Курсовая работа по курсу: «Космонавтика»
на тему: «Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН»
Харьков 2013
Первым детально проработанным теоретическим проектом ракеты-носителя был «Lunar Rocket», спроектированный Британским межпланетным обществом в 1939 году.
Проект представлял собой попытку разработки ракеты-носителя, способной доставить полезный груз на Луну, основанную исключительно на существующих в 1930;х технологиях, то есть был первым проектом космической ракеты, не имевшим фантастических допущений. Ввиду начала Второй мировой войны работы по проекту были прерваны, и существенного влияния на историю космонавтики он не оказал[1].
Первой в мире настоящей ракетой-носителем, доставившей в 1957 году груз на орбиту, была советская Р-7 («Спутник»).
Далее США и ещё несколько стран стали т. н. космическими державами, начав использовать собственные ракеты-носители, а три страны (позже также и Китай) создали РН для пилотируемых полётов.
американская РН Дельта IV
В прошлом были созданы (в рамках проектов высадки человека на Луну) и более мощные ракеты-носители сверхтяжёлого класса, такие, как американская РН «Сатурн V» и советская РН «Н-1», а также позднее, советская «Энергия», которые в настоящее время не используются.
Соизмеримой мощной ракетной системой была американская МТКС «Спейс Шаттл», которую можно было рассматривать как РН сверхтяжёлого класса для вывода пилотируемого корабля 100-тонной массы, или как РН всего лишь тяжёлого класса, для вывода на НОО прочей полезной нагрузки (до 20−30 тонн, в зависимости от орбиты).
При этом космический корабль-челнок являлся частью (2-ой ступенью) многоразовой космической системы, которая могла использоваться только при его наличии — в отличие, например, от советского аналога МТКС «Энергия»-«Буран».
1. Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза
В зависимости от массы полезного груза ракеты-носители делятся на следующие классы:
- ракеты сверхтяжёлого класса (больше 50 тонн);
- ракеты тяжелого класса (до 30 тонн);
- ракеты среднего класса (до 15 тонн);
- ракеты лёгкого класса (до 2−4 тонн);
- ракеты сверхлёгкого класса (до 300−400 кг).
Рис. 1.1- Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза
Межконтинентальная баллистическая ракета
... 4. Классификация 4.1. Способ базирования По способу базирования межконтинентальные баллистические ракеты делят на: запускаемые с наземных стационарных пусковых установок: ... — 16—200 т, полезная нагрузка — до 10 тонн, апогей траектория — до 1000 км. Орбитальные ракеты (Р-36орб) имеют ... основой для создания ракет-носителей Днепр, Стрела, Рокот и Штиль. Примечания Данный реферат составлен на основе .
1.1 Ракетоносители сверхлегкого класса
Ракета носитель «Штиль-1»
«Штиль-1» — представляет собой серийную ракету Р-29РМ (РСМ-54) с дополнительно установленной телеметрической аппаратурой. Полезная нагрузка объемом до 0.183 мі размещается в штатном отсеке ракеты. Пуск проводится из шахты подводной лодки из подводного положения. «Штиль-1» позволяет вывести на круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 79° полезный груз массой 70 кг. Первый в мире запуск спутника с борта подводной лодки состоялся 7 июля 1998. Ракета «Штиль-1», запущенная с АПЛ К-407 «Новомосковск», вывела на околоземную орбиту два немецких спутника — Tubsat-N и Tubsat-N1.
Отличительной особенностью этого комплекса является использование существующей инфраструктуры полигона «Ненокса», в том числе наземных стартовых сооружений, а также серийных баллистических ракет Р-29РМ, снимаемых с боевого дежурства. Минимальные доработки по ракете обеспечат высокую надежность и точность выведения полезной нагрузки на орбиту при низкой стоимости пуска (4.5 млн долл. США).
Рис. 1.2 — Ракета-носитель «Штиль-1»
Работы по созданию комплекса проводятся поэтапно. На первом этапе разработки полезная нагрузка размещается в штатном отсеке. Ракета-носитель в этом варианте имеет индекс «Штиль-1». Пуски проводятся из шахты подводной лодки.
БРПЛ Р-29РМ — трехступенчатая жидкостная баллистическая ракета. Ее внешний вид представлен на рис. 3, а основные характеристики — в табл. 1.
Ракета спроектирована по трехступенчатой схеме с маршевыми двигателями, утопленными в топливных баках ракеты. Двигательные установки третьей ступени и головной части объединены в единую сборку с общей баковой системой. Это означает, что третья ступень одновременно выполняет функцию маршевой ступени и ступени разведения боевых блоков по индивидуальным точкам прицеливания. По сравнению с предшественницей Р-29Р диаметр ракеты был увеличен (с 1.8 до 1.9 м), а диаметр шахты подводной лодки оставлен без изменения.
Поскольку длина БРЛП также увеличилась, то, соответственно, была увеличена высота ракетного отсека ПЛ. Компоненты топлива высококипящие. Инерциальная система управления с астрокоррекцией обеспечивает точность стрельбы около 0.5 км. На ракете нет системы стабилизации движения центра масс, первая и вторая ступени работают до полного окончания одного из компонентов топлива. Это является причиной большого разброса параметров движения на участке работы этих ступеней. С помощью третьей ступени осуществляется коррекция ошибок путем выбора соответствующих программ тангажа и рыскания.
