Ракеты-носители. Космодромы. С. Уманский (553620), страница 14
Текст из файла (страница 14)
руб. Высота орбиты — 200 км 20 1500 км 80 36000 км 20 51 500 20 50 440 19,1 46,7 200 )67 Блок 1И 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 11 и И1 ступеней происходит по «горячая схемам ДУ третьей ступени запускается в конце работы ДУ второй ступени. На боковых блоках в зоне хвостового отсека на специальных пилонах установлены воздушные рули, эффективно работаюгцие 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 радиотелеметрнческими системами, которые занмствуются с РН «Союз». Летные испытания РН «Союз-ФГ» Гв количестве двух пусков) планируется начать в 2001 гг.
с космодрома Байконур. РН «Союз-ФГ» предполагается исгюльзовать для запуска транспортных, пилотируемых кораблей и КА различного назначения. Ракету-носитель «Союз-ФГ» с РБ «Фрегат» предполагается использовать для выведения КА «Марс-Экспресс» с головным обтекателем диаметром 3,715 м, длиной 7,7 м разработки НПО им. С. А. Лавочкина. Энергетические возможности РН «Союз-ФГ» позволяют увеличить массу полезного груза, выводимую на круговые орбиты с параметрами 1=51,6', Н„=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.
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ГКБ «ЮЖНОЕ» имени М. К. ЯНГЕЛЯ (СССР-УКРАИНА) С. Н. Конюхов ЫТ НГ(ТВ 111«Ы 'ЛКГТЫ- 1()( ЫТ(ЛН М М. К. Янгель В. а>. Ь нн 1911-1971 1923-2000 $ В 1951 г. серийное производство ракет Р-1, 1к2, а затем Р-5 передается Днепропетровскому заводу № 586, который создавался для производства автомобилей. Для научного сопровождения зтих работ при заводе Прорыв в космос, осуществленный с помощью ракетноситслсй «Спутник», Восток», «Молния» в 1957— 1961 гг.
дал богатейший материал для выработки долгосрочной программы космических исследований. Та ее 'Ь «К>Ж!!ОЕ» ии !! К !!!!Г! ЛЯ и ли~~ к~и и ~ ии~,<ют и < и. и и, я~~ л~ ии ! ~иии- ~ иии !'и~ 'и~ и' иии~ии",! !'.'~ ! .ф ' ~н ! ~ и .и!и' '.. ~ ! « и г! , .~, ! ЛВИ!А! ЕЛЬ РЛ-119 С Отеч тве ы ! кеты-~ Оку!ьли Длина первой ступени 20,3 м, второй — 8,5 м.
Разлеле- высотой от 200 ло 2000 км и эллиптические орбиты Поппе ступеней осуществляется по горячей схеме. Старто- становлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от вая масса РН 49,4 т. Она способна выводить на орбиту 30 октября !961 года и от 12 июля 1962 года, а Решсвысотой 200 км (наклонение 82 ) полезный груз массой нием Комиссии Президиума Совета Министров от 12 до 450 кг (рис. 23). июля 1962 года было принято решение о создании унвНа первой ступени установлен четырехкамерный версальной ракеты-носителя и стартового комплекса.
ЖРД РД-214. Управление на участке полета первой сту- Во исполнение этого решения в 1961 году в ОКБ-586 пени осуществляется с помощью газовых рулей, выпол- был разработан эскизный проект, предусматривающий пенных из графита. создание на базе одноступснчатой баллистической раДвигатель РД-214 (разработка НПО «Энергомаш>), с кеты средней дальности Р-14 ракеты-носителя «Кос турбонасосной системой подачи, выполнен по открытой мое-2> (11К65).
схеме (без дожигания). Он работает на окислителе Одноступенчатая баллистическая ракета срелней АК-27И (27%-ный раствор четырехокиси азота в азот- дачьности Р-14 явилась логическим развитием раке~и ной кислоте) и углеводородном горючем ТМ-185. Соот- Р-12. Она была принята на вооружение в 1961 г.
Посношение компонентов — 3,97. Турбина приводится во кольку к концу 50-х годов в СССР было развернучо вращение продуктами разложения 80%-ной перекиси промышленное производство НДМГ, в новой ракете быводорода. Тяга двигателя у Земли 648 кН, в пустоте ло использовано данное перспекзивное горючее, само- 744 кН; удельный импульс тяги соответственно 2270 и воспламеняющееся, с азотнокнслотным окислителем. 2630 Н'с/кг. Масса сухого ЖРД 645 кг. Время работы Это существенно упростило конструкцию ее двигателей ЖРД 140 с. и позволило избавиться сразу от лвух весьма опасных РД-214 имеет четыре камеры, ТНА, ГГ, агрегаты авто- компонентов ракетного топлива — горючего ТГ-02 и пематпки и ряд других элементов.
