Ракеты-носители. Космодромы. С. Уманский (553620), страница 17
Текст из файла (страница 17)
Хвостовой отсек — клепаной конструкции. Корпус отсека образуют шпангоуты, стрингерный набор и обшивка. Торец отсека закрыт теплозашитным экраном, предохраняющим коммуникации и агрегаты двигателя от нагрева при его работе. Боковые блоки к центральному блоку крепятся в пяти местах (поясах). Два нижних пояса имеют неподвижное соединение, остальные — подвижное в продольном направлении. Двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых ЖРД РД-253 (НПО «Энергомаш», главный конструктор В.
П. Глушко). Для управления вектором тяги двигатель с помощью гидропривода может отклоняться на угол до 7" 30'. Это обеспечивается креплением двигателя с помощью цапф в районе критического сечения камеры. Двигатель РД-253 с турбонасосной системой топливо- подачи и дожиганием окислительного газа работает на АТ и НДМГ при соотношении компонентов 2,67.
Тяга двигателя у Земли 1500 кН, в пустоте 1670 кН, удельный импульс тяги у земли 2795 Н с/кг, в пустоте 3097 Н с/кг. Давление в камере сгорания 15,0 МПа. Продолжительность работы в составе ракеты 130 с. Запуск ЖРД осуществляется путем прорыва пиромембран на входе в двигатель, вследствие чего компоненты из баков под давлением наддува и гидростатического столба жидкости поступают в газогенератор, самовоспламеняются и осуществляют первоначальную раскрутку турбонасосного агрегата (рис. 32).
Вторая ступень имеет цилиндрическую форму, состоит из переходного, топливного н хвостового отсеков. Переходный отсек — клепаной конструкции, соединяет вторую ступень с третьей. Корпус отсека образуют шпангоуты, стрингерный набор из прессованных профилей и обшивка. В передней части отсека имеется четыре канала для отвода газов при запуске рулевого двигателя третьей ступени. В задней части отсека установлено шесть тормозных пороховых двигателей, закрытых обтекателями. Топливный отсек представляет собой единый блок баков горючего и окислителя. Для уменьшения длины ступени баки имеют общее промежуточное днище. Хвостовой отсек включает корпус (юбку), силовой конус и зашитный экран. ГКНГЕЕЕ им. М.
В. ХРУНИЧЕВА Двигательная установка второй ступени состоит из четырех однотипных, автономных маршевых ЖРД: трех РД-0210 и одного РД-0211. ЖРД разработаны в КБХА под руководством С. А. Косберга. На двигателе РД-0211, в отличие от РД-0210, установлены аналогичные с РД-253 агрегаты наддува баков — газогенератор наддува бака горючего н смеситель наддува бака окислителя. Все ЖРД с помощью цапф закреплены в ферме и допускают отклонение любого из них на углы до 3' 15'. Отклонение осушествляется электрогидравлическим приводом. Двигатели второй ступени имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием окислительного газа.
Они работают на азотном АТ и НДМГ прн соотношении компонентов 2,6. Тяга каждого из двигателей в пустоте 588 кН, удельный импульс тяги 3265 Н с/кг. Давление в камерах сгорания 15,0 МПа. Продолжительность работы 230 с. Запуск двигателей пневмостартерный. Первоначальная раскрутка ТНА осушествляется сжатым газом от специальных бортовых баллонов. Выключаются двигатели с помошью отсечных клапанов, имеюших пиропривод. Двигатели второй ступени запускаются раньше начала выключения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает разделение ступеней по «горячей схеме».
Как только тяга двигателей второй ступени превысит остаточную тягу ЖРД первой ступени, происходит подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, ступени расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД второй ступени, воздействуя на теплозащитный экран, тормозят и отталкивают первую ступень. Третья ступень — цилиндрической формы, состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Приборный отсек представляет собой цилиндр клепаной конструкции, состоящий из обшивки, шпангоутов и стрингеров.
