JCSAT (Раздаточные материалы), страница 3

Применение всоставе модернизированной ракеты разгонного блока «Бриз-М» позволяет увеличить~ 3,5массу выводимой на геостационарнуюсвыше 6орбиту полезной нагрузки до 3,5 т. С 2002на отлетные траектории: к Лунедо 6,2 к Марсудо 5,0 к Венередо 5,4Объем отсека полезной нагрузки, м3до 150года было осуществлено 15 коммерческихзапусков РН «Протон-М/Бриз-М».Сегодня создан доработанный вариант ракеты «Протон-М», который имеетгрузоподъемность свыше 6 тонн на геопе-Точность выведения для низкой околоземной орбиты:по высоте, кмдо ± 3,5по периоду обращения, сдо ± 2,2по углу наклонения орбиты, угловых минут± 3,0реходной орбите. Эта улучшенная конфигурация «Протон-М/Бриз-М» успешнопродемонстрировала свои возможностипри запуске сверхтяжелого КА DirecTV10в июле 2007 г.Ракета-носитель «Протон-М» имеет конструктивно-компоновочную схему «тандем»с поперечным делением ступеней.

Ракетаэксплуатируется в трех- и четырехступенчатом (четвертая ступень – разгонныйблок) вариантах. На всех ступенях установлены высокоэкономичные однокамерныемаршевые жидкостные ракетные двигатели(ЖРД). На первых трех ступенях ракетыносителя используется самовоспламеняющееся, с высококипящими компонентамитопливо: окислитель – азотный тетроксид(АТ), горючее – несимметричный диметилгидразин (НДМГ).Ракета-носитель «Протон-М», используемая для выведения КА JCSat-11, состоитиз трех ступеней и космической головнойчасти, в которой используется разгонный блок«Бриз - М». В космическую головную частьпомимо разгонного блока входят головнойобтекатель (ГО) и переходная система.Первая ступень состоит из централь-© Роскосмос12Ракета-носитель «Протон-М»ного и шести боковых блоков, располо-Federal Space AgencyBaikonur Cosmodrome, September 2007Proton-M – JCSat-11The Proton is designed as a tandem launchvehicle available in three- and four-stageoptions.Rocket stages are powered by high-efficiencysingle-chamber cruise liquid propellant engines.The first, second and third stages are fuelledby hypergolic high temperature propellantcomponents: nitrogen tetroxide (an oxidizer)and unsymmetrical dimethylhydrazine (UDMH,a fuel).The Proton launch vehicle intended for theJCSat-11 mission consists of three stages and aspace head that uses a Breeze-M upper stage.The space head also incorporates a payloadfairing and an adapter.The Proton first stage consists of a centralassembly containing an adapter, oxidizer tank,tail section, and six lateral assemblies.

All thelateral assemblies are similar in design. Eachassembly includes a fore section, fuel tank andtail section where the rocket engine is fixed.The first stage is powered by six RD- 275© ГКНПЦ им. М.В. Хруничеваsingle-chamber cruise liquid propellantengines developed and manufactured by NPOEnergomash. The propulsion unit develops9,600 kN thrust at lift-off.Proton-M PerformanceLiftoff Mass, t~ 703cludes an adapter, propellant section and tailDry Mass (including fairing), t53.65section.Overall Length (without upper stage), m42.34The second, cylinder-shaped stage in-The thruster facility of the second stageincludes four similar sustainer liquid propellant engines: three RD-0210 engines and oneRD-0211 engine – all built by KBKhA.

Thenose bay hosts six solid-propellant retro motors.The rocket’s third stage is a cylinder-Maximum Diameter, m7.4Launch SiteBaikonurPayload Capacity:Low Earth Orbit Payload Mass (h = 200 km, i = 51.6°), t22.4Low Earth Orbit Payload Mass (h = 350 km, i = 51.6°), t20.3shaped structure that includes an equipmentGeostationary Orbit Payload Mass (h = 36,000 km, i = 0 ± 0.25°), tbay, a section of fuel and oxidizer tanks, aTransfer Orbit Payload Mass (ha = 36,000 km, hp = 5,500 km, i = 7…25°), tover 6.0Lunar Trajectory Mass, tup to 6.2Mars Trajectory Mass, tup to 5.0Venus Trajectory Mass, tup to 5.4sustainer engine fixed on the fuel tank, andan aft bay with a steering motor inside.