Рис. 1.3 — Схема РН «Штиль-1»
ДУ третьей ступени выключается по команде системы управления при достижении требуемых параметров движения.
Таблица 1.1 — Характеристики БРПЛ Р-29РМ
|
Масса боевой части, кг |
||
|
Максимальная дальность стрельбы, км |
||
|
Количество боевых блоков |
||
|
Число развернутых ракет |
112 (7 ПЛх16) |
|
|
Число ступеней |
||
|
Длина собранной ракеты (без ГЧ), м |
14.8 |
|
|
Полная длина, м |
15.3 |
|
|
Стартовая масса, т |
40.3 |
|
|
Длина I ступени, м |
7.3 |
|
|
Диаметр I и II ступеней, м |
1.9 |
|
|
Масса полностью снаряженной I ступени, т |
22.3 |
|
|
Диаметр III ступени, м |
1.85 |
|
При доработке штатной БРПЛ Р-29РМ для запуска КА были проведены некоторые изменения. Добавлена специальная рама для установки запускаемого КА и изменена полетная программа. На третьей ступени был установлен специальный телеметрический контейнер со служебной аппаратурой для контроля выведения наземными службами. Конструкторам также пришлось решать проблему, связанную с нагревом головного обтекателя во время старта ракеты и ее выхода из-под воды, что могло привести к повреждению КА.
РН «Штиль-1» позволяет вывести на круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 79 градусов полезный груз массой 70 кг.
Ракетоноситель «Штиль-2»
«Штиль-2» — второй этап модернизации ракеты. Для размещения полезной нагрузки спроектирован специальный отсек объемом 1,87 мі, закрытый аэродинамическим обтекателем. Запуск ракеты производится с наземного стартового комплекса или из шахты подводной лодки в надводном положении. Стоимость пуска — $ 4.5 млн.
В 2009 году по итогам всероссийского конкурса «100 лучших товаров России» ракета-носитель «Штиль» удостоена почетного статуса «Гордость Отечества».
Рис. 1.4 — Схема РН «Штиль-2»
РН «Штиль-2» разрабатывается в результате второго этапа модернизации баллистической ракеты Р-29РМ. На этом этапе для размещения полезной нагрузки создается отсек полезной нагрузки, который состоит из аэродинамического обтекателя, сбрасываемого в полете, и переходника, на котором размещается полезная нагрузка. Переходник обеспечивает стыковку отсека полезной нагрузки с ракетой (рис. 7).
Объем отсека для размещения полезной нагрузки составляет 1.87 м3.
Аэродинамический обтекатель выполнен герметизированным для обеспечения пылеи влагозащиты полезной нагрузки. Конструкция аэродинамического обтекателя допускает выполнение люков на боковой поверхности для подвода дополнительных связей полезной нагрузки с аппаратурой наземного стартового комплекса.
Пуски проводятся с наземного стартового комплекса или из шахты подводной лодки в надводном состоянии.
Основные характеристики комплекса РН «Штиль-2» приведены в табл. 2.
Таблица 1.2 — Основные характеристики комплекса РН «Штиль-2»
|
Габариты ракеты, м |
||
|
— длина |
18.35 |
|
|
— диаметр ракеты |
1.9 |
|
|
— диаметр обтекателя |
1.272 |
|
|
Объем зоны полезной нагрузки, м3 |
1.87 |
|
|
Стартовая масса, т |
39.9 |
|
|
Масса полезной нагрузки, кг |
||
|
— i=78 град., Н=200 км |
||
|
— i=78 град., Н=740 км |
||
|
— i=0 град., Н=610 км |
||
|
— i=0 град., Н=1040 км |
||
|
Стоимость пуска, млн. долл. США |
4.5 |
|
Ракета-носитель «Старт»
Семейство многоцелевых транспортабельных ракетно-космических комплексов (РКК) «Старт», создаваемых на конверсионной основе, включает самостоятельно разработанные и эксплуатируемые независимо друг от друга РКК «Старт-1» (четырехступенчатый носитель) и РКК «Старт» (пятиступенчатый носитель).
В основе этой техники — боевые ракетные мобильные комплексы «Пионер» и «Тополь» .
Ракеты-носители «Старт-1» и «Старт» включают, соответственно, четыре и пять последовательно расположенных разгонных двигательных установок (ДУ), а также доводочную двигательную установку. Двигательные установки трёх нижних разгонных ступеней РН «Старт-1» представляют собой ДУ соответствующих ступеней МБР «Тополь» .
Рис. 1.5 — РН «Старт»
Ракета-носитель «Старт» отличается введением дополнительной ДУ между двигательными установками, используемыми на первой и второй ступенях РН «Старт-1». В качестве разгонной ДУ последней ступени использована одна из ранее созданных и полностью отработанных двигательных установок. В табл. 1 приведены основные массово-габаритные характеристики РН семейства «Старт». Общий вид РН представлен на рис. 1.5.
Характеристики РН
|
Наименование |
» Старт-1″ |
» Старт» |
|
|
Число разгонных ДУ |
|||
|
Стартовая масса, т |
|||
|
Длина, м |
22.7 |
||
|
Диаметр, м |
1.8 |
1.8 |
|
Ракеты-носители семейства «Старт» отличаются от ранее созданных отечественных РН следующими особенностями:
Рис. 1.6 — Схема РН «Старт-1»
1. В разгонных двигательных установках используется взрывобезопасное смесевое металлосодержащее твёрдое топливо с высоким удельным импульсом.