На шпангоутах закреплены блоки системы управления и прицеливания. Для доступа к приборам в корпусе отсека имеются люки. Бак окислителя образован средним и верхним днищами, соединенными сваркой по шпангоутам, что придает ему чечевицеобразную форму. Баки «О» и «Г» разделены совмещенным днищем. Нижнее днище бака «Г» имеет коническую форму и воспринимает усилие тяги закрепленного на нем маршевого ЖРД. В верхней части бака окислителя установлена горизонтальная демпфнрующая перегородка. Внутри бака горючего проходит расходный магистральный трубопровод окислителя. Хвостовой отсек — клепаной конструкции, служит для размещения четырехкамерного рулевого двигателя и крепления четырех тормозных пороховых двигателей.
Корпус отсека состоит из обшивки, двух стыковочных шпангоутов и стрингерного набора. К хвостовому отсеку пристыковывается вторая ступень с помощью разрывных болтов и центрируюших штырей. Двигательная установка третьей ступени РД-0212 состоит из маршевого ЖРД РД-0213 н четырехкамерного ХНГМГС>В>ННЫГ ВЛКЬГЫ НОСИ>»ЛИ рулевого двигателя РД-0214.
Маршевый ЖРД по уст- лом; на пассивных участках — двигагельной установкои ройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй стабилизации и орие>пации. ступени и является его модификацией (рис. 33). Блок «ДМ» состоит из: маршевого двигателя; двух Рулевой двигатель — без дожигания генераторногога- двигательных установок стабилизации и ориентации, за, имеет в своем составе четыре камеры, один ТНА, два сфернческхло бака окислителя; тороидально>о бака гогазогенератора и пороховой стартер. Камеры подвеше- рючего; приборного отсека; аппаратуры команлно-изме ны шарнирно на цапфах и для управления вектором тя- рительного комплекса; отделяемых в полете нижнего и ги поворачивая>тся на углы до 45 .
Поворот осуществля- среднего переходников. ется с помощью электроприводов. Двигатель развивает Блок «ДМ» существует в двух модификациях; с аппатягу 32 кН, имеет удельный импульс тяги 2930 Н с/кт, рагурой командно-измерительного комплекса, размеиспользует те же компоненты топлива (АТ и НДМГ) щаемой в приборном отгскс, и без нес, когда для рсшс при их соотношении 1,8. ния задач управления и измерения используется аппаРазделение второй и третьей ступеней происхолит за ратура космического аппарата.
счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого Двигатель 1!Д58М является представителем семейст до выклк>чения маршевых ЖРД второй ступени, и тор- ва кислородно-углеводородных ЖРД, разработанных можения второй ступени имеющимися на ней шестью НПО «Энергия» (1970 — 1973 гп) для разгонных блоков, пороховыми двигателями. обеспечивших реализация> большинства национальных В конце активно>о участка траектт>рии маршевый программ исследования космоса. ЖРД РД-0213 выключается, а работает ~олько рулевой Кох>понент»> топлива: двигатель.
Такой принцип позволяет более точно обес- — окислитель — жидкий кислород с температурой от почить достижение требуемой конечной скорости. минус 194 до минус 177 С; Отделение полезного груза осуществляется после вы- горючее нафтил (керосин) или синтии. ключения рулевого двигателя РД-0214. Прн этом тре- Подтвержденная наде>кпость двигателя 0,997 при дотья ступень тормозится четырьмя пороховыми двнгате- верительном уровне 0,9. Кажлый лвигатсль проходи> лями.
контрольньк испьп.ания без пеьреб>4>1))«и»1',.>11„;ц>~у)»й>руц-. С>ТСЧЕСТВЕИИЫС РЛКЕТЫ-НОСИТЕЛИ 3,0-3,2 45-78 Основные характеристики что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и РН «П отои» и «П отои-М» стабилизация> РБ на пассивных участках автономно>о Ракета-носитель! разгон- «Протон»/ «Протон-М»>> полета, а также осаждение топлива в баках при повтор ных запусках маршевогс> двига>еля. Установленная в Ста товая масса, т — 700 — 700 приборном отсеке, находящемся на верхней части цешМасса полезнои нагрузки на опориои орбите, т рального блока, инерциальная система управления осуНкр=200 км, 1=51,6' 20,7 22 шсствляст управление полетом РБ «Бриз-М» и его бор- 19,7 товымп системами, РБ оснашен также системой знергоМасса полезнои нагрузки на питания и аппаратурой для сбора телеметрической ингеостационарнои орбите, т формации и внешнетраекторных измерений (рис.
