить 18 т полезного груза на
околоземную орбиту, 5,9-6,9 т на переходную орбиту.
Ракета-носитель «Ариан-5» является
двухступенчатым носителем со стартовой массой 710-718 т. Длина
45-55,9 м. «Ариан-5» снабжена двумя
твердотопливными ускорителями, расположенными параллельно
первой ступени, имеющей жидкостной ракетный двигатель.
В качестве топлива используется 68% перхлорат
аммония +18% полибутадиен-связующее вещество.
Твердотопливные ускорители имеют индекс ЕАР.
Стартовая масса каждого из них 277 т, диаметр 3,04 м.
Масса заряда твердого топлива 237 т. Тяга каждого
РДТТ 5400 кН. Удельная тяга Руд.о= 2700 Н«с/кг. Заряд
твердого топлива состоит из семи секций. Длина
каждой ракеты 31м, длина корпуса - 24,73 м. Корпус
ракеты выполнен из стали. Диаметр выходного сечения
сопла - 3,13 м, диаметр критического сечения - 0,86 м.
Управление вектором тяги производится путем поворота
сопла на 6° в двух плоскостях. Привод механизма
поворота сопла гидравлический. Каждая из ракет имеет
головной обтекатель с передним узлом крепления к
корпусу второй ступени. В обтекателе располагается
механизм увода первой ступени. Твердотопливная ракета
может использоваться многократно. Поэтому имеется
парашютная система спасения, размещенная в головном
обтекателе. В нижней части корпуса ракеты имеется
хвостовой отсек, в котором размещается сопло с
приводом его поворота, нижние узлы крепления к корпусу
первой ступени и два механизма увода (рис. 90).
Первая ступень имеет индекс Н-155. Стартовая масса
ступени Мо~170 т, масса топлива Мт=158 т, из них
132,5 т жидкого кислорода и 26 т жидкого водорода.
Соотношение компонентов 5,3. Длина ступени - 30 м,
диаметр - 5,4 м. На ступени установлен ЖРД НМ-60
«Вулкан», развивающий тягу на Земле 860 кН и
соответственно 1114 кН в вакууме. Удельная тяга - 4300
Н»с/кг. Давление в камере сгорания рк = 9-110 МПа.
Степень расширения 45, время горения 600 с, масса
двигателя равна 1,65 т, длина двигателя 3 м, диаметр
сопла 1,7 м. Подача топлива насосная, мощность ТНА
более 15 МВт, из них насос окислителя потребляет
3,8 МВт при 13 000 об/с. Насос горючего - 12 МВт при
34 200 об/с. Газогенератор ТНА работает на основных
компонентах топлива, вырабатывая газ для турбины с
температурой -1040°К.
Двигатель размещается на конической раме,
закрепленной на оболочке хвостового отсека. Хвостовой отсек
выполнен в виде короткой подкрепленной
цилиндрической оболочки. В качестве элементов крепления
используются внешние стрингеры и два торцевых
шпангоута. В верхней части отсека располагаются узлы
крепления первой ступени. Хвостовой отсек закрепляется на
заднем торцевом шпангоуте топливного отсека.
Двигатель закреплен шарнирно. Его крепление
обеспечивает поворот сопла на несколько градусов в одной
плоскости.
Топливный отсек состоит из бака горючего C90 м3) и
бака окислителя A20 м3).
Баки имеют совмещенное днище. Наддув бака
окислителя производится гелием, бака горючего -
газифицированным водородом. Расходный газопровод
окислителя проложен по внешней поверхности бака горючего.
Так же проложены трубопроводы наддува баков и
кабели системы управления. Все коммуникации на внешней
поверхности топливного отсека закрыты обтекателями.
Отсек оборудования выполнен в виде кольца длиной
1,56 м. Размещенные там приборы и агрегаты
обеспечивают управление носителем, контроль за работой всех
его систем.
Для второй ступени EPS используется
разработанный в Германии ракетный двигатель AESTUS.
Тяга двигателя 29 кН
Время горения 1100с
Удельный импульс тяги 3240 Н»с/кг
Масса топлива 9,4 т
F,2тК2О4/3,2тНДМГ).
Масса ступени 10,9 т
Масса сухого 1,2 т
Топливо размещается в четырех сферических баках.
Вытеснительная система подачи топлива использует
гелий, хранящийся в двух шаровых баллонах.
Система управления обеспечивает стабилизацию
второй ступени по трем осям. Она снабжена шестью
движками СНТ400, работающими на однокомпонентном
топливе - гидразине. Создаваемая тяга 400 кН.
В марте 2000 года со старого комплекса ELA-3
Гвианского космического центра запущена РН «Ариан-5» с
двумя спутниками связи.
1189
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ
СХЕМА ЖРЛ VULCAIN
1 - камера ЖРД «Вулкан»; 2 - блок подачи водорода; 3 - блок
подачи кислорода; 4 — газогенератор; 5 — жидкий гелий; 6 — наддув
бака кислорода; 7 - наддув бака водорода; 8 - главный кран
кислорода; 9 - главный кран водорода
Рис. 91. Первая ступень РН «Ариан-5»
ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ
РН ARIANE-5
1 - кислород;
2 - газообразный водород;
3 — гелий;
4 - горячие газы;
5 - кислород;
6 - жидкий водород;
7 - газообразный гелий
190
ЕКА - РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
СТРАТЕГИЯ ЕКА В ОТНОШЕНИИ
КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ
Andre Van Gaver, LAU-A/ ESA/HQ
Андрэ Ван Гавер, начальник отдела перспективного
развития средств выведения, штаб-квартира ЕКА, Париж
Запуск первого искусственного спутника Земли
Советским Союзом в октябре 1957 года и первого
американского спутника «Эксплорер-1» в следующем году
заставили европейцев по-новому осознать политические
и технологические цели в освоении космического
пространства.
Выше уже указывалось, что в начале Англия и
Франция пытались независимо друг от друга принять этот
вызов. Генерал Де Голль создал во Франции
Национальный Центр космических исследований (Centre National
d'Etudes Spatiales - CNES) - гражданское учреждение
на общественных началах, задачей которого ставилась
разработка ракет-носителей и космических аппаратов.
В ноябре 1965 года французская ракета «Диамант»
успешно вывела на орбиту спутник «Астерикс» (Asterix).
Запуск был осуществлен с испытательной базы Хамма-
гуир (Hammaguir) в алжирской части пустыни Сахара.
Это событие превратило Францию в третью
космическую державу.
Для того, чтобы понять цели ЕКА в области
ракет-носителей, нужно вспомнить перипетии борьбы за
освоение космического пространства. Франция и Германия
решили создать совместно экспериментальный спутник
связи, названный «Симфония». Запуск этого спутника
должен был состояться на ракете «Европа-2», однако
из-за неудач с этим носителем европейцы вынуждены
были просить американцев осуществить запуск на
ракете «Тор-Дельта». Американцы согласились вывести на
орбиту спутник «Симфония» при условии, что он не
будет использоваться в коммерческих целях. Спутник был
действительно запущен американцами в 1974 г., а
Европа окончательно пришла к выводу о важности
получения независимого доступа в космос.
Франция, разочарованная отказом от программы «Ев-
ропа-3» в июле 1973 года и сильно задетая «делом
Симфонии», начала проработки носителя, названного L3S,
затем «Ариан», и предложила ЕКА участвовать в его
разработке. Таким образом «Ариан» становился
необязательной (факультативной) программой ЕКА, при том
что финансирование и основную часть риска брала на
себя французская сторона. Кроме того, Франция
предоставила в распоряжение ЕКА своих инженеров для
разработки концепции и свою стартовую базу в Куру.
ЕКА пожелало иметь выход в космос независимо ни
от кого, используя коммерчески конкурентоспособный
носитель. Для этого в 1980 г. была создана европейская
фирма, получившая название «Арианспейс», целью
которой является коммерциализация услуг по запуску
«Ариана».
ЕКА, учитывая возможности развивающегося рынка,
предложила программу модернизации носителя.
• Ракета «Ариан-1», решение по которой было
принято в 1973 г., могла выводить на переходную орбиту 1500
кг. Она находилась в эксплуатации с 1980 по 1986 гг. и
была изготовлена в 11 экземплярах.
• Ракеты-носители «Ариан-2» и «Ариан-3», работы по
которым были начаты в 1980 году, могли выводить
соответственно 2100 кг и 2850 кг на переходную орбиту
GTO. Они находились в эксплуатации с 1984 по 1989 гг.
и были изготовлены в 17 экземплярах F ракет «Ариан-
2» и 11 ракет «Ариан-3»).
• Ракета-носитель «Ариан-4», работа по которой
началась в 1982 г., может выводить от 2000 кг до 4800 кг на
переходную орбиту, в зависимости от количества
навесных ускорителей. Заказано было 116 ракет, выполнено
80 запусков, и лишь 55 последних из них были
успешными.
Значительное количество разработок космических
аппаратов, как по государственным, так и по коммерческим
заказам в области науки, наблюдения Земли и особенно
телекоммуникаций убедили ЕКА, что имеется
необходимость в разработке одноразового носителя более
надежного и менее дорогого, чем «Ариан-4», используя
имеющийся опыт в технологии и производстве. Решение о
начале разработки «Ариан-5» - европейского носителя
нового поколения - было принято в 1987 г. «Ариан-5»
способен выводить на переходную орбиту 5900 кг. Фирма
«Арианспейс» заказала промышленности 14 ракет.
Темпы производства в настоящее время составляют 5 ракет в
год и будут увеличены в зависимости от спроса.
Рынок коммерческих спутников показал общую
тенденцию к увеличению массы спутников, выводимых на
переходную орбиту. В 1995 г. ЕКА решило
модернизировать носитель «Ариан-5».
Другая программа под названием «Ариан-5»,
находящаяся в стадии разработки, позволит разместить на
переходной орбите одновременно два спутника массой
6000 кг.