Корпуса камер сгорания выполнены из высокопрочных и высокомодульных композиционных материалов, центральные сопла частично утоплены в корпуса двигателей.
На ДУ первой ступени, работающей на атмосферном участке траектории, установлены раскрываемые при старте решетчатые стабилизаторы и аэродинамические рули, обеспечивающие управляемость на первых секундах полёта.
На второй и третьей ступенях РН «Старт-1» в качестве органов управлени применены устройства вдува газа в закритическую часть сопла, а на последней ступени обоих ракет и на второй ступени РН «Старт» — поворотные управляющие сопла.
2. В конструкции соединительных отсеков, связывающих между собой разгонные ДУ, наряду с алюминиевыми и титановыми сплавами, применены композиционные материалы. На соединительных отсеках установлены системы детонирующих удлиненных зарядов, которые обеспечивают разрыв механических связей между ступенями.
3. Для обеспечения точного вывода КА на заданную орбиту четвертая ступень оснащена доводочной двигательной установкой, при работе которой компенсируются ошибки кинематических параметров, накопленные на момент завершени работы разгонных ДУ.
4. Исходя из задачи поддержани высокого уровня чистоты среды, а при необходимости — также заданного заказчиком узкого температурно-влажностного диапазона в объеме вокруг КА, обтекатель, адаптер и съемное днище выполнены в виде единого герметизированного объема, образующего отдельную сборочную единицу — головной блок (рис. 1.7).
По желанию заказчика головной блок заполняется не воздухом, а сухим азотом.
Рис. 1.7 — Головной блок РН «Старт»
Обтекатель состоит из конического наконечника, выполненного из алюминиевых сплавов, и цилиндроконического корпуса из композиционных материалов.
5. Для исключения загрязнения КА отделение КА и сброс обтекателя осуществляютс пружинными толкателями.
КА крепится к переднему шпангоуту конического адаптера тремя безимпульсными пиротехническими замками и тремя направляющими штырями, воспринимающими перерезывающие нагрузки. Два пружинных толкателя обеспечивают отделение обтекателя.
6. В целях защиты от неблагоприятных космических 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 транспортно-пусковых контейнеров (ТПК).
Ракета-носитель «Волна»
Рис. 1.8 — Схема РН «Волна»
Ракета «Волна» может быть использована для запуска на суборбитальные траектории аппаратуры для исследования геофизических процессов в верхних слоях атмосферы и в ближнем космосе, мониторинга поверхности Земли, проведения различных, в том числе активных, экспериментов.
Зона размещения полезной нагрузки представляет собой усеченный конус высотой 1670 мм, диаметром основания 1350 мм и радиусом притупления вершины конуса 405 мм. Ракета обеспечивает выведение полезных нагрузок массой 600.700 кг на траектории с максимальной высотой 1200.1300 км, а с массой 100 кг — с максимальной высотой до 3000 км. Имеется возможность установки на ракете нескольких элементов полезной нагрузки и их последовательное отделение.
Семейство РН Волна
При запусках РН «Волна» используется спасаемый летательный аппарат «Волан» (рис. 1.9).
Он предназначен для проведения научных и прикладных исследований в условиях невесомости пусками по суборбитальным траекториям.
В корпусе аппарата «Волан» размещаются исследовательская аппаратура, парашютный отсек, источники электропитания, система управляющих приборов и телеметрических измерений, а также система оперативного поиска аппарата после приземления.
В полете с борта аппарата передается телеметрическая информация о контролируемых параметрах. На конечном участке полета аппарат совершает баллистический спуск, а перед приземлением задействуется двухкаскадная парашютная система спасения. После «мягкого» приземления аппарат оперативно обнаруживается и эвакуируется.
Для запуска исследовательской аппаратуры увеличенной массы (до 400 кг) служит усовершенствованный вариант спасаемого летательного аппарата «Волан-М». Кроме размеров и массы этот вариант отличается оригинальной аэродинамической компоновкой.
В спасаемом аппарате кроме научных приборов массой 105 кг размещен бортовой измерительный комплекс. Он обеспечивает управление экспериментом и контроль полетных параметров. СЛА «Волан» снабжен трехкаскадной парашютной системой приземления и аппаратурой оперативного (не более 2 часов) поиска аппарата после приземления. С целью снижения стоимости и сроков разработки в максимальной степени заимствованы технические решения, узлы и приборы серийных ракетных комплексов.
Рис. 1.9 — Спасаемый летательный аппарат «Волан»
1.2 Ракеты лёгкого класса
Ракета-носитель «Рокот»
Стартовая масса ракеты-носителя «Рокот» составляет 107 тонн, длина — 28,5 метра, максимальный диаметр — 2,5 метра. РН позволяет выводить до 1950 килограммов полезной нагрузки (при использовании РБ «Бриз-КМ») на круговую орбиту высотой 200 км наклонением 63°.
Правительства РФ
Первые две ступени представляют собой блок ускорителей стратегической ракеты РС-18 (СС-19).
В качестве третьей ступени используется новый разгонный блок «Бриз-КМ» .
Рис. 1.10 — РН «Рокот»
Ракета-носитель легкого класса «Рокот» состоит из 3-х ступеней. Первые две ступени представляют собой блок ускорителей стратегической ракеты РС-18 (СС-19).