34). Нк =36000 км, >=0 2,3 — 2,6 Одним из преимуществ РБ «Бриз-М» явля<тся сохраМасса полезнои нагрузки на пенис преемственности. Так, центральный блок и двшапереколнои орбите, т тельная установка РБ <Бриз-М» разработаны на основе Но=36000 км, Ня — — 5500 км РБ «Бриз-КМ» третьей ступсни в составе РН легкого >=7...25' 3,8 — 4,8 4,8 — 5,5 класса «Ро>сот» (с>ч рис 38) Объем, предоставляемой лля размешеиия пс>лезиой Основные характеристики иаг зки, м' 98-150 разгонного блока «Бриз-М» Сухая масса, кг Применение в составе ракеты-н<>си геля «Протон-М» Масса окислитсля (Х2О«), кг увеличенных головных обтскателей позволит увели- Масса сора>че>о (НДМГ), еа чить примерно вдвое объем для размещения полезной Двигатель нагрузки. Увеличенный объем головного блока позвоТяга, кН лит использовать на ракете-носителе четвертую ступень с лвигательной установкой на компонентах топлива— 92( ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РЛКЕТЬННОСИТЕЛ>И на низких опорных орбитах 2 — 3,7 т до тяжелого с грузоподъемностью до 24,5 т, а впоследствии и до 28,5 т.
В основу семейства носителей «Ангара» положен универсальный ракетный модуль (УРМ). В его состав входит блок баков окислителя, горючего и двигатель РД-191. Модуль выполнен по схеме «моноблок» с несущими баками. Однокамерный двигатель РД-191, создаваемый в НПО «Энергомаш», работает на компонентах керосин/жидкий кислород. Этот двигатель является вариантом четырехкамерных двигателей РД-170 и РД-171, устанавливавшихся на первых ступенях РН «Энергия» и РН «Зенит-2» соответственно, и двухкамерного двигателя РД-180, созданного для РН «Атлас». Его тяга у земли 1923 кН, в пустоте — 2086 кН, удельный импульс тяги на Земле — 3048 Н'с/кг, в пустоте— 3306 Н с/кг.
Для обеспечения управления ракетой-носителем в полете двигатель закрепляется в карданном подвесе (см. таблицу 2). Масса заправки одного универсального ракетного модуля до 127 т, сухая масса — 8,0 т. Длина УРМ составляет 23 м, диаметр — 2,9 м. Эти размеры были выбраны, исходя из имеющейся на Ракетно-космическом заводе технологической оснастки. Один такой универсальный ракетный модуль является первой ступенью двух типов носителей легкого класса, создаваемых в рамках программы «Ангара».
В качестве вторых ступеней на этих двух вариантах РН, условно именуемых «Ангара-1.1» и «Ангара-1.2 >, используется, соответственно, центральная часть разгонного блока «Бриз-М» и ракетный блок на базе блока <И >, создаваемого для ракеты-носителя <Союз-2» (см. рис. 21). Носитель среднего класса будет образован с помощью добавления двух универсальных модулей (в качестве первой ступени) к ракете-носителю легкого класса «Ангара-1,2м Носитель тяжелого класса «Ангара-5А» имеет первую ступень, образованную из пяти блоков на основе универсального ракетного модуля. Пять двигателей первой ступени запускаются при старте ракеты одновременно, но впоследствии двигатель центрального блока дросселируется до 30 ' тяги и к моменту опорожнения боковых модулей сохраняет достаточные запасы топлива для продолжения полета. Опорожнившиеся боковые модули сбрасываются, а центральный модуль переводится на режим полной тяги.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
