Ракеты-носители. Космодромы. С. Уманский (553620), страница 15
Текст из файла (страница 15)
По конструкции он аналогичен переходнику. Бак горючего (длина 5,876 м) по конструкции аналогичен баку окислителя. Следует отметить, что эта конструкция также используется в баковых отсеках РН «Космос-ЗМ». Внутри бака горючего проходит расходная магистраль окислителя. Она заключена в тоннельную трубу, имеющую гофрированные ребра жесткости. По всей длине этого бака смонтировано шесть радиальных перегородок — успокоителей жидкости. Наддув баков окислителя и горючего осуществляется горячими газами. Для этого в составе рулевого двигателя ступени имеется окислительный газогенератор наддува и смеситель горючего, обеспечиваюеций снижение температуры восстановительного газа, вырабатываемого основным газогенератором данного двигателя путем его разбавления жидким компонентом — горючим.
Хвостовой отсек цилиндрической формы обеспечивает размещение двигательной установки ступени и ряда агрегатов и ее пневмогидравлической системы. На нем также смонтированы четыре опоры, с помощью которых ГКБ «К)ЖН >Е» им М К ЯНГЕЛЯ РН устанавливается на пусковое устройство. Конструкция отсека — клепаная, аналогичная конструкции переходника и приборного отсека.
В местах размещения опор имеется усиление. На боковой поверхности хвостового отсека смонтированы четыре обтекателя, в которых размещены камеры рулевых двигателей. В одном из этих обтекателей располагается также пороховой тормозной двигатель. Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого РД-251 и рулевого РД-855. Тяга маршевого двигателя у Земли 2459 кН, в пустоте 2749 кН. Тяга рулевого соответственно 297 и 341 кН.
Удельный импульс тяги РД-251 у Земли 2645 Н с/кг, в пустоте 2957 Н с/кг. Удельный импульс рулевого двигателя— соответственно 2492 и 2865 Н с/кг. Оба двигателя работают на компонентах топлива; окислитель — азотный тетроксид, горючее — несимметричный диметилгидразин. Соотношение компонентов в маршевом двигателе — 2,6, в рулевом двигателе — 1,96. Маршевый двигатель РД-251 с турбонасосной системой подачи разработан в НПО «Энергомаш» и выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из трех одинаковых блоков, собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет две камеры, ТНА с рамой, восстановительный ГГ пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы.
Давление в камере 8,66 МПа, на срезе сопла 80 кПа. Сухая масса 1718 кг. Запуск всех трех блоков двигателя осуществляется синхронно примерно через две секунды после запуска рулевого двигателя. Раскрутка их ТНА осуществляется пороховыми стартерами. Рулевой двигатель РД-855 имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожигания.
Он включает в себя четыре поворотные камеры (угол поворота +41'), ТНА, восстановительный ГГ пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Запуск и выключение — одноступенчатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами. Вторая ступень состоит из трех отсеков — приборного, топливного и хвостового. Приборный отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов имеет коническую форму. Топливный отсек выполнен из сплава АМг-6 и представляет собой цилиндрическую оболочку длиной 5,544 м, снабженную тремя сферическими днищами — верхним, промежуточным и нижним. Промежуточное днище делит объем топливного отсека на две полости — окислителя (верхнюю) и горючего (нижнюю).
Через полость горючего проходит расходный трубопровод окислителя. В полости окислителя установлены также устройства для демпфирования колебаний жидкости — сверху коническая оболочка и шесть радиальных перегородок вдоль образующей цилиндра. Наддув полостей в полете осуществляется от специальных газогенераторов.
Хвостовой отсек — клепаной конструкции, аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. В этом отсеке смонтированы двигательная установка и агрегаты ПГС вто- юггч!«тв!Нмы гак!!ы-нгы игглм ~~«оы«» ! ~«..о~ и, ~ о( ~я~ Чьо ~~ ьв4 ую„~ьч~ и 4 Ф. рг ее~*~ «гв опс рой ступени. 1!а нижнем торцевом шпашоуге этого отсека имеется теплозащитпый экран из титанового сплава.
ДУ второй ступени также включает в себя два двигателя: маршевый РД-252 и рулевой РД-855. Они работакгт на аналогичных компонентах топлива: окислителс. ЛТ и горгочеьг НДМГ. Маршевый двигатель второй ступени РД-252 разработан НПО «Эгюргомашге Он имеет турбонасосную систему подачи и вьппэлнен по схеме без ложш анна. Его тяга в пустоте составляет 937 кН при удельном импульсе тяги 31!6 Н с/кг и соотношении компонентов 2,6. Масса сухого двигателя 723 кг, высота 2,04 м, диаметр 2,2 м. Время работы 60 с.