В качестве третьей ступени используется новый разгонный блок «Бриз-КМ». Для носителя разработан головной обтекатель, который позволяет размещать под ним один или несколько космических аппаратов.
Старт РН осуществляется из шахтного пускового контейнера. Кроме того, предусмотрен вариант старта РН из пускового контейнера, находящегося на наземном стартовом столе (Приложение Г).
Кроме этого, на космодроме Плесецк ведутся работы по обеспечению пусков РН «Рокот» с наземной пусковой установки (16, «https:// «).
РН «Рокот» — трехступенчатая ракета (рис. 1.11).
Первая и вторая ступени — ракетный блок МБР УР-100Н. В качестве третьей ступени используется разгонный блок «Бриз». Длина ракеты 27.7 м, диаметр — 2.5 м. Стартовая масса (без полезного груза) — 107 т. РН способна выводить полезный груз массой 1950 кг на орбиту высотой 200 км или 1250 кг на орбиту высотой 1500 км.
Рис. 1.11 — РН «Рокот»
Рис. 1.12 — Двигательная установка первой ступени Двигательная установка первой ступени состоит из четырех маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-0233/0234 конструкции Косберга (рис. 2).
Двигатели имеют турбонасосную систему подачи топлива с дожиганием генераторного газа. Общая тяга двигательной установки первой ступени составляет 1880 кН. 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. Разделение первой и второй ступени происходит за счет рулевых двигателей второй ступени, которые запускаются до подачи команды на выключение ЖРД первой ступени. Торможение первой ступени осуществляется пороховыми двигателями, установленными на хвостовом отсеке.
Двигательная установка второй ступени конструкции Косберга включает в себя маршевый ЖРД РД-0235 и четырехкамерный рулевой двигатель РД-0236. Маршевый двигатель имеет схему подачи топлива с дожиганием, а рулевой — без дожигания генераторного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 255 кН. Отделение третьей ступени от второй происходит при неработающем ЖРД третьей ступени за счет тяги тормозных двигателей второй ступени.
Заправка РБ
Типовая циклограмма полета РН «Рокот» приведена на рис. 1.13.
Рис. 1.13 — Типовая циклограмма полета РН «Рокот»
Семейство ракет-носителей «Циклон» — это транспортная космическая система, предназначенная для оперативного, высокоточного выведения на круговые, геостационарные, солнечно-синхронные орбиты одного или группы космических аппаратов различного назначения. Для этого класса ракет-носителей разработана и применена оригинальная технология полной автоматизации предстартового цикла подготовки «Циклон» — двухступенчатая («Циклон-2» 11К69, «Циклон-2А») или трёхступенчатая («Циклон-3» 11К68) одноразовая жидкостная ракета-носитель лёгкого класса для вывода космических аппаратов на низкие околоземные орбиты.
Ракета-носитель «Циклон»
Рис. 1.14 — РН «Циклон»
Последний запуск ракеты-носителя «Циклон-2» состоялся 25 июня 2006 года. За время эксплуатации было осуществлено 106 пусков данного варианта ракеты, все — успешные.
Технические характеристики: Масса полезного груза — до 4000 кг Стартовая масса, тс — 187 Общая длина — 39,3 м Разработчик — ГКБ «Южное» Производитель — ПО «ЮМЗ»
Ракета-носитель «Космос-3М»
Рис. 1.15 — Схема РН «Космос-3М»
Двухступенчатая ракета космического назначения легкого класса «Космос-3М» (11К65М) предназначена для выведения космических аппаратов на эллиптические и околокруговые орбиты высотой до 1700 км с наклонениями плоскости орбиты 66o, 74o и 83o. Используется для запусков низкоорбитальных навигационных и связных спутников, космических аппаратов международной системы поиска КОСПАС-SARSAT и военного назначения. Ракета-носитель состоит из двух ступеней, соединенных по схеме «тандем». На внешней поверхности второй ступени установлены баки системы малой тяги. Двигательные установки обеих ступеней работают на самовоспламеняющейся топливной паре: окислитель — 27-процентный раствор четырехокиси азота в азотной кислоте; горючее — несимметричный диметилгидразин. Запуск двигательной установки первой ступени происходит по «пушечной» схеме, когда компоненты топлива начинают поступать в камеры сгорания под рабочим давлением, и двигатель за доли секунды выходит на основной режим. Такая схема запуска сокращает непроизводительные достартовые расходы ракетного топлива и увеличивает эффективность его использования в ходе полета ракеты-носителя. Двигательная установка второй ступени может до двух раз выходить на основной режим, между ними полет второй ступени происходит при работе двигателя в режиме малой тяги. Возможность перевода двигателя на режим пониженной тяги позволяет осуществлять одновременное выведение группы космических аппаратов на разные по высоте орбиты, лежащие в одной плоскости. Групповое выведение восьми искусственных спутников Земли при одном пуске ракеты-носителя «Космос-3М» регулярно проводится на космодроме «Плесецк» с апреля 1970 года. Стартовая масса ракеты-носителя «Космос-3М» составляет около 109 тонн, длина — 32,4 метра.