The aftbay accommodates four solid-propellant retromotors.The propulsion unit of the RD-0212 thirdPayload Bay Volume, m~ 3.5up to 1503stage consists of an RD-0213 sustainer liquidAltitude Injection Accuracy, kmup to ± 3.5propellant engine and a four-chamber RD-0214Orbital Period Injection Accuracy, sup to ± 2.2steering engine. In terms of design and operating principle, the sustainer engine is similar toInclination Injection Accuracy, angular minutes± 3.0Proton-M Launch Vehicle13Федеральное космическое агентство«Протон-М» – JCSat-11Космодром Байконур, сентябрь 2007женных симметрично вокруг центрального.Двигательная установка третьей ступениЦентральный блок состоит из переходногоРД-0212 состоит из маршевого двигателя РД-отсека, бака окислителя и хвостового отсека.0213 и четырехкамерного рулевого двига-Боковые блоки по конструкции одинаковы.теля РД-0214.

Маршевый ЖРД по устройс-Каждый блок состоит из переднего отсека,тву и работе аналогичен двигателю РД-0211бака горючего и хвостового отсека, в кото-второй ступени и является его модификацией.ром закреплен двигатель.Космическая головная часть соединенаДвигательная установка первой ступенис верхним отсеком ускорителя III ступенисостоит из шести автономных однокамер-посредством нижней проставки разгонногоных маршевых ЖРД РД-275, созданных НПОблока (технологический стык).«Энергомаш».

Стартовая тяга двигательнойустановки – 6 х 161,9 = 971,4 тс.Ракетный блок второй ступени имеетцилиндрическую форму, состоит из пере-ющая терминальный (гибкий) метод управления на всех участках полета.Управление полетом первой и второйДвигательная установка второй ступениступеней ракеты производится отклонениемсостоит из четырех однотипных автоном-основных двигателей, а третьей ступени –ных маршевых ЖРД – трех РД-0210 и одногоотклонением четырёх камер рулевого двига-РД-0211, разработанных в КБХА. На верх-теля.РДТТ.Adapter andSeparation Systemsная система управления с БЦВМ, реализу-ходного, топливного и хвостового отсеков.нем отсеке установлены шесть тормозныхПереходная системаи система разделенияНа ракете-носителе применена автоном-Для защиты КА JCSat-11 при полете РН«Протон-М» в плотных слоях используетсяТретья ступень включает в себя верхнийстандартный головной обтекатель длинойприборный отсек, блок баков окислителя и15255 мм.

При его изготовлении были приме-горючего, маршевый ЖРД, установленныйнены конструктивные материалы с улучшен-неподвижно на баке горючего, и нижнийными прочностными и весовыми характе-отсек с установленным в нём рулевым двига-ристиками.телем. На нижнем отсеке установлены четыретормозных РДТТ.Космический аппарат устанавливаетсяна разгонный блок с помощью переходнойсистемы, в состав которой входит изогрид-Плоскость разделения КА / ПСSpacecraft | AS separation planeПлоскость технологического стыкаTechnological joint plainЭлектросоединительUmbilicalconnector9091000±191Ø 1215 ± 0.15Средства разделения1194VX1194VXseparation systemный углепластиковый адаптер, разработанный и изготовленный Центром Хруничева,и система разделения 1194 VX, спроектированная и изготовленная фирмой Saab EricsonSpace (Линчепинг, Швеция).В конструкцию системы разделения входитзамковая лента, состоящая из двух частей,стянутых между собой посредством соединительных болтов.

Лента удерживает КА иадаптер соединенными между собой с помощью специальных устройств системы разде-Ø 2490Ø 2518Плоскость стыка ПС / РБAS | Upper stage joint plane14Ракета-носитель «Протон-М»ЭВТИThermal insulationления. При срабатывании пирогильтин перерубаются соединительные болты замковойленты, лента раскрывается, и за счет ходавосьми пружинных толкателей, расположенных на адаптере ГКНПЦ, осуществляетсяотделение КА от РН.Federal Space AgencyBaikonur Cosmodrome, September 2007Proton-M – JCSat-11the RD-0211 engine of the second stage: in fact,the 0213 version is a modification of RD-0211.The space head is attached to the nose sectionof the third stage booster by the lower ring ofthe upper stage (structural interface).The launch vehicle boasts a stand-alonecomputer-based guidance, navigation andcontrol system which supports flexible (terminal)control procedures through all mission phases.The flight of the first and second stages iscontrolled by gimballing main engines, whilethe third stage is controlled by gimballing fourchambers of the steering thruster.To protect the satellite in the lower atmosphere, the JCSat-11 mission will use a standard15,255-mm PLF based on structural materialswith enhanced strength and mass characteristics.The satellite is to be attached to the upperstage by means of an adapter system consisting of an isogrid carbon fiber-reinforced plas-© Роскосмосtic adapter developed and manufactured byKhSC and 1194 VX separation system (SS)designed and manufactured by Saab Ericssonthe satellite with the help of additional fixtures.Space (Linkoping, Sweden).By firing SS pyro bolts, connecting bolts areThe SS core is a clamp band comprising twocut off and the clamp band is released whileparts that are clamped together by two connec-eight spring pushers installed on the adapterting bolts.