Группировки спутников были выведены и
использованы военными организациями России и США для
создания систем связи, наблюдения Земли и навигации.
Аналогичный рынок гражданских систем развивается
сейчас - системы «Иридиум», «Глобалстар», ICO и др.
Соответствующие услуги по запуску этих систем
занимают значительный объем и составляют примерно
половину всего объема коммерческих запусков. Эти
запуски осуществляются по несколько спутников
одновременно и зависят от возможностей и стоимости
носителя. В некоторых случаях средний или небольшой
носитель может быть лучше адаптирован для таких задач.
Стратегия ЕКА, учитывая это, предлагает
странам-участницам ЕКА разработку небольшого носителя «Вега»,
1191
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
НА СТАРТЕ РН «АРИАН-5Р»
192
ЕКА - РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ
зшв Атлантический
океан
ю
Куру
КОСМОДРОМ КУРУ:
1 -стартовый комплекс №3 РН «Ариан»;
1 а — стартовая платформа;
1 b - подготовительная зона;
2 - стартовый комплекс ELA2 РН «Ариан»;
3 - станция спутниковой связи;
4 - склад оборудования;
5 — технический центр;
6 — станция слежения и станция спутниковой связи
Рис. 92. Космодром Куру
способного выводить 1000 кг на низкую орбиту и
дополняющую «Ариан» (см. рис. 88).
Этот краткий экскурс в историю развития
европейских ракет-носителей, начиная с момента создания
ЕКА, позволяет лучше понять стратегию, проводимую
европейскими странами и, в частности, Францией.
Вкратце она выглядит следующим образом:
ЕКА желает иметь свои собственные космические
средства выведения, которые должны быть конкурент-
носпособными с коммерческой точки зрения, чтобы
сократить стоимость капиталовложений. Выбор
технологий средств выведения, одноразовых или многоразовых,
не влияет на общую цель. ЕКА изучает необходимые
технологии для разработки многоразовых носителей:
ЕКА будет принимать решение о разработке таких
носителей только после того, как их рентабельность по
сравнению с одноразовыми носителями будет
достаточно обоснована.
Благодаря технической и эксплуатационной
концепции, на которой основан носитель «Ариан-5», он поможет
Европе удержать свои позиции по запуску при конку-
рентноспособных ценах. Разработаны планы
усовершенствования носителя, чтобы соответствовать
прогнозируемому росту рынка в течение следующего десятилетия.
Предлагаются следующие модификации и
усовершенствования носителя «Ариан-5».
• Perfo 2000: целью этой программы предполагается
увеличить массу спутников, запускаемых на
переходную орбиту на 300 кг (с 5970 кг до 6300 кг) к 2000 г.
• Ariane-5 Evolution: по этой программе,
утвержденной на Министерском совете ЕКА в Тулузе в 1995 г.,
масса КА, запускаемых ракетой «Ариан-5» на GTO,
увеличится на 1400 кг (с 5970 кг до 7400 кг) путем
наращивания мощности двигателя «Вулкан» и облегчения
некоторых конструкций. Первый полет этой
модификации назначен на середину 2002 г.
• Ariane-5 Plus: целью этой программы, первый этап
которой был одобрен на Совете ЕКА в Брюсселе,
заключается в том, чтобы разработать две
усовершенствованные версии «Ариан-5».
- Ariane-5 V (versatile): используя ту же
конструкцию нижней части ракеты, что и модификация Ariane-5
Evolution, данный вариант включает разгонный блок с
возможностью повторного запуска и с тем же топливом.
Грузоподъемность - 7400 кг на GTO.
- Ariane-5 (cryogenic): этот вариант оборудован
разгонным блоком с криогенным двигателем и с
возможностью повторного запуска. Первым шагом к этой
модификации будет использование двигателя НМ7В с
ракеты «Ариан-4», чтобы довести грузоподъемность до 9 т
на переходную орбиту к 2002 г. Эта ступень, не
предусматривающая повторного запуска, будет называться
ESC-A - от французского etage superieur cryotechnique
(верхняя криогенная ступень). Вслед за этим последует
новый криогенный двигатель, который позволит
выводить до 11 т груза на переходную орбиту к 2006 г. (эта
ступень с возможностью повторного запуска и более
экономичная будет называться ESC-B).
193
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ И КОСМОДРОМЫ ЯПОНИИ
ЯПОНСКИЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Япония является одной из наиболее развитых в
промышленном отношении стран. Авиационная
промышленность Японии зародилась в 1920-е гг. и прошла
бурный путь развития во время Второй мировой войны.
После поражения в войне, согласно условиям
капитуляции, Япония не имела права развивать военную
промышленность. Это положение сохранилось до середины
60-х годов, когда с помощью США началось постепенное
возрождение ее военной промышленности.
Япония стала четвертой страной мира, которая со
своего космодрома своей ракетой-носителем «Ламбда-48»
осуществила в феврале 1970 года запуск
искусственного спутника Земли «Осуми». Эта страна работает по
национальным программам, которые осуществляются в
соответствии с долговременным планом работ под
руководством Национального управления по космическим
исследованиям (NASDА) и Института исследований в
области космоса и аэронавтики Токийского
университета (ISAS). Реализуя этот план, Япония добилась
больших успехов, создав ряд ракет-носителей «Ламбда»,
M-V, N-I, Nil, H-I, Н-И, J-I, Н-И-А, спутников связи,
метеорологии, для исследований природных ресурсов
Земли и т. д. (рис. 94).
Координацию работ по космосу в Японии
осуществляет организованный в 1969 г. консультативный орган
при премьер-министре - Комиссия по освоению
космического пространства.
По затратам на космос Япония стоит сейчас на
третьем месте в мире (после США и Франции). Ее расходы в
1983 г. составляли 577 миллионов долларов, а в 1995 г.
достигли почти 3,0 миллиардов долларов. С целью
расширения программы космических исследований и
освобождения от иностранной зависимости NASDA
предложило резко увеличить ассигнования в начале века.
Для реализации национальных космических
программ в Японии созданы и оснащены современным
технологическим и испытательным оборудованием два
космодрома - Ушиноура (Uchinoura) и Танегашима
(Tanegashima) и несколько научно-исследовательских
центров.
Космодром Ушиноура создан в 1963 году и
расположен на побережье Тихого океана (о. Кюсю). Имеет
площадь 51 км2 и располагает двумя стартовыми и
техническими комплексами для запуска ракет-носителей «Лам-
бда» и «Ми». С этого космодрома был запущен первый
ИСЗ Японии.
Южнее острова Кюсю находится небольшой островок
Танегасима, давший имя расположенному на этом
острове второму космодрому Японии.
Неразрывно связаны с испытательными работами
японских космодромов и, по существу, являются их
неотъемлемой частью два научно-исследовательских
центра.
Центр Какуда расположен примерно в 60 км к северо-
востоку от Токио. В Центре сосредоточено большое
количество научно-исследовательских институтов и
несколько университетов.
Краткие сведения по японским ракетам-носителям
приведены в таблице.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ Н-Н
Одной из современных РН, предназначенной для
вывода в космос объектов различного назначения,
является ракета Н-Н, разработанная Национальным
управлением по космическим исследованиям Японии.
Ответственным за комплектацию ракеты и общее обеспечение
является фирма Мицубиси (Mitsubishi Heavy Industries
Со). Длина ракеты Н-Н равна 50 метров. Стартовая
масса ракеты 260 тонн (без полезного груза). В
конструкции использовано много прогрессивных
конструктивных, технологических и схемных решений (рис. 95).
Н-Н является двухступенчатой ракетой-носителем,
на которой установлены два твердотопливных
ускорителя. Конструкция второй ступени позволяет
осуществлять повторное включение маршевого двигателя LE-5A.
Система управления ракетой Н-П не имеет гиростаби-
лизированной платформы, а в системе стабилизации
используются лазерные гироскопы.
Первая ступень ракеты Н-И имеет длину 35 м,
диаметр 4 м. Масса ступени равна 98 т, в том числе масса
топлива 86 т. В качестве компонентов топлива исполь-
Таблица 17
Краткие сведения по японским ракетам-носителям
Наименование
Первый полет
Обшая длина, м
Масса ПГ, кг:
- низкая орбита (LEO)
- переходная орбита (СТО)
- геостационарная орбита (GSO)
Стартовая масса, т
Место пуска
Стоимость пуска, млн дол.
N-I
1975
33
1200
360
130
90,4
N-II
1981
35
2000
730
350
135
ТанегашимаТанегашима
Н-1
1986
40
3200
1100
550
140
Танегашима
Н-П
1994
50
10000
4000
2200
260
М
1996
33
1000
90
Н-ПА
2001
53
10000
4000
2200
288
Augmented H-IIA
2003
53
17000
7500
4000
405
ТанегашимаТанегашимаТанегашима Танегашима
150-190
33
70-80
105
194
РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ ЯПОНИИ
Япония
I
Какуда
Двигательный
центр NASDA
Космический центр Тшукуба
NASDA
о.Кюсю V /кагошима
%J Космический центр Ушиноура
,°уЛ о. Танегашима
С?