Рис. 1.16 — Конструктивно-компоновочная схема ракеты-носителя «Космос-3М»: 1 — головной обтекатель; 2 — космический аппарат; 3 — рама космического аппарата; 4 — приборный отсек; 5 — баки СМТ; 6 — бак «О» 2-й ступени; 7 — бак «Г» 2-й ступени; 8 — рулевые сопла двигательной установки 2-й ступени; 9 — камера ЖРД С5.23 (11Д49); 10 — бак «О» 1-й ступени; 11 — межбаковый отсек 1-й ступени с приборами СУ; 12 — тоннельный трубопровод окислителя; 13 — бак «Г» 1-й ступени; 14 — хвостовой отсек; 15 — камеры двигателя РД-216М; 16 — аэродинамические стабилизаторы; 17 — газовые рули
|
Таблица 1.4 — Основные характеристики носителя Характеристика Значение КА ABRIXAS с дополнительной полезной нагрузкой под обтекателем Количество ступеней Двигательная установка ЖРД — Окислитель АТ — Горючее: НДМГ Стартовая масса, т Длина, м 32.4 Масса полезной нагрузки, кг до 1500 (возможен групповой запуск) Размеры зоны полезной нагрузки: — диаметр, м до 2.2 — высота, м до 4.7 Диапазон высот орбит выведения: 250.1700 км. Обеспечиваемые наклонения орбит 48°, 66°, 74°, 83° Погрешности выведения: — по величине большой полуоси ± 25 км — по наклонию: ± 0.04° Полигоны Плесецк, Капустин Яр Надежность 97.4% |
|
Ракета-носитель «Восход»
В. М. Комаровым
Рис. 1.17 — Ракета-носитель «Восход»
Рис. 1.18 — Принципиальная схема двигателя 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; 16 — Рорючее Рис. 1.19 — Двигатель РД-0110
Ракета-носитель «Восток»
«Востомк» — трёхступенчатая ракета-носитель для запуска космических кораблей; на всех ступенях используется жидкое топливо. В сентябре — октябре 1959 года ракетам-носителями «Восток» были запущены станции «Луна-1», «Луна-2» и «Луна-3», сфотографировавшая обратную сторону Луны. Основные характеристики РН «Восток» приведены в таблице 1.5.
Таблица 1.5 — Основные характеристики
|
Показатели |
Лунная |
Для полета человека |
|
|
Стартовая масса, т |
|||
|
Масса полезного груза, т |
0,278 |
1,850 |
|
|
Масса топлива, т |
|||
|
Тяга двигателя, кН |
|||
|
I ступени на Земле |
|||
|
II ступени в пустоте |
|||
|
III ступени в пустоте |
|||
|
Максимальная скорость, м/с |
|||
|
РН «ВОСТОК» |
|||
Ю. А. Гагариным
Рис. 1.20 — Ракета-носитель «Восток»
Рис. 1.21 — 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 Рис. 1.22 — Двигатель РД-0109
Рис. 1.23 — Схема полета РН «Восток» и КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ «Восток» 1 — Отделение первой ступени 2 — Отделение обтекателей 3 — Отделение центрального блока 4 — Отделение третьей ступени 5 — Торможение 6 — Отделение спускаемого аппарата 7 — Вход в атмосферу 8 — Отстрел катапультного кресла с космонавтом 9 — Ввод тормозного парашюта 10 — Ввод вытяжного парашюта на высоте 7000 м 11 — Ввод основного парашюта 12 — Ввод основного парашюта, отделение катапультного кресла 13 — Приземление спускаемого аппарата 14 — Приземление космонавта 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 АМС «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.
Таблица 1.6 — Отечественные разгонные блоки. Отечественные разгонные блоки
|
Название |
ЖРД |
Компоненты топлива |
Тяга, кН |
Удельный импульс, Н с/кг |
Давление в камере, МПа |
Время работы, с |
Год первого запуска |
Используется на РН |
|
|
Блок «Е» |
РД-0109 |
Кислород/ керосин |
5,0 |
«Восток» |
|||||
|
Блок «Л» |
11ДЗЗ |
Кислород/ керосин |
5,45 |
«Молния-М» |
|||||
|
Блок «Д», «ДМ» |
РД-58М |
Кислород/ керосин |
7,94 |
1967/1976 |
«Протон-К», «Зенит-3» |
||||
|
«С5М» |
Д-25 |
АТ/НДМГ |
81,8 |
9,0 |
«Циклон-3» |
||||
|
«БризКМ» |
АТ/НДМГ |
19,6 |
; |
«Рокот» |
|||||
|
«Бриз-М» |
«Протон-М» |
||||||||
|
«Фрегат» |
С5−92 |
АТ/НДМГ |
19,6 |
; |
«Союз-2» |
||||
|
КВРБ |
РД-56 |
Кислород/ водород |
73,9 |
5,9 |
«Протон-М», «Ангара» |
||||
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 (1965 г.) по 01 июля 2000 года проведено 268 пусков ракет-носителей 8К78М, из них 267 успешных. Эксплуатация 8К78М продолжается.
|
Рис 1.24 — Ракета-носитель «Молния» |
|
|
Рис. 1.25 — Принципиальная схема двигателя 11дзз: 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 наллува баков; 10а — 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; 14 г — Регулятор кажущейся скорости |
|
|
Рис. 1.26 — Разгонный блок «Л»: 1 — Форма КА ; 2 — Плоскость разделения КА с РБ; 3 — Плоскость стыка переходника сРБ; 4 — Бак окислителя; 5 — Бак горючего; 6 — Плоскость отделения фермы; 7 — Ферма; 8 — Плоскость стыка с РН; 9 — Твердотопливный ракетный двигатель; 10 — Двигатель 11ДЗЗ |
|
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. В течение длительного времени блок используется для выведения на высокую эллиптическую орбиту (h = 700 км, Н = 4000 км) КА типа «Молния», «Прогноз». 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, инерциальная.