This band integrates the rocket andseparate the launcher and the craft.© РоскосмосProton-M Launch Vehicle15Федеральное космическое агентство«Протон-М» – JCSat-11Космодром Байконур, сентябрь 2007Основные характеристики ступеней рнПервая ступень:449,9Стартовая масса, тСухая масса, т32,5Длина, м21,18Наибольший поперечный размер, м7,4Диаметр центрального блока, м4,1Диаметр бокового блока, м1,6ДвигательРД-275 Количество6 шт.

Компоненты топлива:азотный тетроксид (АТ) окислительнесимметричный диметилгидразин(НДМГ) горючее© Роскосмос Тяга на Земле / в пустоте, кН1600 / 1750 Удельный импульс тяги на Земле / в пустоте, Н•с/кг2890 / 3160130 Продолжительность работы, сВторая ступень:172,1Стартовая масса, тСухая масса, т12,1Длина, м17,05Наибольший поперечный размер, мДиаметр топливных баков, мДвигательная установка4,14,1РД-0210 (3 шт.) и РД-0211 (1 шт.) Компоненты топлива:АТ окислительНДМГ горючее Тяга в пустоте, кН588 Удельный импульс тяги в пустоте, Н•с/кг3210 Продолжительность работы, с230Третья ступень:© РоскосмосСтартовая масса, т50,7Сухая масса, т4,35Длина, м6,86Наибольший поперечный размер, м4,1Диаметр топливных баков, м4,1Двигательная установкаРД-0212 Компоненты топлива: окислитель горючее Маршевый двигатель582 Удельный импульс тяги в пустоте, Н•с/кг3210 Рулевой двигатель16Ракета-носитель «Протон-М»РД-0213 Тяга в пустоте, кН Продолжительность работы, с© РоскосмосАТНДМГдо 250РД-0214 Тяга в пустоте, кН30,9 Удельный импульс тяги в пустоте, Н•с/кг2870 Продолжительность работы, сдо 270Federal Space AgencyBaikonur Cosmodrome, September 2007Proton-M – JCSat-11Characteristics of Proton-M StagesFirst Stage:449.9Liftoff Mass, tDry Mass, t32.5Overall Length, m21.18Maximum Cross Dimension, m7.4Central Assembly Diameter, m4.1Lateral Assembly Diameter, mEngine TypeQuantityPropellant Components:OxidizerFuel1.6RD-2756nitrogen tetroxide (NT)unsymmetrical dimethylhydrazine (UDMH)Ground / Vacuum Thrust, kN1,600 / 1,750Ground / Vacuum Thrust Specific Impulse, N•s/kg2,890 / 3,160Burn Duration, s130© РоскосмосSecond Stage:172.1Liftoff Mass, tDry Mass, t12.1Overall Length, m17.05Maximum Cross Dimension, mPropellant Tank Diameter, mEngine Type4.14.1RD-0210 (3) and RD-0211 (1)Propellant components:OxidizerFuelNTUDMH588Vacuum Thrust, kNVacuum Thrust Specific Impulse, N•s/kgBurn Duration, s3,210230Third Stage:Liftoff Mass, t50.7Dry Mass, t4.35Overall Length, m6.86Maximum Cross Dimension, m4.1Propellant Tank Diameter, mPropulsion System PerformanceOxidizerFuelSustainer EngineVacuum Thrust, kNVacuum Thrust Specific Impulse, N•s/kgBurn Duration, s4.1RD-0212Propellant Components:© РоскосмосSteering EngineNTUDMHRD-02135823,210up to 250RD-0214Vacuum Thrust, kN30.9Vacuum Thrust Specific Impulse, N•s/kg2,870Burn Duration, sup to 270© РоскосмосProton-M Launch Vehicle17Федеральное космическое агентство«Протон-М» – JCSat-11Двигатели первой ступениНа первой ступени РН «Протон» установлены шесть одинаковых авто­номных однокамерных ЖРД.Первоначально это были двигателиРД-253, разработанные НПО «Энер­гомаш» в 1961 – 1965 гг.