0
о. Танегашима
LB - стартовый стол; WDF - мойка; ML - передвижной стартовый стол; LP -
стартовый стол; HGS - хранилище сжатого газа; LHS - хранилище жидкого водорода
Рис. 93. Космические центры Японии
Морской порт
зщв
ю
Аэропорт
Космический
центр
Танегашима
с
зшв
ю
Стартовый
комплекс
Ешиноби(Н-ИА)
Стартовый
комплекс
Такесаки
Побережье
Такесаки
Космический центр
Танегашима
1195
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
50 м
большой
обтекатель
40 м
30 м
20 м
10 м
обтека-
' тель
lit ступень:
ТТРД
-II ступень:
Ж РА,
диоуправление
— керосин
I ступень
- кислород
3
ускорителя
Jttpa
LE-3
N-1
Масса, т 90
Длина, м 33
Диаметр, м 2,4
ПГ GTO, кг 130
обтекатель
III ступень:
ТТРД
II ступень:
инерии-
" альная
система
управления
¦ керосин
I ступень
кислород
9
ускорителей
ТТРД
МВ-3
N-II
135
35
2,4
350
Н-1
140
40,3
2,49
550
-обтекатель
ступень:
ТТРД, 84 кН
II ступень:
РД LE-5
(Н2/О2)
инерциаль-
ная систе- j
ма
управления
¦ керосин
I ступень:
ЖРД,
¦мвз,
764 кН
кислород
9
ускорителей
ТТРД
МВ-3
N
II ступень:
ЖРД LE-5A
(Н2/О2)
инерциаль-
ная система
управления
I ступень:
-ЖРД LE-7,
(О2/Н2)
_ 2
ускорителя ТТРД
обтека-
'тель
I ступень:
ТТРД
-II ступень:
ТТРД
-t ступень:
ТТРД
большой
обтекатель
ступень
I ступень:
-ЖРД LE-7,
(О2/Н2)
ускоритель ЖРД
2 ускори-
"теля ТТРД
H-IIA212 (проект)
405
53
4
4000
Рис. 94. Ракеты-носители Японии
зуются жидкий кислород и жидкий водород при
соотношении массы окислителя к массе горючего 6,0
(рис. 95).
На первой ступени установлен однокамерный ЖРД
LE-7. Масса сухого двигателя 1714 кг, тяга на Земле 840
кН, в пустоте 1080 кН. Степень расширения сопла 52,
продолжительность работы 346 с. Давление в камере
сгорания 13 МПа. Подача компонентов турбонасосная.
Для привода турбин ТНА используется рабочее тело,
вырабатываемое в ГГ.
Управление положением в пространстве после
отделения ускорителей по каналам тангажа и рыскания
обеспечивается поворотом двигателя LE-7 в карданном
подвесе. Для управления по каналу крена используются
рулевые двигатели тягой по 2 кН каждый. Двигатели
работают на газообразном водороде, отбираемом от
основного двигателя.
В хвостовом отсеке размещаются шаровая емкость
для хранения азота, используемого для работы рулевых
двигателей. Значительный объем отсека занимает
нижнее днище бака горючего. Бак горючего выполнен в
виде тонкостенной цилиндрической оболочки со
сферическими днищами.
Силовые элементы бака изготовлены из
алюминиевого сплава. Корпус бака покрыт теплоизоляционным
покрытием. Наддув бака горючего осуществляется
газообразным водородом, отбираемым из тракта охлаждения
камеры сгорания.
Бак окислителя имеет длину 5,3 м. По конструкции
бак окислителя аналогичен конструкции бака горючего.
Для соединения баков используется межбаковый
отсек, представляющий собой тонкостенную оболочку
длиной 3,5 м. Продольный набор выполнен в виде
стрингеров, расположенных на наружной поверхности отсека.
Вторая ступень ракеты Н-Н имеет массу 20 т. Длина
ступени около Им, максимальный диаметр 4 м. В
качестве компонентов топлива используется жидкий
кислород и жидкий водород. Общая масса топлива 17 т.
Соотношение компонентов топлива (О/Г) 5,5.
На ступени установлен ЖРД LE-5A, имеющий тягу
122 кН, позволяющий осуществить повторное
включение в космосе. Максимальная продолжительность рабо-
196
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ЯПОНИИ
Работает ЖРД
второй ступени t=362 сек
Отделение
полезного груза
I Отделение
первой ступени
t=356 сек
Сброс
обтекателей
t=345 сек
Характеристики
японских ЖРД
Отделение
ускорителей
й
Нг Нг Нг(для наддува баков)
Ог Ог Гелий
LE7
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ЖРЛ
1 - насос водорода; 2 - газогенератор; 3 - насос
кислорода; 4 - камера сгорания; 5 - сопло
50 м
обтекатель
Тип ЖРЛ
Топливо
Год создания
Ступень РН
Тяга, кН
земля/вакуум
Ул. импульс,
Н-с/кг
Давление в
камере, МПа
Расширение
сопла
Мощность
ТНА, кВт
Масса, кг
LE-3M
AT/
аэрозин-50
1975
/54
3080
0,86
65
LE-5
о2/н2
1986
2 ст.
Н-И
/103
4380
3,43
140
418 (Г)
108(О)
600
LE-5A
О2/Н2
1994
2 ст.
Н-Н
/122
4430
4
130
432 (Г)
120(О)
550
LE-7
О2/Н2
1994
2 ст.
Н-Н
840/
1080
4360
13
52
25400 (Г)
63400@)
810
LE-7A
о2/н2
1 ст.
Н-П-А
930/
1100
740
t вспомогательный
двигатель
бачок
гидравлической
системы
ЖРД LE-7
СХЕМА ПОЛЕТА РН Н-1
Рис. 95. Ракета-носитель H-II
1197
11
л i ль i
Алина, m
Аиаллетр, м
- 1 ступени
- обтекателя
Масса, т
Топливо:
- 1 ступень
- II ступень
Ускоритель ЖРА
волорол/кислорол
Ускоритель SRB-A
Топливо НТРВ
Ускоритель SSB
Топливо НТРВ
Н-И-А202
52,5
4,0
4,07/5,1
-290
2
0
H-II-A2022 H-II-A204 H-II-A212 H-II-A2222
52,5
4,0
4,07/5
-320
2
2
52,5 52,5 52,5
4,0 4,0 4,0
,1 4,07/5,1 4,07/5,1 4,07/5,1
-350 -410 -530
волорол/кислорол
водород/кислород
1 2
2 2 2
4
Примечание
масса без учета
полезного груза
1 х LE-7A
1 х LE-5B
2 х LE-7A
2 х 2300 kN
Масса полезного
груза, т:
LEO C00 км, i=30,4°) 10,0
GTO C6,228/250,
i=28,5°) 4JL
,__ Носовой обтекатель
/ ,—Узел крепления
Узел крепления
г- Сопло
ТВЕРАОТОПАИВНЫИ
УСКОРИТЕЛЬ SSB
Угол поворота
сопла 6
(фиксированный;
СХЕМА ПИТАНИЯ
ЖИДКОСТНОГО УСКОРИТЕЛЯ
I — бак жидкого кислорода; 2 — бак жидкого
водорода; 3 — гелиевый баллон; 4 — ЖРА LE-7A
1
«ли
(\
управлени?
УСТРОЙСТВО
ВТОРОЙ СТУПЕНИ
РАЗЛИЧНЫЕ ВАРИАНТЫ
КОМПОНОВКИ ГОЛОВНОЙ
ЧАСТИ РН HIIA
водорода
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА
ЖРЛ LE-5B
3 - камера сгорания; 4 турбина
турбина окислителя; 6 - П)
окислителя; 7 — воспламенитель;
кран горючего; 9 - смеситель
ль Н-Н-А 212
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Работает двигатель
третьей
Отделение
полезного груза
Орбитальный
полет
30 м
Отделение
второй ступени уж
Вращение^
второй и jP
третьей J
ступени if
- обтекатель
- полезный
груз
двигатель
ТТРД (М-ЗВ)
20 м
Сброс
обтекателей
Отделение
первой
ступени
0 1800
10 м
двигатель
"ТТРД (М-23)
и
СХЕМА ПОЛЕТА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ J-1
Рис. 97. Твердотопливная ракета-носитель J-1 [37]
ты 609 с, из них при первом включении не менее 320 с.
Подача компонентов топлива турбонасосная. Двигатель
установлен в карданном подвесе и используется в
качестве исполнительного органа системы стабилизации
при управлении по тангажу и рысканию. Для
управления по каналу крена при полете с работающим ЖРД и
стабилизации ракеты при полете с выключенным ЖРД
и создания положительного ускорения перед запуском
основного двигателя используются управляющие
двигатели, тяга в которых создается за счет истечения
газообразного гелия.
Наддув бака окислителя осуществляется
газообразным гелием. Гелий в жидком состоянии хранится в
шаровых баллонах, расположенных в баке горючего, и пе-
рулевые
" двигатели
бак системы
гидравлики
двигатель
-ТТРА (Н-П SRB)
ред наддувом поступает в теплообменник,
установленный на двигателе. На переднем днище бака горючего
размещен контейнер с элементами системы
управления ракетой в полете, имеющий длину 0,5 м и диаметр
2,15 м.
Двигатель LE-5A имеет длину 2,56 м, диаметр
выходного сечения сопла 1,63 м. Двигатель закреплен на раме,
выполненной в виде усеченного конуса.
Топливный отсек ступени имеет длину 6,6 м и состоит
из баков окислителя и горючего, имеющих
совмещенное днище. Бак окислителя имеет длину 2,75 м. Диаметр
цилиндрической части бака 2,44 м. Бак горючего имеет
диаметр цилиндрической части 4 м, объем 36,5 м. В баке
размещается 2,58 т жидкого водорода.
200
РА КЕТЫ-НОСИТЕЛИ ЯПОНИИ
Для обеспечения необходимой тяговооруженности на
ракете-носителе Н-П установлены два стартовых
ускорителя, изготавливаемые фирмой Nissan Motor.
Ускорители включаются непосредственно после выхода ЖРД
первой ступени на режим и работают в течении 95 с,
после чего сбрасываются. Ускоритель представляет собой
твердотопливную ракету длиной 23 м, диаметром 1,8 м.
Масса топлива в ускорителе 59 т. Тяга, развиваемая
каждым ускорителем на земле, - 1600 кН. В ускорителе
используется смесевое топливо, состоящее из 14%
полибутадиена, 18% алюминиевой пудры и 68% перхлората
аммония. Скорость горения топлива 5,9 м3/с, давление в
камере сгорания равно 5,7 МПа. Корпус ускорителя
состоит из четырех цилиндрических секций общей
длиной 17 м и качающегося сопла. Для сборки секций
применяется болтовое соединение. Корпус изготовлен из
стали. Сопло имеет диаметр выходного сечения 1,6 м.