1.3 Ракеты среднего класса
Ракета-носитель «Союз»
Рис. 1.27 — РН «Союз»
» Союз» — наименование серии трехступенчатых ракет-носителей среднего класса, разработанных на базе ракеты-носителя Р-7 с добавлением блока 3-й ступени. Ракеты-носители серии «Союз» эксплуатируются с 1963 года. Модификация ракеты-носителя 1963 года называется в СМИ «Восход». Модификация ракеты-носителя 1966 года получила официальное наименование» Союз». Значительной модернизации ракета-носитель подверглась в 1973 году, получив название в СМИ «Союз-У», модификация 1982 года называлась «Союз-У2». Дальнейшей модификацией ракеты-носителя «Союз-У» является ракета-носитель «Союз-ФГ» (2001 год).
Ракеты-носители серии «Союз» предназначены для выведения на околоземную орбиту автоматических космических аппаратов социально-экономического, научно-исследовательского («Ресурс-Ф1», «Ресурс-Ф2», «Фотон»), специального назначения (серии «Космос»), а также пилотируемых и грузовых космических кораблей («Союз» и «Прогресс»).
Первый пуск ракеты-носителя серии «Союз» был осуществлен 16 ноября 1963 года (ракетой-носителем «Восход» запущен космический корабль «Восход»).
С 1963 по 2003 год проведено1143 пуска ракет-носителей серии «Союз» (из них 36 аварийных).
Самой массовой модификацией ракет-носителей типа «Союз» является ракета-носитель «Союз-У». В настоящее время эксплуатируются и изготавливаются серийно ракеты-носители «Союз-У» и «Союз-ФГ» .
Ракеты-носители «Союз-У» и «Союз-ФГ» являются базовыми в российской системе средств выведения, на их долю приходится основной объем запусков космических аппаратов в рамках Федеральной космической программы и программы международного сотрудничества в области космоса.
Рисунок 1.28 — РН «Союз» на пусковой установке Рис. 1.29 — Разгонный блок «Фрегат-СБ»
Так как разгонный блок «Фрегат» создавался для РН типа «Союз», которая выводит на опорную орбиту полезный груз массой около 8 т, заправляемого в РБ топлива недостаточно для его использования в составе более тяжелых РН, например, «Зенит», имеющей грузоподъемность около 14 т. Кроме того, было показано, что масса полезного груза, выводимого РН «Союз-2» этапа 1б с РБ «Фрегат» на геостационарную орбиту может быть существенно увеличена за счет введения операции доразгон, выполняемой разгонным блоком, для чего массу топлива РБ необходимо увеличить. Было принято решение адаптировать РБ «Фрегат» для выведения на различные орбиты в составе РН «Союз-2» этапа 1б, «Союз-2−3», «Зенит», «Ангара-А3» за счет увеличения массы заправляемого топлива. Задача была решена введением в состав РБ «Фрегат» торового сбрасываемого блока баков, топливо которого используется маршевой ДУ РБ «Фрегат».
С. А. Лавочкина
Сбрасываемый блок баков (СББ) представляет собой торовую обечайку разделенную на четыре бака (два бака горючего и два бака окислителя) сферическими триметаллическими перегородками.
Ракета-носитель «Союз-У»
Унифицированная ракета-носитель среднего класса «Союз-У» предназначена для выведения на околоземную орбиту пилотируемых и грузовых космических кораблей типа «Союз» и «Прогресс», космических аппаратов специального назначения (серии «Космос»), социально-экономического (типа «Ресурс-Ф»), технологического и медико-биологического назначения (типа «Фотон» и «Бион»), а также зарубежных космических аппаратов.
Рис. 1.30 — РН «СоюзУ»
На ракете-носителе «Союз-У» используются головные обтекатели следующих диаметров: 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,7 м.
Основные характеристики ракеты-носителя «Союз-У»
|
Параметр |
Значение |
|
|
Количество ступеней |
||
|
Стартовая масса, т |
||
|
Стартовая масса (без космической головной части), т |
— 297 |
|
|
Сухая масса (с головным обтекателем), т |
24,2 |
|
|
Стартовая тяга, кН |
||
|
Длина (без космической головной части), м |
36,5 |
|
|
Наибольший поперечный размер, м |
10,3 |
|
|
Размеры головного обтекателя: |
||
|
длина (в зависимости от типа КА), м |
7,31 — 10,14 |
|
|
диаметр цилиндрической части (в зависимости от типа КА), м |
2,7 — 3,3 |
|
|
Система управления |
аналоговая |
|
|
Точность выведения: |
||
|
по высоте, км |
до 10 |
|
|
по периоду обращения, с |
до 6 |
|
|
по углу наклонения орбиты, угловых минут |
до 2 |
|
Ракета-носитель «Союз-ФР»
Ракета-носитель «Союз-ФГ» предназначена для выведения на околоземную орбиту автоматических космических аппаратов социально-экономического, научно-исследовательского и специального назначения, а также пилотируемых кораблей типа «Союз-ТМА» и грузовых космических кораблей типа «Прогресс-М» по программе Международной космической станции.