Давление в камерах его- рекиси водорода, которые использовалпсь в Р-12. рания 4,36 МПа, на срезе сопла 69 кПа. Зажигание топ- Баллистическая ракета Р-14 получилась весьма удачлива в камере — химическое, при помощи пускового го- ной. Достазочно замегитть что она закончила свое сущерючего ТГ-02 (сгиесь ксплидина с триэтиламином — ана- ствование лишь по Договору о сокращении,оакед сред ГКБ «К)ЖН11Е» им К1 К ЯНГЕЛЯ л ля~ 1 ~(' ч виляли.ьн ~ ь ия1 )Гяьп~ ~и~ и! очки Г ЛН ' ~1'еля 1 " '1\нг'" ЛЕ. 22 нль и~1ю и ~~ и»; Н чьл 11ЛЛЯ ллтяг~оьч П.н ~ Ганки| 20 м к, ° ~На ЖРЛ Г ' .. '1 111Лтч' СХЕМА ВЫВЕ2КЕНИЯ КА 1-2 — участок работы лвигэтельнои установки 1-и ступени; 2-3 — участок работы лвигательной установки 11-и ступени при первом включении; 3-4 — участок работы авигагельнои установки системы м лои тяги.
1 ЕЧЕСЕВЕН ЫЕ РЛКЕ1Ы-НОЕ И ГЕЛИ иены по схеме «тандем». Длина ракеты 32,4 м, диаметр На втором этапе в 1965-1967 гп ОКБ-10 была прове- цилиндрической части корпуса 2,4 и. Стартовая масса дена модерниэация ракеты-носителя с целью повыше- РН до 109 т. ния ее энергетических характеристик и улучшения такНа обеих ступенях РН установлены ЖРД, работаю- зпко-технических данных. В конструкзорском бк1ро щие на самовоспламеняющихся компонентах ракетного .
Электроприбор. (г. Харьков) создана новая система топлива — окислителе АК-27И, горючем НДМГ Управ- управления. ление полетом на первой ступени осуществляется с по- 16 июля 1965 года был осуществлен первый запуск мощью газовых рулей, на второй — с помощью поворот- модернизированной ракеты-носителя, названной «Косных рулевыхсопел. Разделение ступеней производится мос-3» (11К65М) с полигона Байконур, выведшей нз по «полугорячей гхеме».
кругову1о орбиту 550 км спутники «Космос-71, -72, -73, Сброс головного обтекателя производится на участке -74, -75». Впервые в истории космонавтики одной раке- полета второй ступени на высоте порядка 75 км прн ско- той были выведены пять спутников. ростпом напоре 14 кг/м'.
3 сентября 1965 года ТАСС сообщило о выведении Первая ступень ракеты включает в себя переходный новых пяти спутников «Космос-80, -81, -82, -83, -84 отсек, бак окислителя, приборный (межбаковый) отсек. на кругову1о орбиту - 1500 км, а 18 сгнтября 1965 гола бак горючего и хвостовой отсек с двигателем РД-216М. «Космосов-86 — 90». Наддув бака горючего осуществляется сжатым азо- Так началась успешная работа ракеты-носителя том, а бака окислителя — сжатым воздухом. Эти газы 11К65М, выведшей на сегодняшний день на различные хранятся в баллонах высокого давления, расположен- орбиты около 1000 ИСЗ различных назначений, успешных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух) отсеках.
но работавших н работаклцих в интересах народного хоНа второй ступени РН установлена двигательная ус- зяйства и обороны страны. тановка, разработанная в КБ химического машиностро- Вариант 11К65М впервые стартовал цз Плесецка в ения (КБХМ) под руководством главного конструкто- мае 1967 года, а старт в яннаре 1973 года стал первым зара Алексея Михайловича Исаева.
В эту установку вхо- пуском из Капустина Яра. дят маршевый дзига~ель без дожигания с насосной си- Судьба 11К65М сложилась так: пе(1вые,14,носителей ! Л Ь «Ее)Ж НЕ) Е им М Л 5) Н Е Е Ж)1 лани п«~, Г(ТГ«ГГГТГГ ТГГЫГ РЛ Г ГЫ-НСГГИ1ГЛИ Л(( (( 1 '. И и ( ( ' 1 ( 1 1 ( ',', ( .1( 1,(И( ( 1(и(Г (~ ((ы» Г( ('( Г»(1 ((И (1,( ((( 1. и (и(' ((( (г' (1.1.
1 (.(Гги( иг((( ги ( (. 1 «(, ИЛИ((,1 (И'( И('1 И( г(('« ( И(И «((1('( гии'г и и( (75 личин 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 (длипа 1,4 м) предназначен для соединения бака окислителя и бака горючего первой ступени и размещения некоторых приборов системы управления и телеизмерений.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