Для обеспечения поворота вектора тяги для управления
ракетой на участке совместного полета с ускорителями
сопло выполнено качающимся. Угол отклонения ±5°.
Поворот осуществляется гидравлическими приводами.
В гидравлическом приводе сопла в качестве рабочего
тела используется сжатый гелий, размещенный в
шаровом баллоне, установленном на ускорителе.
Ускорители отделяются с помощью ТТРД,
создающими тягу, вектор которой направлен перпендикулярно
оси ускорителя.
Характеристики РН Н-Н-А 212
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ H-II-A
Значительное место в японской космической
программе занимают проекты по увеличению
грузоподъемности и надежности носителя Н-П, созданию новой
модели Н-П-А. Показанный на рис. 96 двухступенчатый
носитель Н-П-А снабжен одним жидкостным
ускорителем LRB, двумя твердотопливными ускорителями
(SRB-A). Основные характеристики РН Н-П-А212
приведены в таблице.
Заказчик
Алина, м
Стартовая масса, т
Стартовая тяга, кН
Полезный груз, т:
LEO (h=300 км, i=30°)
GTO
Ускорители:
Наименование
Масса, т
Тяга, кН
Ускоритель
Наименование
Масса, т
Тяга, кН
NASDA
52,5
-403
66000
17000
7500
ТТРА
SRB-A
2 х 76,5
2 х 2300 кН
ЖРА
LRB
111
2 х 930 (на Земле)
Разработчики ракеты-носителя Н-Н-А предполагают
создать несколько вариантов, отличающихся
различным набором ускорителей. Их краткие характеристики
приведены на рис. 96.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ J-1
NASDA совместно с ISAS разработали
твердотопливный носитель J-1 для вывода на орбиту малоразмерных
спутников. Его разработчики стремились максимально
использовать имеющиеся конструкции и уменьшить
стоимость доставки на орбиту полезного груза. Для первой
ступени использован твердотопливный ускоритель SRB,
для второй ступени М-23, а для третьей - М-ЗВ (рис. 97).
Управление положением ракеты-носителя в полете
осуществляется поворотом сопла. В качестве привода
используется гидравлический механизм.
Первый успешный суборбитальный запуск J-1
осуществлен в феврале 1996 года. Длина носителя 33,1 м,
диаметр первой ступени 1,8 м, стартовая масса без
полезного груза 87,8 т, радиоуправление.
Таблица 18
Характеристики ступеней ракеты-носителя Н-П-А
Алина, м
Диаметр, м
Масса, т
Масса топлива, т
Тяга, кН
Время горения, с
Топливо
Удельный импульс тяги, Н»с/кг
1 ступень
37,2
4,0
114
101,2
930/1120
390
О2/Н2
4400
ускорители
SRB-A
15,2
2,5
2 х 76,5
2 х65
2 х 2300
100
НТРВ
2800
ускоритель
жидкостной
36,7
4,0
115
101,5
2x930
200
О2/Н2
4400
II ступень
10,7
4,0
20
16,9
/140
540
О2/Н2
4470
ускорители
SSB
14,9
1,0
2x15
2 х 13,1
2 х 75,5
60
НТРВ
2830
Управление:
- тангаж (pitch)
- рыскание
- крен
инерционная
инерционная
инериионная
инериионная
инериионная
инериионная инериионная
инериионная
201
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Отделение
космического
аппарата
НОРЕ-Х
Маневрирование
и стыковка с МКС
Сброс
ускорителей
ТОРМОЗНОЙ
ЩИТОК
УПРАВЛЯЮЩИЕ
ДВИЖКИ
Старт
НОРЕ-Х
Выход на
орбиту
возвращения
Торможение
ТЕПЛОЗАЩИТНОЕ
ПОКРЫТИЕ
ЭЛЕВОН
КЕРАМИЧЕСКОЕ
ТЕПЛОЗАЩИТНОЕ
ПОКРЫТИЕ
Вход в
плотныеслои
атмосферы
f
носовой
ОБТЕКАТЕЛЬ
Автоматическая
посадка на ВПП
СХЕМА ПОЛЕТА НОРЕ-Х
Рис. 98. Космический аппарат НОРЕ-Х [32, 33, 34]
экспериментальный аппарат
НОРЕ-Х
В японской космической программе значительное
место уделено созданию беспилотного многоразового
транспортного аппарата НОРЕ-Х (Н-Н Orbiting Plane
Experimental).
Его создатели предполагают, что ракета-носитель
Н-НА доставит на орбиту беспилотный аппарат
НОРЕ-Х, в основном предназначенный для стыковки с
международной космической станцией, доставки и
возвращения на Землю различных грузов.
Посадку НОРЕ-Х совершит по-самолетному, в
автоматическом режиме на полосу длиной 2 км.
Посадочная скорость как у современного истребителя -
320-340 км/час.
Ниже приведены ориентировочные характеристики
НОРЕ-Х. Длина 16 м, размах крыла 10 м, высота 5 м.
Масса при старте 14,5 т, 10,5 т при посадке. Аппарат
снабжен элевонами, рулями направления, тормозными
щитками. Для маневра на орбите и сходе с орбиты
имеются жидкостные ракетные двигатели. Система газовых
рулей обеспечивает полет в заданном режиме. В
конструкции планера использованы композиционные
материалы, теплозащитное покрытие большей части
поверхности (рис. 98).
После отделения от носителя Н-П-А включается
ЖРД, аппарат совершает полет по круговой орбите
B00-120 км). Примерное время полета - 2 часа. Запуск
предполагается осуществить в 2003 г.
Предусмотрено, что отдельные части поверхности
планера могут нагреваться до 1500 °С.
С целью испытания отдельных элементов
конструкции, а также управляемости и устойчивости в
процессе полета будут построены и испытаны несколько
летающих моделей.
202
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ КИТАЯ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ КИТАЯ. КОСМОДРОМЫ
В последнее время официальные лица, пресса Китая
все активнее стали пропагандировать свою космическую
программу. Чаще стали приглашать в страну
иностранные делегации для ознакомления с достижениями КНР в
области развития космической техники. Более того,
Китай объявил о готовности предоставить свои
ракеты-носители для вывода на орбиту зарубежных спутников на
коммерческой основе. При этом, как заявляют
официальные представители Китая, цены будут на 10-15% ниже,
чем при запуске западноевропейской ракеты-носителя
«Ариан». Сообщается также, что Китай готов
осуществлять техническое сотрудничество и предоставлять
рабочую силу для строительства стартовых площадок на
территории других стран, запускать с них свои ракеты-носи-
гели для вывода спутников.
Помимо финансовой выгоды при запуске иностранных
спутников, Китай надеется получить доступ к передовой
технологии западных стран.
В таблице приведены основные характеристики китайских
ракет-носителей - серия «Великий поход» (Chang Zheng).
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ CZ-2. Двухступенчатая,
жидкостная, она способна вывести на низкую круговую орбиту
полезную нагрузку массой 2 т. Стартовая масса ракеты
191 т, длина 31,65 м, диаметр 3,5 м.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ CZ-3. Представляет собой
ракету CZ-2 с дополнительной третьей ступенью,
использующей ЖРД на жидком водороде и кислороде. Тяга
третьей ступени - 4,4 т. Ракета способна вывести на
переходную орбиту с высотой апогея 36000 км полезную
нагрузку массой до 1,45 т. Стартовая масса ракеты 205 т, длина
50 м
40 м
30 м
20 м
10 м
Орбита
Грузподъем-
ность, кг
Первый полет
CZ-1D
LEO
1000
CZ-2C
LEO
2400
1982
CZ-3
GTO
1600
1984
CZ-2E
LEO
9200
1992
CZ-3A
GTO
2600
1994
CZ-3B
GTO
5000
1996
CZ-3C
GTO
3700
1996
Рис. 99. Ракеты-носители Китая
203
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
50 м
обтекатель
ТРЕТЬЯ СТУПЕНЬ
40 м
30 м
20 м
10 м
-полезный
груз
отсек
управления
бак горючего
III ступени
бак кислорода
III ступени
соединительный отсек
.двигатель III
ступени
бак окислителя
II ступени
бак горючего
II ступени
соединительный отсек
. рулевые
двигатели II ступени
маршевый
двигатель II ступени
бак окислителя
I ступени
- ускоритель
бак
окислителя
бак горючего
I ступени
- бак
горючего
маршевые
двигатели
, подставка
водород
кислород
отсек
оборудования
ВТОРАЯ СТУПЕНЬ
N2O4
двигатель
YF-75
НДМГ
маршевый
двигатель
YF-22
переходник
рулевой
двигатель YF-23
ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ
N2O4
переходник
переходник
УСКОРИТЕЛЬ LM-3B
N9O
НАМ Г
4 двигателя
YF-21
2^4
НАМ Г
обтекатель
переходная
ступень
хвостовой
отсек
Рис. 100. Ракета-носитель CZ-3B
204
РАКЕТЫ-НОС И ТЕЛ И КИТАЯ
44,85 м, диаметр I и II ступеней 3,35 м, III - 2,23 м. ЖРД
I и II ступеней работают на несимметричном диметил-
гидразине и четырехокиси азота.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ CZ-3B. Это один из наиболее
мощных китайских носителей. Снабжен четырьмя
жидкостными ускорителями LM-3B (рис. 101).
Краткие характеристики РН CZ-3B приведены в таблице.
Диаметр, м
Масса топл., т
Топливо
Двигатели
Тяга, кН
Удельный импульс,
Н»с/кг
Ускорители
Стартовая масса, т
Длина, м
Стартовая тяга, кН
1 ступень
3,35
171,8
ы2о4/ндмг
YF-21
4 х YF-2O
2962
2550
II ступень
3,35
49,6
м2о4/ндмг
YF-22
YF-23 упр.