ЖРД состоит из двух камер, ТНА, восстановительного 1'1; агрегатов автоматики, ппростартера, рамы и ряда других алсментов. Камеры сосдпнсны специальной рамой, к которой крепится '1 НЛ, расположенный горизонтально между кагперамп в области их критических сечешш. Рулевой двигатель второй ступени РД-856 расположсн идентично рулевому двшателю первой сэупенгс Он имеет четыре поворотные камеры, ТНЛ, воссзановптельный Г1; агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому ЖРД первой ступени.
Тяга двигателя в пустоте 54,73 кН, удельный импульс тяги 2778 Н ° с/кг. ! кь «к>жыые» им м. к янгеля зорных газов, раму, агрегаты автоматики и другие зле- «Энергия» предполагалось использовать доработанные менты. Все агрегаты ЖРД смонтированы на раме, ко- первые ступени РН «Зешит».
Кроме того, ракета-носиторая крепится к нижнему шпангоуту бака горк>чеггх тель «Зенит» задумывалась как универсальный базоСистема выброса генераторных газов, отработавших вый носитель — основа целой серии перспективных РН па турбине ТНА, обсспечиваст управление РН на уча- различных классов.
счке полета третьей ступени по каналам тангажа, рыс- Первый стартовый комплекс «Зенит» был построгн канна и крена. Она состоит из газопроводов, газорас- на Байконуре. Здесь же в середине 80-х годов начались нределизелей (клапанов перепуска) и восьми непод- летные испытания. Первый пуск состоялся 13 апреля вижных газовых сопел — четырех по тангажу и рыска- 1985 года. Проходили они достаточно трудно — из тринию и четырех по крену. Газовые сопла располагаются надцати первых пусков два были аварийными. Научно- в хвостовом отсеке ступени. Сопла тангажа и рыска- технический совет космодрома дал отрицательное заиия расположены под углом 35' к продольной оси сту- ключсние по результатам летных нспьпаний, а акт Госупени.
Оба запуска двигателя осуществляются с помо- дарственной комиссии о приеме «Зшсвта» на вооружешью пироста!лероя (второй пнростартер для сохране- ние в 1989 г. Руководством космодрома был подписан с иия работоспособности во время первого включения особым мнением. двигазеля охлаждается гори>чим). Перед повторным Дальнейшие события показали, что такая поз»и!ив исзапуском внутренние полости двигателя продуваются пытателсй космодрома была правильной. При четырна- ~ елиехс дцатом пуске 4 октября 1990 года произошла крупная Помимо маршевого двигателя третья ступень РН авария.
Из-за отказа на третьей секунде полета марше- «Циклон-3» снабжена специальной жидкостной рсак- вого лвигателя ЖРД первой ступени РН упала в газоход тинной системой управления. Она предназначена лля пускового устройства, взорвалась и полностью разрууспокоения ступени с КА после отделения, ее ориента- шила стартовое устройство. Потребовалась срочная доции и стабилизации в «свободном» полете и обеспсчс- работка РН. ния запуска ес гваршевого двигателя в условиях неве- В зависимости от решаемых задач РН «Зенит» может сомости. Она работает на тех же КРТ, что и маршевый применяться в двухступенчатом («Зенит-2») и трехсту 470,8 444,4 18,6 78 жнлкнй кисло л/ке осин 2+ азгоннын блок Компоненты топлива Количество с ценен РА-171 РА-120 РЬ-8 11А58М 59 6 415 11 4 ! 79 РД-171 является четырехкамерным ЖРД с одним ТНА.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа, при этом камеры двигателя имеют возможность отклоняться на угол до «6'. В двигателе используется химическое зажигание компонентов топлива в камерах и газогенераторах. Масса сухого двигателя 9600 кг. На двигателе смонтированы агрегаты для наддува баков первой ступени — теплообменники для подогрева гелия.
Тяга двигателя передается на корпус РН через специальную раму. Вторая ступень имеет длину 11,047 м. Она включает в себя приборный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего и хвостовой отсек. Кроме того, вторая ступень комплектуется ферменным переходным отсеком. При разделении ступеней эта ферма остается на первой ступени (аналогичная конструкция впервые была использована на РН «Космос»). Приборный отсек клепаной конструкции предназначен для размещения системы управления ракетой, приборы отсека заключены в герметичные контейнеры.
К этому отсеку стыкуются рамы для крепления КА и головной обтекатель. Сварной бак окислителя второй ступени отличается от бака окислителя первой ступени конструкцией силовой оболочки и размерами. В нем также находятся баллоны с гелием для наддува бака горючего. Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора, во внутреннем объеме которого располагается маршевый двигатель второй ступени. Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД вЂ” маршевого РД-120, разработанного в НПО «Энергомаш, под обшим руководством В.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