Трехступенчатая ракета-носитель «Союз-ФГ» разработана ЦСКБ-Прогресс на базе ракеты-носителя «Союз-У». С целью повышения удельного импульса двигательных установок и увеличения грузоподъемности носителя на блоках I и II ступеней используются модернизированные двигатели с новыми форсуночными головками.
В составе ракеты-носителя «Союз-ФГ» могут быть использованы головные обтекатели следующих диаметров: 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,715 м.
Основные характеристики ступеней РН «Союз-ФГ»
|
Первая ступень (боковой блок) |
Вторая ступень (центральный блок) |
Третья ступень (блок «И») |
||
|
Количество блоков |
||||
|
Длина, м |
19,6 |
27,1 |
6,7 |
|
|
Диаметр, м |
2,68 |
2,95 |
2,66 |
|
|
Масса заправленного блока, т |
43,4 |
99,5 |
25,3 |
|
|
Сухая масса, т |
3,80 |
6,55 |
2,41 |
|
|
Двигатель |
РД-107А |
РД-108А |
РД-0110 |
|
|
Количество |
||||
|
Компоненты топлива: |
||||
|
окислитель/горючее |
жидкий кислород / керосин |
жидкий кислород/ керосин |
жидкий кислород/ керосин |
|
|
Тяга, кН: |
||||
|
на Земле / в пустоте |
838,5/ 1021,3 |
792,48/990,18 |
-/297,93 |
|
|
Время работы, с |
||||
Рис. 1.31 — РН «Союз-ФГ»
Ракета-носитель «Союз-2»
» Союз-2″ — новая ракета-носитель, которая позволит в будущем заменить ракеты-носители «Союз-У», «Союз-ФГ» и «Молния-М» одной ракетой-носителем. Ракета-носитель «Союз-2» в сочетании с разгонным блоком «Фрегат» позволит выводить космические аппараты на всевозможные типы орбит: низкие, средние, высокоэллиптические, солнечно-синхронные, геопереходные и геостационарные.
Разработка ракеты-носителя «Союз-2» велась на базе ракеты-носителя «Союз» в два этапа (этапы 1А и 1Б).
Рис. 1.32
Технические характеристики ракеты-носителя «Союз-2» Количество ступеней 3 Стартовая масса 312 т Максимальная длина 46,3 м Диаметр головного обтекателя 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,715 м; 4,11 м Ракета-носитель «Союз-2» 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 и центрального блоков, на втором, после отделения боковых блоков, — только двигатель центрального блока.
Первая ступень РН включает четыре боковых блока конической формы, закреплённых в шаровых опорах центрального блока.
Конструктивно-компоновочная схема бокового блока состоит из силового конуса, несущего конического бака окислителя, межбакового отсека, несущего конического бака горючего, отсека баков перекиси водорода и жидкого азота и цилиндрического хвостового отсека специальной формы.
В хвостовом отсеке каждого бокового блока размещается автономный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) однократного включения РД-107А, работающий на жидком кислороде и керосине и оснащенный четырьмя маршевыми камерами и двумя рулевыми соплами. Для управления полетом на каждом боковом блоке с внешней стороны, противоположной центральному блоку, на небольшом пилоне установлен аэродинамический руль, выполненный в виде треугольного крыла малого удлинения. Для привода руля имеется электрическая рулевая машина.
Двигатели боковых блоков работают в течение -118 секунд после старта, после чего отключаются. Выключение происходит по результатам сравнения текущего значения скорости с расчетным. После отключения двигателей боковые блоки отделяются от центрального блока и сбрасываются.
Вторая ступень (центральный блок) состоит из хвостового отсека, в котором установлен двигатель однократного включения РД-108А, содержащий четыре маршевых камеры и четыре рулевых сопла, отсека бака перекиси водорода, в котором также установлен тороидальный бак жидкого азота, отсека бака горючего, межбакового отсека, отсека бака окислителя и приборного отсека.
Запуск ЖРД центрального и боковых блоков производится на Земле, что даёт возможность контролировать работу двигателей в переходном режиме и при возникновении неисправностей во время пуска отменять пуск ракеты. Это обеспечивает повышение безопасности эксплуатации. Управление полетом по трем осям осуществляется с помощью четырех рулевых камер двигателя РД-108А. Номинальное время работы двигателя центрального блока составляет -280−290 секунд. Разделение второй и третьей ступеней происходит по «горячей схеме».
Третья ступень (блок «И»), состоящая из переходного отсека, бака горючего, бака окислителя, хвостового отсека и двигателя, установлена на центральном блоке и соединена с ним с помощью ферменной конструкции.
Для обоих вариантов РН «Союз-2» блок «И» оснащается двигательной установкой, состоящей из четырехкамерного двигателя однократного включения и четырех поворотных рулевых сопел, используемых для управления полетом по трем осям. Маршевый двигатель третьей ступени включается примерно за две секунды до отключения центрального блока. Газы, истекающие из сопел двигателя третьей ступени, непосредственно отделяют ступень от центрального блока. После отключения двигателя и отделения космического аппарата или разгонного блока с КА третья ступень выполняет маневр увода путем открытия дренажного клапана в баке горючего.