742
47 (упр.)
2911
4 х LM-3B
425,5
54,838
5922
III ступень
3,0
18,2
О2/Н2
YF-75
157
4286
30 мая 1998 года с космодрома Сичан произведен
запуск ракеты-носителя CZ-3B со спутником «Чжон-
вей-1».
Спутник выведен на переходную к геостационарной
орбиту, параметры которой, по данным оперативных
измерений китайского центра управления, составляли:
- апогей - 35732 км;
- перигей - 210 км;
- наклонение плоскости орбиты - 24,5°.
Это четвертый запуск ракеты CZ-3B.
Ракета разработана и изготовлена Китайской
академией ракетной техники (г. Пекин). При стартовой массе
426 тонн ракета способна доставить на переходную
орбиту (GTO) до 5 тонн полезного груза. В отличие от
ранних вариантов 3 и ЗА РН CZ-3B рассчитана на
запуск нескольких спутников одновременно.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ CZ-4B. Запущенная в мае
1999 года ракета-носитель CZ-4B представляет собой
усовершенствованный вариант ракеты-носителя
CZ-4A, выполнившей первый полет в сентябре 1988
года. Трехступенчатая РН CZ-4B высотой 44,1 м и
максимальным диаметром 3,35 м имеет стартовую массу 254,4
т. Максимальная масса полезного груза на круговой
орбите высотой 200 км с наклонением 70° - 4200 кг.
Для увеличения грузоподъемности CZ-4B могут
применяться навесные стартовые твердотопливные
ускорители.
Исходная ракета CZ-4A создана Шанхайской
академией ракетной техники.
Парк китайских ЖРД, используемых как на боевых
ракетах, так и в РН на их основе, составляют
азотнокислые двигатели YF-2, YF-3, YF-20, YF-22 и другие, а
также кислородно-водородный ЖРД YF-73.
К сожалению, опубликованных сведений о китайских
ЖРД явно недостаточно и они носят отрывочный и
противоречивый характер.
Однако с достаточной степенью достоверности
можно считать, что в основе китайских ЖРД лежат, как
правило, практикуемые у нас принципы создания дви-
Таблица 19
Китайские ракеты-носители
Наименование
CZ-1D
CZ-2C
CZ-3
CZ-2E
CZ-3A
CZ-3B
CZ-3C
Первый полет
Грузоподъемность, кг:
- низкая орбита (LEO)
- переходная орбита (GTO)
Стартовая масса, т
Количество ступеней
Длина ракеты-нос и теля, м
Место запуска
1000
81,075
3
28,22
Л
1982
2400
192,0
2
35,151
Л
1984
5500
1600
204,88
3
44.86
Xi
1991
9200
462,0
2,5
49,686
Xi
1994
7000
2600
241,0
3
52,52
Xi
1996
13600
5000
426,0
3
54,84
Xi
1996
3700
345,0
3
54,84
Xi
таблица 20
Характеристики китайских ЖРД
Тип ЖРА
YF-3
YF-20
YF-22
YF-73
YF-75
Топливо
Год создания
Тип РН (МБР)
Ступень РН
Число ЖРА на ступени
Способ управления полетом
Состав ЖРА
Тяга у Земли, кН
Уд. импульс, Н»с/кг
Давление в камере, МПа
Время работы, с
AT / НАМГ
1970
CZ-1 (CSS-1)
2
1 + 1 рулевой
рулевой ЖРА
1к+1 ТНА
294
2620
7,0
135
AT / НАМГ
1975
CZ-2, CZ-3
1
4
качание камер
1к+1 ТНА
670
2680
8,5
132
AT / НАМГ
1975
CZ-3
2
1 + 1 рулевой
рулевой ЖРА
1к+1 ТНА
762
2740
8,5
129
О2 +/ Н2
1984
CZ-3
3
1
качание камер
4к+1 ТНА
44 (в пустоте)
4169
3,0
451
О2/Н2
CZ-3B
3
2
качание камер
2к+1 ТНА
2 х 78,5
(в пустоте)
4286
205
ЗАРУБЕЖНЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
КИТАЙСКИЕ
КОСМИЧЕСКИЕ
ЦЕНТРЫ,
КОСМОДРОМЫ
КОСМОДРОМ ЦЗКШЮАНЬ
НА СТАРТОВОЙ ПОЗИЦИИ РН CZ-3B КОСМОДРОМ СИЧАН
Рис. 101. Китайские космические центры, космодромы [38]
206
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ КИТАЯ
гателей. Кроме того, данные по давлению в камере и
удельному импульсу тяги китайских ЖРД показывают,
что все эти двигатели выполнены по схеме без
дожигания и прошли аналогичный нашим ЖРД путь развития
от многокамерных двигателей с неподвижными
камерами небольших (до 300 кН) тяг (типа YF-2) до
достаточно мощных, устанавливаемых в шарнирных
подвесах однокамерных ЖРД с тягой свыше 700 кН (типа
YF-20 ила YF-22).
Специалисты отмечают также достаточно высокий
уровень конструкции китайского
кислородно-водородного ЖРД YF-75. Он является четырехкамерным
двигателем и имеет отклоняемые на углы до 5° в одной
плоскости камеры. Камеры стальные, паяно-сварной
конструкции.
В ноябре 1999 года успешно проведен запуск
опытного корабля «Шеньчжоу» (Shenzhou «Волшебный
корабль») массой 7,2 т, предназначенного для
осуществления пилотируемых полетов. Ракета-носитель CZ-2F,
спроектированная на базе РН CZ-2E, стартовала с ним с
космодрома Цзюцюань. Стартовая масса РН CZ-2F
около 450 т, высота 50 м. Очередной старт с кораблем
«Шеньчжоу» предлагалось осуществить в 2000 г.,
пилотируемый полет может состояться после 2001 г. Для
подготовки к будущим пилотируемым полетам
несколько граждан Китая прошли курс тренировок в
российском Центре подготовки космонавтов (ЦПК).
Необходимым условием реализации программы
длительных пилотируемых полетов является создание
ракеты-носителя, способной доставить на орбиту
полезные грузы массой до 20-24 т. Таким носителем может
стать разрабатываемая РН CZ-5. Она будет оснащена
жидкостными стартовыми ускорителями, созданными
на базе ее же первой ступени.
КОСМОДРОМЫ КИТАЯ
Первый свой искусственный спутник Земли «Чай-
на-1» китайцы вывели на орбиту в апреле 1970 года.
КНР активно использует два космодрома -
Цзюцюань (Jiuquan) и Сичан (Xichang).
Цзюцань расположен к западу от Пекина в пустыне
Гоби в районе г. Чанченцзе, является одним из первых
космодромов КНР, сооруженных в рамках
национальной космической программы в 1965-1970 гг. Именно с
этого космодрома в 1970 г. стартовал первый ИСЗ
Китая и производились пуски первых баллистических
ракет. Космодром оборудован тремя стартовыми
комплексами. Пуски ракет-носителей осуществляют в
северовосточном направлении.
Космодром Сичан расположен на юго-западе Китая.
Специализируется на запусках ракет-носителей CZ-3,
выводящих полезный груз на стационарную орбиту.
На космодроме имеются два стартовых комплекса.
Вертикальная сборка и проверка ракет производится
непосредственно на старте и занимает примерно 36
суток. Весь цикл сборки, проверки, заправки и подготовки
к пуску составляет примерно 56-60 суток. Расчетная
производительность одного старта - 6-7 пусков в год.
Большая близость космодрома к экватору дает
заметный энергетический выигрыш при запусках с него ИСЗ
на стационарную орбиту.
Завершено строительство и третьего космодрома КНР
Тайюань (Taiyuan) примерно в 100 км к югу от Пекина,
созданного на базе испытательного полигона
баллистических ракет. Космодром планируется использовать для
запусков спутников на полярные орбиты. В 1987 г. с
этого космодрома был произведен испытательный пуск
межконтинентальной баллистической ракеты.
207
Словарь технических терминов
АВАРИЙНАЯ СИСТЕМА СПАСЕНИЯ - бортовая система
космического аппарата для спасения экипажа в случае
аварии ракеты-носителя.
АЗОТ ЖИДКИЙ (N2) - криогенная, прозрачная,
бесцветная жидкость. Плотность 863 кг/м3, tnjI —210 °С,
АЗОТА ОКИСЛЫ - соединения азота с кислородом: NO
- окись азота, N2O - закись азота, N2O3 - трехокись
азота, N2O4 - тетраоксид азота (четырехокись азота).
АИАА (AIAA) - Американский институт аэронавтики и
астрономии.
АПОГЕЙ - точка орбиты, наиболее удаленная от
центра Земли.
АСТРОНОМИЧЕСКАЯ ЕДИНИЦА (а.е.) - среднее
расстояние от Земли до Солнца равное 149, 598 • 109 км.
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА - в отличие от крылатой
ракеты не имеет несущих поверхностей.
БИОСФЕРА - область распространения живых
организмов на Земле.
БУСТЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - используется
для разгона и как вспомогательный двигатель.
ВОДОРОД ЖИДКИЙ (Н2) - криогенная, прозрачная,
бесцветная жидкость, горючее для ЖРД. Плотность
71 кг/м3, tnjI —259 °С, tKHn ~ -252 °С. Чрезвычайно
огнеопасен.
вторая космическая скорость - начальная ско-
рость, которую надо сообщить телу, чтобы оно
преодолело притяжение небесного тела. На поверхности
Земли В КС равна 11,19 км/с.
ГИДРАЗИН - ЩЩ - соединение азота с водородом, вы-
сококипящее горючее для ЖРД или однокомпонентное
топливо. Плотность 1008 кг/м3, tnjI -2 °С, tKHn -ИЗ °С.
