JCSAT (Раздаточные материалы), страница 5

В частности, приракет УР-200, на которые планировалосьИз истории проектирования УР-500Federal Space AgencyBaikonur Cosmodrome, September 2007Proton-M – JCSat-11установить в виде верхних ступеней ещеодну ракету УР- 200, оснащенную боевойчастью повышенной мощности. Такимобразом, образовывалась четырехступенчатая ракета. Первой ступенью служиличетыре первые ступени связки из четырехракет УР-200, второй ступенью – четыревторые ступени из четырех ракет УР-200,третьей ступенью – одна первая ступеньверхней ракеты УР-200 и четвертой – однавторая ступень верхней ракеты УР- 200.Стартовая масса проектируемойракеты с головной частью МГЧ = 12 тпримерно равнялась 587,18 т.Приведенный коэффициент наполненияРакета УР-200 ипервоначальныйвариант УР-500 в видесвязки ракет УР-200μПР = МтΣ / МО = 0,9304.

Такая схема позволяла удовлетворить всем эксплуатационным требованиям, предъявленным ксоставной ракете, а также использоватьотлаженный технологический процесспроизводства ракеты УР-200.Но схема не обеспечивала оптимальные баллистические параметры проектируемой ракеты. Величина коэффициента μki показывает, какую долю скоростиракеты набирает каждая ступень на активном участке траектории. Равные величины© Новости космонавтики, А. Ясинскийкоэффициентов μki означают, что каждаяступень набирает i-ом активном участкеИз таблицы следует, что коэффициентравные скорости. Но это баллистическиμki для каждой ступени остается примерноне выгодно, так как при полете на первомпостоянным, то есть каждая ступень наби-активном участке растут потери скоростирает одинаковую скорость. Это объясня-на преодоление сил гравитации, на сопро-ется неправильным распределением энер-тивление воздуха, при полете на последу-гетики по ступеням.ющих участках по сравнению с первымиЭто настолько существенно повлиялоступенями интенсивно растут прибавкина баллистические параметры ракеты,к тяге.

То есть скорости следует наби-основанной на схеме простейшего соеди-рать более интенсивно по мере возраста-нения нескольких ракет УР-200, что отния номера ступени, т. е. μki. Но на пред-такой схемы ракеты УР-500 пришлосьлагаемой схеме коэффициент наполненияотказаться.μki изменяется на каждой ступени так, какпоказано в таблице.μkiПоэтому было начато проектирование ракеты, состоящей из трех ступе-IIIIII0,7030,70950,702ней, массы которых распределялисьоптимально, а схема удовлетворяла требованиям заказчика.Из истории проектирования УР-50021Федеральное космическое агентство«Протон-М» – JCSat-11Космодром Байконур, сентябрь 2007Второй вариант имел первую ступеньв виде полиблока, полный поперечныйразмер первой ступени был больше поперечного размера железнодорожноговагона. Поэтому ступень должна быларазбираться на блоки при транспортировке и собираться в монтажном корпусе,на технической позиции стыковаться состальными ступенями и головной частьюи в собранном состоянии перевозиться настартовый комплекс.Ракета моноблочной схемы хотя иимела классическую компоновку и быланаиболее проста, но имела наибольшую длину, что усложняло эксплуатацию ракеты на ракетном комплексе.

Этоприводило к возникновению очень больших ветровых нагрузок, которые вызывалиизгибающие моменты, для компенсациикоторых требовалось существенное усиление конструкции корпуса.Вариантысхемы УР-500 :моноблоки полиблокВторой вариант позволял снизитьдлину ракеты в собранном состоянии, основным силовым элементомпервой ступени становился центральный блок большого диаметра, что существенно увеличивало момент инерцииблока. Последующие ступени выполнялись в виде цилиндрических моноблоков. Двигатели, разработанные КБХА подруководством С. А. Косберга для первойступени УР-200, были недостаточно мощныдля первой ступени будущей УР-500: длявыхода на необходимую тягу понадобилось бы полтора десятка таких двигателей.Поэтому первую ступень предполагалосьоснастить двигателями, спроектированными для установки на сверхтяжелой© Новости космонавтики, И.

Афанасьевракете Н1. Эти двигатели были спроектированы в ОКБ-456 (НПО «Энергомаш»)При этом были рассмотрены два вари-22как раз на высококипящих компонентах.анта компоновки. Один из них предус-А переделывать эти двигатели на кисло-матривал последовательное соединениерод/керосин, как того требовал Главныйступеней типа моноблок, диаметр ракетыконструктор ракеты Н1 С. П. Королев,определялся диаметром первой ступени.В. П. Глушко отказался.

Однако этот двига-Из истории проектирования УР-500Federal Space AgencyBaikonur Cosmodrome, September 2007Proton-M – JCSat-11Характеристики ступеней УР-500 по аванпроектуПараметрПервая ступеньВторая ступеньТретья ступень7,44,14,13021,1810,8823,7Масса топлива, т341,8352,0121,721,76Масса ступени, т25,5626,9моноблокполиблокПоперечный размер, м6,2Длина ступени, мТип и число двигателей16,02,184 х 8Д43 + 4 х 11Д434 х 8Д481 х 8Д497926,5 / 8989,83183,3613,1274,2 / 304,1313,9313,9118,8110,3Тяга, кН (на Земле / в пустоте)Удельная тяга, кгс/кгВремя работы, с115,2118,6тель мог устанавливаться только неподвижно, поэтому предполагалось скомбинировать двигательную установку из четырехдвигателей разработки ОКБ-456 (используемых в качестве маршевых) и четырехкачающихся двигателей КБХА (в качестве рулевых).