1.4 Ракеты тяжёлого класса
Семейство ракет-носителей «Протон»
Ракета-носитель «Протон» (УР-500, 8К82) — ракета-носитель тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. Ракетный комплекс (К8К82) с ракетой УР-500 разработан Центральным конструкторским бюро Машиностроения Министерства общего машиностроения СССР (генеральный конструктор В.Н.Челомей) как комплекс с межконтинентальной баллистической ракетой, оснащённой тяжёлой боевой частью 8Ф17, и защищенным горным стартом.
Рис. 1.32 — РН «Протон»
С. А. Косберга, В. Н. Челомея, Индекс РН
Рис. 1.33 — Конструктивно-компоновочная схема ракеты-носителя «Протон-К» (8К82К) 1 — головной обтекатель; 2 — полезная нагрузка; 3 — переходный отсек; 4 — коллектор наддува; 5 — датчик системы контроля уровня заправки; 6 — бак «О» 3-й ступени; 7 — тоннельная труба с расходным трубопроводом окислителя маршевого ЖРД 3-й ступени; 8 — бак «Г» 3-й ступени; 9 — тормозной РДТТ; 10 — сопло рулевого ЖРД РД-0214; 11 — маршевый ЖРД РД-0213; 12 — коллектор наддува; 13 — тормозной РДТТ; 14 — датчик системы синхронного опорожнения баков (СОБ); 15 — бак «О» 2-й ступени; 16 — датчик окончания компонентов топлива (ОКТ); 17 — воронкогаситель; 18 — гаргрот; 19 — датчик СОБ; 20 — двигательная установка 2-й ступени (один ЖРД РД-0211 и три ЖРД РД-0210); 21 — ферменный переходник; 22 — силовой конус; 23 — бак «О» 1-й ступени; 24 — тяга связи с центральным блоком; 25 — люк-лаз; 26 — коллектор наддува; 27 — датчик СОБ; 28 — бак «Г» 1-й ступени; 29 — усиленный шпангоут; 30 — демпфирующие перегородки; 31 — воронкогаситель; 32 — расходный трубопровод окислителя; 33 — расходный трубопровод горючего; 34 — двигательная установка 1-й ступени (шесть ЖРД РД-253); 35 — ТНА Модернизированная ракета-носитель (РН) тяжелого класса «Протон-М» с высокими энергетическими и эксплуатационными характеристиками предназначена для выведения различных полезных нагрузок на околоземные орбиты и отлетные траектории.
Внешние габариты ракеты (за исключением головного обтекателя), весовые характеристики конструкции, характеристики двигателей у модернизированной ракеты остались практически такими же, как и у ракеты-носителя «Протон-К». Модернизации (замене) подверглась система управления. Эта замена позволила улучшить как энергетические, так и эксплуатационные и экологические характеристики нового носителя (уменьшение невырабатываемых остатков компонентов ракетного топлива в баках отработавших ступеней наряду с внедрением системы выброса остатков на безопасных высотах).
Ракета-носитель «Протон-М» имеет конструктивно-компоновочную схему «тандем» с поперечным делением ступеней.
Разгонный блок «Бриз-М»
Разгонный блок «Бриз-М» — разгонный блок для ракет-носителей «Протон-М», «Ангара». «Бриз-М» обеспечивает выведение космических аппаратов на низкие, средние, высокие орбиты и ГСО. Применение разгонного блока «Бриз-М» в составе ракеты-носителя «Протон-М» позволяет увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту до 3,5 тонн, а на переходную орбиту более 6 тонн. «Бриз-М» состоит из центрального блока и окружающего его сбрасываемого тороидального дополнительного топливного бака (рис. 1.34).
Рис. 1.34 — Разгонный блок «Бриз-М»
Разгонные блоки серии ДМ В настоящее время в составе РН «Протон-К» используются разгонные блоки ДМ-2 (11С861) и ДМ-2М (11С861−01).
Блок ДМ-2 использует однокамерный двигатель 11Д58M на компонентах топлива жидкий кислород-керосин. Блок ДМ-2М имеет повышенные энергетические характеристики и использует двигатель 11Д58С. Эта модификация ДУ в качестве горючего использует синтетический керосин (ситин), называемый также углеводородным горючим.
Для коммерческих запусков используются доработанные разгонные блоки серии ДМ.
серии ДМ Сначала
Рис. 1.36 — Конструктивно-компоновочная схема РБ «ДМ»: 1 — приборный отсек; 2 — бак окислителя О2; 3 — средний переходник; 4 — бак горючего (керосин); 5 — маршевый ЖРД 11Д58М; 6 — нижний переходник; 7 — колодка гидравлических разъемов; 8 — ДУ СОЗ; 9 — пневмоколодка; 10 — межбаковая Сборка блоков ракеты, интеграци носителя с полезным грузом и проверка ракетно-космической системы осуществляются в горизонтальном положении в монтажно-испытательном корпусе (МИК) на технической позиции (площадке № 92) космодрома Байконур. Вывоз носителя из МИК и доставка с технической на стартовую позицию производитс специальным транспортером-установщиком на железнодорожном ходу. На стартовой позиции (площадка № 81 или № 200) носитель переводится из горизонтального в вертикальное положение и устанавливался на стартовый стол подъемным устройством установщика.