При попадании на кожу вызывает ожоги.
ГОРЮЧЕЕ - компонент химического ракетного
топлива, состоящий преимущественно из горючих
элементов и вступающий в химическую реакцию с
окислителем.
ИНСТИТУТ КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ
Академии наук России - центральное
научно-исследовательское учреждение, разрабатывающее вопросы
исследования космоса. Основан в 1965 г.
ИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - один из видов
электростатического ракетного двигателя.
КАМЕРА ЖРД - основной агрегат двигателя,
состоящий из камеры сгорания и сопла.
КАНАВЕРАЛ - мыс на востоке Флориды, здесь
находится Восточный испытательный полигон с
Космическим центром им. Дж. Кеннеди.
КАПУСТИН ЯР - российский космодром. Основан в
1946 г.
КАТАЛИЗАТОР - вещество, ускоряющее химическую
реакцию и не претерпевающее при этом химических
изменений.
КАТАПУЛЬТА - стенд для тренировки летчиков и
космонавтов к воздействию ударных перегрузок.
«КОСМОС» - наименование серии ИСЗ для научных,
технических и других исследований в околоземном
космическом пространстве.
КРИОГЕННЫЙ КОМПОНЕНТ - ракетного топлива в
виде сжиженного газа с температурой кипения, лежащей в
области криогенных температур (ниже ~ -120 °К).
МАРШЕВЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - ОСНОВНОЙ раз-
гонный ракетный двигатель, обеспечивающий
увеличение скорости.
МАХА ЧИСЛО - отношение скорости движения
какого-либо тела к скорости звука.
МЕЖДУНАРОДНАЯ АСТРОНАВТИЧЕСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
- неправительственная научная организация,
занимающаяся проблемами исследования и освоения
космического пространства, включая вопросы космической
техники и космического права.
МЕЖОРБИТАЛЬНЫЕ БУКСИРЫ - общее название
ракетных блоков, предназначенных для перевода
космического аппарата с низкой орбиты на более высокую
вплоть до стационарной.
МЕТАСТАБИЛЬНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - гипотетиче-
ское ракетное топливо, в состав которого входят
свободные атомы и более сложные радикалы, способные при
рекомбинации выделять большое количество тепловой
энергии.
МЕТЕОРИТЫ - упавшие на Землю метеорные тела из
межпланетного пространства (от миллиметровых до
метровых размеров).
МЕТЕОРНЫЕ ТЕЛА - относительно небольшие твердые
тела, движущиеся в межпланетном пространстве.
МИКРОДВИГАТЕЛЬ - ракетный двигатель, тяга
которого не превышает нескольких десятков Н.
МЛЕЧНЫЙ ПУТЬ - светлая полоса неодинаковой
ширины и яркости, видимая на звездном небе. МП состоит из
огромного количества звезд, неразличимых визуально.
МОНОМЕТИЛГИДРАЗИН - высококипящее горючее
для ЖРД H2N - NH(CH3) - бесцветная, дымящаяся на
воздухе гигроскопичная жидкость. Токсичен.
НАЦИОНАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПО АЭРОНАВТИКЕ И
ИССЛЕДОВАНИЮ КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА НА-
СА (National Aeronautics & Space Administration NASA)
- правительственная организация США, созданная 1
октября 1958 г. Основные цели НАС А - исследование
проблемы полетов в земной атмосфере и за ее
пределами, разработка, конструирование, испытание,
осуществление полетов космических аппаратов, сотрудничество
с другими странами.
НЕВЕСОМОСТЬ - состояние материального тела, при
котором действующие на него внешние силы не
вызывают взаимных давлений друг на друга. На Земле
может быть получена только кратковременная
невесомость.
НИЗКОКИПЯЩЕЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - ракетное
топливо, компоненты которого имеют температуру
кипения ниже 25°С.
208
ОДНОКОМПОНЕНТНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - жидкое
или твердое ракетное топливо, способное разлагаться в
ракетном двигателе с выделением тепла и газов.
Применение ОРТ упрощает систему, но связано с
уменьшением удельного импульса тяги (перекись водорода,
гидразин, монометилгидразин, диметилгидразин).
ОКИСЛИТЕЛЬ - компонент химического ракетного
топлива, служащий для окисления горючего. В ракетной
технике применяются два вида окислителей: кислоро-
досодержащие и фторосодержащие.
ОРБИТА - траектория, по которой движется вокруг
центрального тела центр масс искусственного спутника
Земли, планера и т. п.
ПАРОГАЗОГЕНЕРАТОР - агрегат для получения
горячего газа (или парогаза) с целью привода турбонасосного
агрегата.
ПАССИВНЫЙ УЧАСТОК - участок движения, при
котором движение космического аппарата происходит при
выключенном двигателе.
ПЕРВАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ - наименьшая
начальная скорость, которую нужно сообщить телу, чтобы
оно стало искусственным спутником данного небесного
тела. Эта круговая скорость VK и период обращения Т
изменяются в зависимости от высоты орбиты Н. На
поверхности Земли ПКС около 7,91 км/с (при отсутствии
атмосферы). При Н=35870 км, VK=3,07 км/с, Т=1440 мин.
ПЕРИГЕЙ - ближайшая к центру Земли точка орбиты.
САМОВОСПЛАМЕНЯЮЩЕЕСЯ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО -
воспламеняющееся при контакте горючего и окислителя.
СТАРТОВЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - ускоритель
(бустерный ракетный двигатель), устанавливаемый на
летательном аппарате дополнительно к маршевым
ракетным двигателям с целью увеличения тяговоору-
женности.
СТАЦИОНАРНЫЙ СПУТНИК ЗЕМЛИ - (геостационар-
ный) - постоянно находящийся над определенной
точкой экватора Земли. Имеет круговую экваториальную
орбиту, удаленную от поверхности Земли примерно на
38800 км.
СФЕРА ДЕЙСТВИЯ ЛУНЫ - сфера вокруг Луны,
имеющая радиус около 66000 км.
ТВЕРДОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - химическое ракетное
топливо, представляющее собой композицию из
горючего и окислителя.
ТРЕТЬЯ КОСМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ - наименьшая
начальная скорость, при которой космический аппарат
преодолевает притяжение Солнца и покидает Солнечную
систему. У поверхности Земли равна около 16,7 км/с.
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ - используется в ЖРД для
подачи топлива, включает топливные насосы и
приводящую их турбину.
ФТОР ЖИДКИЙ - F2 жидкость с резким
раздражающим запахом. Плотность 1507 кг/м3, весьма токсичен.
Как окислитель впервые предложен Ф. А. Цандером в
1932 году.
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ - скорость, КОТО-
рую приобрела бы ракета-носитель в идеальном случае
при отсутствии сил тяготения Земли, сопротивления
атмосферы.
ЧЕТЫРЕХОКИСЬ АЗОТА - азотный тетраоксид N204
высококипящий окислитель для ЖРД. Токсичен,
попадание на кожу вызывает ожоги.
Принятые цветовые обозначения
спирт
гелии
керосин
N2O4, АК, АК-27И, AT
горячие газы
водород
горение
перекись водорода
НДМГ
полезный груз
тело ракеты
вода
ТТРД
кислород
тело двигателя
азот
1209
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
1-4 главы
1. Впереди своего века. Труды Н. Э. Циолковского, М.,
1970 г.
2. Голованов Я. Королев, факты и мифы, М., 1994 г.
3. Космонавтика. Энциклопедия, М., 1985 г.
4. Кобелев В. Н., Милованов А. Г. Ракеты-носители,
М., 1993 г.
5. Космодром Плесецк. С.-Петербург, 1992 г.
6. Мишин В. П. Почему мы не слетали на Луну. М,
1990 г.
7. Российское космическое оружие. 1943 -1993.
Справочник, С.-Петербург, 1993. Издание второе,
исправленное и дополненное
8. Уманский С. П. Космическая одиссея, М., 1988 г.
9. Уманский С. П. Космонавтика сегодня и завтра, М.,
1986 г.
10. Черток Б. Е. Люди и ракеты, М., - 1994 г.
11. Стромский И. В. Космические порты мира, М.,
1996.
12. Андреев В. В. Мазарченков В. А. Средства
выведения космических аппаратов.
13. Глушко В. П. Развитие ракетостроения в СССР.
14. Исаев А. М. Первые шаги к космическим
двигателям. М., Машиностроение, 1979 г.
15. Оружие России. Каталог. Том IV. Вооружение и
военная техника ракетных войск стратегического
назначения. 1996-1997 гг.
16. Советская военная мощь от Сталина до Горбачева.
Группа авторов. Издательский дом «Военный парад».
1998.
17. Фаворский В. В., Мещеряков И. В.
Военно-космические силы. М. 1997-1998 гг.
18. Стратегическое ядерное вооружение России. Под
редакцией П. Л. Подвича. М., 1998 г.
19. В. П. Мишин, Н. И. Паничкин. Основы
авиационной и ракетно-космической техники. Изд. МАИ. М.,
1998.
5 глава
1. Stache P. Raketen. Eine Internationale UM schau.
Berlin. 1980.
2. Heinz Mielke. Transpress Lexicon / Raumfahrt
Weltraum - Forschung.
3. Stiven J. Isakowitz. International Reference quide to
space launch systems. Second edition. AIAA.
4. Titan HI Commercial launch services Martin Marietta
(Рекламный проспект). 1987.
5. Pegasus Commercial Pegasus Payload User's Guide.
1993.
6. Conestoga Payload User's Guide EER systems. 1992.
7. Titan IV User's Handbook. Martin Marietta, 1990.
8. Lockheed Launch Vehicles. Summer 1994.
9. AIAA-89-2317. Titan IV solid Rocket Motor Status.
July 10-12.
10. NASA'S space transportation Technology Programs.
Program Overview X. 1997 F. D. Bachtel.
11. Small Booster Technology Demonstrator. 03.09.98.
12. Новости космонавтики №1. 1999.