В дальнейшем от этой схемыотказались, двигатель В. П. Глушко былдоработан (в частности, был введен узелподвеса), и управление стало осуществляться качанием камер маршевых ЖРД,которых стало в итоге шесть, как и боковыхблоков (первоначально предполагалось 4–8ступени УР-200. Агрегаты наддува баков уста-боковых блоков).

В качестве рулевых приво-новлены только на одном двигателе двига-дов использовались рулевые машинки,тельной установки второй ступени. Остальныеработающие на НДМГ.три двигателя этих агрегатов не имеют.Пуск двигателя производился с помо-Двигательная установка третьей ступенищью мембранных пироклапанов, установ-УР-500 спроектирована по схожему принципуленных на входе в маршевые двигатели.с двигательной установкой второй ступениДля наддува баков ракеты использовалисьракеты УР-200: однокамерный неподвижногазы, вырабатываемые в специальных газо-закрепленный маршевый ЖРД разработкигенераторах наддува, смонтированных наКБХА (модификация двигателя первоймаршевых двигателях для создания «слад-ступени УР-200) и четырехкамерный рулевойкого» газа, или в смесителях, в которыхдвигатель с электрическими приводами дляиспользовался газ, отбираемый из камерыповорота камер.сгорания и балластируемый горючим длянаддува баков окислителя.На второй ступени УР-500 установленыРакета первоначально создавалась в двухступенчатом варианте, а в последующембыла дооснащена третьей ступенью.

Ракетавысокоэкономичные и надежные двигателипрошла многократную модернизацию и сталазамкнутой схемы с высоким давлением водним из самых надежных тяжелых носите-камерах, разработанные КБХА для первойлей в мире.Из истории проектирования УР-50023Федеральное космическое агентство«Протон-М» – JCSat-11Космодром Байконур, сентябрь 2007Разгонный блок «Бриз-М»Breeze-M Upper StageС целью повышения возможностей РНного блока и окружающего его тороидаль-тяжелого класса по выведению КА в широ-ного сбрасываемого дополнительного блокаком диапазоне орбит Государственный косми-топливных баков.

Маршевый жидкостныйческий научно-производственный центрракетный двигатель 14Д30 установлен в нишеим. М. В. Хруничева разработал, испытал ивнутри топливного бака центрального блокаприступил к коммерческой эксплуатациии обладает возможностью многократногонового разгонного блока «Бриз-М».включения в космосе. Жидкостные ракет-Разгонный блок «Бриз-М» имеет компак-ные двигатели малой тяги, работающие натную компоновку. Он состоит из централь-тех же компонентах топлива, что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию истабилизацию разгонного блока на пассив-Основные характеристикиных участках автономного полета, а такжеГабаритные размеры, м:длина2,654осаждение топлива в баках при повторныхдиаметр4запусках маршевого двигателя.Сухая масса блока, кг2665Установленная в приборном отсеке, нахо-Компоненты топлива:окислительазотный тетроксид (АТ)горючеенесимметричный диметилгидразин (НДМГ)инерциальная система управления осуществляет управление полетом разгонного блока иМасса заправляемого топлива, кг:окислитель13260его бортовыми системами.

РБ «Бриз-М» осна-горючее6660щен также системой энергопитания и аппа-Маршевый двигатель14Д30Тяга, кН~ 20Удельный импульс тяги, Н•с/кг3255© ГКНПЦ им. M. B. Хруничева24дящемся на верхней части центрального блока,Разгонный блок «Бриз-М»ратурой для сбора телеметрической информации и внешнетраекторных измерений.© ГКНПЦ им.

M. B. Хруничева© ГКНПЦ им. M. B. ХруничеваFederal Space AgencyBaikonur Cosmodrome, September 2007Центральный топливный бакCentral fuel tankProton-M – JCSat-11Дополнительный топливный бакAdditional fuel tankГоловной обтекательHead fairingНижняя проставкаUpper stage lower adapterПриборный отсекEquipment bayАIШаробаллон наддува «Не»(условно повернут)«He» pressurization sphere balloon(conventionally revolved)Ø 4100Ø 2490Бак высокогодавления «О»«О» highpressure tankØ 4350Шаробаллоннаддува «Не»«He» pressurizationsphere balloonБак высокогодавления «Г»«F» highpressure tankПлоскость стыкаРБ с ПСAdapter system |Upper stage interfaceАБак высокогодавления «О»«О» highpressure tank5832654Плоскостьотделения ДТБAFT separation planeIIIIIПлоскость отделения РБ от РНUpper stage | Launch vehicle separation planeПлоскость технологического стыка РБ с РНUpper stage | Launch vehicle technological interfaceplaneШаробаллоннаддува «Не»«He» pressurizationsphere balloonБлок двигателей малой тяги (4 шт.)Unit of low-trust (4 pcs.)Бак высокогодавления «Г»«F» highpressure tankTo further improve heavy rocket capabilitiesintended to control the Breeze-M and its on-for delivering payloads into a wide variety ofboard systems during flight.

The Breeze-M uppertarget orbits, KSC has developed, tested andstage accommodates the power supply systemcommissioned the Breeze-M upper stage.and avionics used for telemetry data receptionThe compact design of the upper stageБак высокогодавления «Г»«F» highpressure tankIVПлоскость отделения ГОHead fairing separation plane104Маршевый двигательMain engineand trajectory measurements.includes a core section surrounded by a toroidalauxiliary section of propellant tanks which isjettisoned in flight following depletion. The14D30 liquid propellant sustainer engine isBreeze-M PerformanceOverall Dimensions, m:Length2.654mounted in a recess provided in the fuel tankDiameter4of the core section.