Ракеты-носители. Космодромы. С. Уманский (553620), страница 10
Текст из файла (страница 10)
КПРСГЛСВЛ Таблица 4 Отечественные разгонные блоки ЖРЛ , 'Компоненты топлива Улельныи Название Тяг а, кН Лавление в Время работы, с Год первого запуска Используется на РН импульс, Н с/кг камере, МПа Кислород»керосин Кислород»керосин Кислород»керосин »,0 5,45 7,94 РЛ-01 09 11ЛЗЗ РЛ-5 8М Блок «Е» Блок «Л» Блок «Л», «ЛМ 1260 3400 3538 «Восток» «Молния-М» «Протон-К», «Зенит-3» «Ыиклон-3» «Рокот», ° Протон-М» «Союз-2» «Протон-М», «Анга а» 430 250 720 1959 1965 1967П 976 АТ!НЛМГ лтунлмГ «С5М» «Бри»КМ» «Бриз-М» «Фрегат» КВРБ Л-25 81,8 19,6 3110 3193 9,0 118 '»5 1977 1998 АТ/НЛМГ Кислород'водород С5-92 РЛ-56 19,6 73,9 20 1000 3208 4306 2000 5,9 скафандр разработан па заводе 2»е 918 (Плавный конст- в качестве третьей ступени. «Молния» предпазцачеиа гпгя руктор — С. М.
Алекс с с в). выведения космических объектов к Луне, планетам СолПервый пуск «Востока-2» был сзсущсствлен 1 нюня печной системы, а также спутников связи <Молния». 1962 гола. С его помошью запускалис'ь космические ко- За 1960 — 1967 гг. ракетой-носителем 8К78 был обесперабли ссрин «Восток». Всего было проведено 47 пусков чеп вывод иа орбиты полета к Луне и плаггетаы Солпеч- 1'Н «Восток-2», из иих 43 успешных.
После некоторой иой системы ЛМС «Венера-1»,:Марс-1», «Зонд-1», модернизации РН «Восток-2М» успешно зксплуатпро- «Зонд-2», «Зонд-3» и ЛМС «Лупа-4» —. «Луна-14». Тсм палась ВКС до 29 августа 1991 года, когда на орбиту был самым было положено начало планомерному изучению выведен индийский спутник ИРС51В. Всего было про- Солнечной системы <)1! Ч! < 1ВЕЬ!ЬЬЬЬГ СЛЬ ЕТЫ-Н<>< ИТЕЛИ ведения на высокую эллиптическую орбиту (й = 700 км, Н = 4000 км) КА типа «Молния», «Прогнозж Характеристики блока «Л»: Двигагель крш(ится на блоке «Л» с помощью рамы и имеет возможность поворота относительно двух взаимно-перпендикулярных осей, лсжап1их в плоскостях тан(ажа и рыскания. В плоскости крена стабилизация ГБ Осчщсстнляс>с51 с нпм(>щьк) Отд(.'льн>!х сОпсл. Для управлгния РБ на пап ивнпл( участке полета и<'- пользуется сжат ьш газ.
В качестве ис полнительных органов применены сопловые блоки. Система управления блока «Л» автономная, инерциальная. Масса иа опориои (промежуточиои) орбите, кг Топливо в баках, кг Блок с остаткал<и при сбросе, кг Горючее Окислитель Тяга в пустоте, кН Чдельиыи импульс тяги, Н«с>кг Высота, м Аиамет, м 8900; 3700; 1050; керосин; жидкии кислород; 68; 3400; 3,5; 2,35. дии, Румынии, США, Сирии, Франции, ФРГ и многих других стран па кораблях «Сонм». «Сок>з-Т», «(лжм- ТМ».
В 1992 г. Реализован проект космического перелета «Барона-Лмерика-500», посвящ<шкпо 500-лстик> открытия Лмсрнки Колумбом. Ракетой-носителем 11А511У такж< выведены на орбиту к<жмические аппараты различного назначения как в интересах науки и народного хозяйст ва, так и в интересах Министерства обороны. Всего с начала эксплуатации на 01 июля 2000 года проведен 681 успешный пуск РН «Союз-У». Для дальнейшего повьппспия эн<ргстикп ракеты-носителя «Союз-У» ЦСКБ осу>цсствлена е< модификация в плане замены топлива на более эфф< ктивное, что позволило увеличить полсзнук> нагрузку (на 200 кг).
В результате проведенных работ в декабре 1982 года был осуществлен первый запуск «Союз-У2» (11Л511У-2). Всего за время эксплуатации проведено 70 успешных запусков РН «Союз-У2ю РН «Сок>з-У> обеспечивает запуск космических аппаратон < к<к люлромов Байконур и Плесецк. В таблице приведены основные характеристш<п ракеты-носителя 11А511У н <"с дальнеишсй молификаппн 11Л511У-2. В настоящее время РН 11Л511У-2 н< зкснлуатиру(тся. 1.
К,ИРР ( ),Ш) , П ((,() ),( 1 г р н)х(( им и и(11лни( с :-'За -'З "(4( г ики( ли( 'я л ,и(( (и( ( ))и;и( ( ) м)1и( и 1 и 1. )). и (,(( т )( л Л( И(,('( '1)х Р"и ' и()л , (ц)(к ( Р) и( Г РКК «ЗНЕ)П ИЯ * им ( . П. КС)РОЛЕКЛ Лвигатель 11АЗЗ( 1 — пирошашка пугковая; 2 — турбонасосныи а(регат; 2а — аренаж ТНА; Т вЂ” регулятор (оотношения компонентов; За — 1)ривол регулятора СК; 4 — блок пусковых клапанов; 4а — лренаж окислителя; 5 — блок клапанов, За — аренаж горючего; 6 — шланги; Ьа — зажигательное устроиство; ? — камера сгорания зажигания; ?а — карланная пс)лвеска; Я вЂ” к пи- ини а — л лния-игали т асс гссгг*л ,с «с„ гсзгн Ен ни» ОТЕЧЕ('ТВЕННЫЕ ЕАКЕ ЕЫ-НЕТС.И1ЕАИ сгнсгн ссн г сс,сг с-ссн я нгс лггс с г с гссс лг Н,Н г~ ггглгсннс нс Нсгг с .сс лс с,сл гг гС сл с н.с г 'Енс гссс гн л гнс«,нс г с г сг нсс,с с с,гн лис нлг лс сг нс сНг и стНл ,и гсг г с Е и г г Есг н ,сгггг*с,ггг гс « г к н л КОСМИЧЕСКИИ КОЕсЛБЛ!> «С О ЕО 3 - Т' М гг )45 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 высококипяших 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 низкокипящих 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 студени, 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 РКК «ЭНЕРГИЯ» им.
О. П. КОРОЛЕВА 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.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