13. Kistler Aerospace corporation. The world's First
Fully Reusable Aerospace Vehicle. 08.08.98. (Рекламное
издание)
14. Kistler Aerospace corporation. (Рекламное издание)
15. Astroliner Satellite Launch System... 08.05.98.
(Рекламное издание)
16. Roton C9. New Scientist 01.08.98. (Рекламное
издание)
17. Roton C9. Новости космонавтики №4 1999.
18. Пилотируемый многоразовый транспортный
космический аппарат. «Пэстфайндер» (Pathfinder) фирмы
Pioneer Rocketplane. 11.08.98
19. Западный испытательный полигон. (Рекламное
издание)
20. Harold D. Wallace Jr. Wallops Station and the
creation of an american space proram. NASA. 1997.
21. Kennedy Space Center. 1996. (Рекламное издание)
22. La propulsion du ler etage d'ariane4 SEP (Societe
Europeennee de Propulsion).
23. La propulsion du 2eme Etage d'Ariane 4 SEP (Societe
Europeennee de Propulsion).
24. Moteurs viking. SEP europeene de Propulsien
25. European industrials behind Ariane 4 Industrial
Architect: Aerospatiale.
26. Le programme Ariane-5. (Рекламное издание)
27. Ariane 5 Europe ready for Exploitation arianespace.
28. Ariane 5 main stage propulsion system SEP les nou-
veaux espaces.
29. H-IIA Brief Description. NASDA, March, 1999.
30. Tanegashima Space Center. NASDA.
31. The H-II Lanch vehicle. NASDA.
33. H-II Orbiting Plane-Experimental (HOPE-X)
NAL/NASDA.
34. Automatic Landing Flight Experiment (ALFLEX)
NAL/NASDA.
35. H-II Orbiting plane (HOPE) NAL/NASDA.
36. Hypersonic Flight Experiment. NAL/NASDA.
37. J-I Launch Vehicle NASDA. (Рекламное издание)
38. Aerospace china summer. (Рекламное издание)
39. LM-3A, ЗВ, ЗС Launch Vehicles China Academy of
Launch Technology. (Рекламное издание)
2101
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ
AIАА - American Institute of Aeronautics and
Astronautics
CALVT- China Academy of Launch Vehicle Technology
CNES - Centre National d'Etudes Spatials
(Национальный центр космических
исследований)
CZ - Chang Zheng («Великий поход») -
наименование китайских носителей
ELV - Expendable Launch Vehicle
EELV - Evolved Expendable Launch Vehicle.
Программа создания семейства ракет-
носителей
GSFC - Goddard Space Flight Center
GSO - Geostationary Orbit. Геостационарная орбита
GTO (ГПО) - Geostationary Transfert. Геопереходная
орбита
HAS - Hercules Aerospace Company (наименование
коммерческой компании)
HOPE - H-II Orbiting Plane Experimental
(наименование многоразового летательного
аппарата)
НТРВ - Hydroxyl Terminted Polibutadiene
ISAS - Институт исследований в области космоса и
аэронавтики
LEO - околоземная орбита
LPB - Liquid Propellant Booster. Ускоритель на
жидком топливе
MSFC - Marshall Science Facility Center.
Исследовательский центр им. Маршалла
MST - Mobile Service Tawer. Подвижная
обслуживающая башня
NASD A - National Space Development Agency of
Japan (Национальное управление по
космическим исследованиям)
OSC - Orbital Science Corporation. Наименование
коммерческой компании
PAL - Propulseus d'Appoint Liquid. Ускоритель на
жидком топливе
PBAN - твердое топливо для ТТРД.
SPB - Solid propellent Booster. Твердотопливный
ускоритель (бустер).
SRM - Solid Rocket Motor (наименование
твердотопливного ускорителя)
SRMU - Solid Rocket Motor Upgrade (наименование
твердотопливного ускорителя)
SSI - Space Services Incorporation
SSTO - Single Stage to Orbit (ракета-носитель
одноразового применения)
USAF - U.S. Air Force. ВВС США
UTC - United Technologies Corporation
(наименование коммерческой компании)
«АвиаВНИТО» - Авиационное отделение
Всесоюзного научно-технического общества
АГО - агрегатно-грузовой отсек
АК - автоколлиматор азимутального
прицеливания
АКК - авиационно-космический комплекс
АКС - авиационно-космическая система
Б В - блок выведения
БПЛА - беспилотный летательный аппарат
БРПЛ - баллистическая ракета для подводной
лодки
БРТК - бортовой радиотехнический комплекс
Б ЦВМ - бортовая цифровая вычислительная
машина
ВВС - Военно-воздушные Силы
ВИП - Восточный испытательный полигон (США)
ВПП - взлетно-посадочная полоса
ВРД - воздушно-реактивный двигатель
ВРУ - возвращаемый ракетный модуль
ВТБ - внешний топливный бак
ГБ - гироблок
ГГ - газогенератор
ГД ЛАЗЕР - гидродинамический лазер
ГДЛ - газодинамическая лаборатория
ГеоФИАН - геофизический институт Академии наук
ГИРД - группа изучения реактивного движения
ГНП РКЦ - Государственный научно-
производственный ракетно-космический
центр
ГО - головной обтекатель
ГПВРД - гиперзвуковой прямоточный воздушно-
реактивный двигатель
ГПО - геопереходная орбита
ГРЦ им. Макеева - Государственный ракетный центр
им. Макеева
ГСО - геостационарная орбита
ГЧ - головная часть
ДК - датчик команд
ДС - двигатель стабилизации
ДУ - двигательная установка
ДУП - датчик угла прецессии
ЕКА - Европейское космическое агентство
ЕКА (ESA) - Европейское космическое агентство
ЖРД - жидкостный реактивный двигатель
ЗИП - Западный испытательный полигон (США)
ИЛС - Интернешнл ланч сервис
ИСЗ - искусственный спутник Земли
КА - космический аппарат
КБ - конструкторские бюро
КБТХМ - Конструкторское бюро транспортно-
химического машиностроения
КБОМ - Конструкторское бюро общего
машиностроения
КБТМ - Конструкторское бюро транспортного
машиностроения
КБХА - Конструкторское бюро химической
автоматики
КБХМ - Конструкторское бюро химического
машиностроения
КВРБ - кислородно-водородный разгонный блок
КГЧ - космическая головная часть
КЛА - космический летательный аппарат
КМ - кабель-мачта
КРТ - компоненты ракетного топлива
КСНО - комплекс средств наземного обслуживания
1211
ЛИИ - Летно-исследовательский институт
ЛКИ - летно-космические испытания
МАИ - Московский Авиационный Институт
МАКС - многоразовая многоцелевая авиационно-
космическая система
МБР - межконтинентальная баллистическая
ракета
МВРН - многоразовая всеазимутальная ракета-
носитель
МиГАКС - многоразовая авиационно-космическая
система, разработанная в КБ Микояна-
Гуревича
МИК - монтажно-испытательный корпус
МИТ - Московский институт теплотехники
МКБ - Машиностроительное конструкторское
бюро
МКР - многоразовый космический ракетоплан
МОК - многоразовый орбитальный корабль
МРКС - многоразовая ракетно-космическая система
МТКА - многоразовый транспортный космический
корабль
МТКК - многоразовый транспортный космический
корабль
МТКС - многоразовая транспортная космическая
система
НАКУ - наземный автоматизированный комплекс
НАП - навигационная аппаратура потребителей
НАСА (NASA) - National Aeronautics and Space
Administration
НДМГ - несимметричный диметилгидразин
НИИ АП - Научно-исследовательский институт
автоматического приборостроения
НИИТП - Научно-исследовательский институт
тепловых процессов
НПО - научно-производственное объединение
НПЦАП - Научно-производственный центр
автоматики и приборостроения
ОКБ - Опытное конструкторское бюро
ОК-М-КС - орбитальный корабль малой
размерности крылатой схемы
ООН - Организация объединенных наций
ОС - орбитальный самолет
ОСОАВИАХИМ - общественная организация
ОТК - орбитальный транспортный корабль
ПВРД - прямоточный воздушно-реактивный
двигатель
ПГ - полезный груз
ПО - производственное объединение
ПП - прицельная призма
ПС - пусковой стол
ПУ - пусковое устройство
РАН - Российская Академия Наук
РБ - разгонный блок
РВСН - Ракетные войска стратегического
назначения
РД - реактивный двигатель (ракетный
двигатель)
РДТТ - ракетный двигатель твердотопливный
РКА - Российское космическое агентство
РКК «Бурана» - ракетно-космический комплекс
«Буран»
РКК «Энергия» - Ракетно-космическая корпорация
«Энергия»
РН - ракета-носитель
РНИИ - Ракетный научно-исследовательский
институт
РНИИ КП - Российский научно-исследовательский
институт космического приборостроения
РП - ракетоплан
PC - реактивный снаряд (ракетный снаряд)
PC CKOAX - Реактивная секция Стратосферного
комитета ОСОАВИАХИМА
САС - система аварийного спасения
СВ - средство выведения
СДУЗ - система дистанционного управления
заправкой
СК - стартовый комплекс
СКБ - Специальное конструкторское бюро
СКИП - самолетный командный измерительный
пункт
СКУ - система контроля уровней
СМТ - система малой тяги
СОБ - система опорожнения баков
СОЗ - система ориентации и обеспечения запуска
СП - стартовая позиция
СПГ - сжиженный природный газ
ТМ - информация - телеметрическая
информация
ТНА - турбина (турбонасосный агрегат)
ТО - топливный отсек
ТП - техническая позиция
ТПК - транспортно-пусковой контейнер
ТРДДФ - турбореактивный двухконтурный
двигатель с форсажной камерой
ТТО - транспортно-техническое обслуживание
ТТРД - твердотопливный реактивный (ракетный)
двигатель
ТТУ - твердотопливный ускоритель
ТУА - транспортно-установочный агрегат
ТЯРД - термоядерный реактивный двигатель
УВГ - углеводородное горючее
УКВБ - Универсальный кислородно-водородный
блок
УРМ - универсальный ракетный модуль
УСП - усилитель системы привода ГСП
(гиростабилизированной платформы) в
предстартовое положение
ЦАГИ - Центральный Аэрогидродинамический
Институт
ЦИАМ - Центральный институт авиационного
моторостроения
ЦКБ ЭМ - Центральное конструкторское бюро
экспериментального машиностроения
ЦНИИМАШ - Центральный научно-
исследовательский институт
машиностроения
ЦП К - Центр подготовки космонавтов
ЦСКБ - Центральное специализированное
конструкторское бюро
ШПУ - шахтная пусковая установка
ЭВМ - электронно-вычислительная машина
ЯРД - ядерный реактивный двигатель
212
СОДЕРЖАНИЕ
От автора 3
О перспективах развития отечественной космонавтики
Ю. Н. Коптев, В. В. Алавердов, Б. В. Бодин (Росавиакосмос) 4
Глава 1. Начнем с истории 8
Они были первыми 8
Зарубежные исследователи ракетной техники
(Роберт Годдард, Герман Оберт, Роберт Эно-Пельтри) 14
Глава 2. Ракета-носитель. Обшие сведения 15
Как устроена ракета-носитель 15
Двигатели для космических полетов 19
Термохимические ракетные двигатели 19
Ядерные ракетные двигатели 21
Импульсный ядерный ракетный двигатель 22
Термоядерные ракетные двигатели 22
Исследовательский центр им. М. В. Келдыша 23
Двигатели НПО «Энергомаш» им. академика В. П. Глушко 25
Двигатели конструкторского бюро химического машиностроения им. А. М. Исаева 27
Двигатели конструкторского бюро химической автоматики 28
Системы управления космических ракет-носителей
Ю. В. Трунов, С. М. Вязов (ГУП НПЦ АП им. академика Н. А. Пилюгина) 30
Глава 3. Отечественные ракеты-носители 33
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королева 33
Первые ракеты - 33
Межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 35
Трехступенчатая ракета-носитель «Восток» 39
Трехступенчатая ракета-носитель «Восход» 41
Четырехступенчатая ракета-носитель «Молния» 41
Трехступенчатая ракета-носитель «Союз» 42
Ракетно-космический комплекс «Н1 -A3» 42
Полет по программе ЭПАС 48
Многоразовая транспортная космическая система «Энергия»-«Буран» 48
Ракета-носитель «Энергия» 49
Космический корабль «Буран» 53
Ракета-носитель «Энергия-М» (проект) 53
Морской старт 56
Ракетно-космический комплекс (РКК) «Аврора» 58
Государственный научно-производственный
ракетно-космический центр «1_1СКБ - Прогресс» 60
Краткая история ГНП РКЦ «ЦСКБ - Прогресс» 60
Ракеты-носители «ЦСКБ - Прогресс» 60
Ракета-носитель «Союз-2» 63
Блок выведения «Икар» 63
Разгонный блок «Фрегат» 63
Ракета-носитель «Союз-ФГ» 66
Ракеты-носители ГКБ «ЮЖНОЕ» имени М. К. Янгеля (СССР - Украина) 68
Краткая история ГКБ «ЮЖНОЕ» 68
Ракета-носитель «Космос-1» 68
Ракеты-носители «Космос-2», «Космос-3» 70
Ракеты-носители «Циклон-2» и «Циклон-3» 72
Ракеты-носители «Зенит-2» и «Зенит-ЗБЬ» 77
Производственное объединение «Полет» 80
Ракета-носитель «Космос-ЗМ» 80
Государственное научно-производственное объединение машиностроения 81
213
Космический научно-производственный центр им. М. В. Хруничева 82
Краткая история ГКНПи им. М. В. Хруничева 82
Ракета-носитель «Протон» 85
Разгонный блок «DM» 88
Ракета-носитель «Протон-М» 88
Разгонный блок «Бриз-М» 90
Ракета-носитель «Ангара» 90
Кислородно-водородный разгонный блок («КВРБ») 92
Универсальный кислородно-водородный блок («УКВБ») 92
«Байкал» - многоразовый ускоритель I ступени 93
МКБ «Радуга» разрабатывает авиационно-космический комплекс «Бурлак» 94
Боевые ракеты для конверсионных программ 96
Ракета-носитель легкого класса «Рокот» 96
Ракета-носитель «Стрела» 97
Ракета-носитель «Днепр» 100
Научно-технический центр «Комплекс МИТ» 101
Ракеты-носители семейства «Старт» 101
Морские ракеты TPLJ им. академика В. П. Макеева 104
Ракета-носитель «Штиль-2» 104
Ракета-носитель «Рикша» 104
Результаты пусков отечественных ракет-носителей 107
Российские ракеты-носители - ближайшая перспектива
А. Н. Кузнецов (РКА) 110
Российская политика по многоразовым средствам выведения
И. А. Анфимов, В. И. Лукьяшенко, С. Ф. Костромин A_1НИИмаш) 112
Частично многоразовая ракетно-космическая система (МРКС) 116
Частично многоразовая многоцелевая
авиационно-космическая система (МАКС) 117
Полностью многоразовая многоцелевая
авиационно-космическая система (МАКС-М) 120
Одноступенчатый полностью многоразовый
космический ракетоплан (МКР) 120
Двухступенчатая полностью многоразовая
авиационно-космическая система (МиГАКС) 121
Глава 4. Российские стартовые комплексы 121
Космодромы (краткая справка) 121
Космодром Байконур 121
Космодром Плесецк 122
Космодром Свободный 122
Космодром Капустин Яр 122
Стартовые комплексы конструкторского бюро обшего машиностроения (КБОМ) 123
Краткая история КБ обшего машиностроения 123
Стартовые комплексы Р-7, «Союз» 123
Стартовые комплексы Н-1, «Энергия - Буран» 125
Стартовый комплекс РН «Протон» 128
Стартовые комплексы конструкторского бюро транспортного машиностроения (КБТМ) 131
Краткая историческая справка 131
Стартовый комплекс РН «Космос» 131
Стартовый комлпекс РН «1_1иклон» 131
Стартовый комплекс РН «Зенит» 131
Системы заправки конструкторского бюро
транспортно-химического машиностроения (КБТХМ) 134
Краткая историческая справка 134
Системы заправки РН «Космос» 134
Глава 5. Зарубежные ракеты-носители 135
США - ракеты-носители, многоразовые транспортные
космические системы, космодромы 135
214
США - первые пилотируемые полеты в космосе 135
Ракеты-носители «Сатурн» 135
Ракеты-носители для коммерческой деятельности 139
Транспортная система «Спейс-Шаттл» 139
Ракеты-носители «Атлас» 142
Ракеты-носители «Титан» 147
Ракеты-носители «Дельта» 147
Ракеты-носители «Конестога» 156
Авиационно-космическая система «Пегас» 156
Ракеты-носители «Таурус» 159
Ракеты-носители LLV 161
Политика НАСА по созданию средств выведения
Ф. Энглунд, представитель НАСА в России 162
Многоразовые транспортные космические системы,
разрабатываемые при финансовой помощи НАСА 164
Многоразовый одноступенчатый носитель «Дельта Клипер» 164
Программа «Х-34» 165
Программа «Х-33» 165
Программа «Венче Стар» 170
Многоразовые транспортные космические системы,
разрабатываемые частными фирмами 171
Программа беспилотного носителя «К-1» корпорации «Кистлер Аероспейс» 171
Компания «Келли Спейс Текнолоджи» предлагает
пилотируемый аппарат «Эклипс Астролайнер» 174
Компания «Ротари Рокет» предлагает пилотируемый носитель «Ротон-С» 176
Компания «Пайонир Ракетплейн» предлагает
пилотируемый носитель «Пэстфайндер» 176
Космодромы и исследовательские центры США 177
Восточный испытательный полигон. Космический центр им. Дж. Кеннеди 177
Восточный испытательный полигон 177
Космический центр имени Дж. Кеннеди 177
Исследовательский центр на острове Уоллопс 180
Западный испытательный полигон 182
Ракеты-носители Европейского космического агентства 183
Краткая история ЕКА 183
Ракета-носитель «Ариан-4» 185
Ракета-носитель «Ариан-5» 189
Стратегия ЕКА в отношении космических средств выведения
Андрэ Ван Гавер (ЕКА, Париж) 191
Японские ракеты-носители, космодромы 194
Японские ракеты-носители 194
Ракета-носитель Н-М 194
Ракета-носитель Н-М-А 201
Ракета-носитель J-1 201
Экспериментальный аппарат «НОРЕ-Х» 202
Ракеты-носители и космодромы Китая 203
Китайские ракеты-носители 203
Ракета-носитель CZ-2 203
Ракета-носитель CZ-3 203
Ракета-носитель CZ-3B 205
Ракета-носитель CZ-4B 205
Космодромы Китая 207
Словарь технических терминов 208
Литература 210
Список сокращений 211
1215
С. П. Улланский
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ. КОСМОДРОМЫ
Оформление, верстка, цветоделение
И. И. Аынга
Художники
А. Н. Кабанов, Р. В. Кузин
Технический редактор
Р. В. Кузин
Корректор
Н. В. Данилова
Издательство «Рестарт+»
Москва, 105023, а/я 23 (aircraft)
Aircraft.ru, post box 23, Moscow, 105023, Russia
e-mail: info@aircraft.ru
Подписано в печать 28.02.2001
Гарнитуры AgOpus, Peterburg
Объем 27 п.л. Тираж 4000
Формат 60x901/8- Заказ 132
Отпечатано с готовых диапозитивов
в ОАО «Типография «Новости»
107005, г. Москва, ул. Фр. Энгельса,46