Ракеты-носители. Космодромы. С. Уманский (553620), страница 31
Текст из файла (страница 31)
92. Космодром Куру злгуьежные Рлкеты-нше и1ели РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ И КОСМОДРОМЫ ЯПОНИИ Космодром Упзииоура создан в 1963 году и расположен на побережье Тихого океана (о. Кюсю). Имеет плошадь 51 км' и располагает двумя стартовыми и техническими комплексами для запуск ракет-носителей «Ламбда» и «Ми». С этого космодрома был запущен первый ИСЗ Японии. Япония является одной из наиболее развитых в промыцшенном отношении стран. Авиационная промышленность Японии зародилась в 1920-е гп и прошла бурный путь развития во время Второй мировой войны После поражения в войне, согласно условиям капитуля- Южнее острова Кюсю находится небольшой островок ции, Япония не имела права развивать военную про- Танегасима, давший имя расположенному па этом ост- мышленность.
Это положение сохранилось до середины ровс второму космодрому Японии. 60-х годов, когда с помощью США началось постепенное Неразрывно связаны с испьпательными работами возрождение ее военной промышленности. японских космодромов и, по существу, являются их Япония стала четвертой страной мира, которая со сво- неотъемлемой частью два научно-исследовательских его космодрома своей ракетой-носителем «Ламбда-45» центра.
осуществила в феврале 1970 года запуск искусственно- Центр Какуда расположен примерно в 60 км к северого спутника Земли «Осуми». Эта страна работает по на- востоку от Токио. В Центре сосредоточено большое коциональным программам, которые осуществляются в личество научно-исследовательских институгов и несоответствии с долговременным планом работ под руко- сколько университетов. водством Национального управления по космическим Краткие сведения по японским ракетам-носителям исследованиям (19АБЕ)А) и Института исследований в приведены в таблице.
области космоса и азронавтики Токийское о университе ~ РАКЕТЫ-НОСИ1ЕАИ ЯИ()>1ИИ ст. Танегатииита эта Морской поот и Аэропорт '+ т Корми ескии (АРУЬЕЖЕ(ЫЕ РЛЛЕТЫ-Н()СИТЕЛИ ( л(.(и(»и К' И 1..(П (1, (Тс)л),кк ( с)(и( 4п И(1"Л,(11 )( ((1((пинк 4с- „ ук):;(! ТЛ 'Т. ! Е ) ! "- — (! С 1)1»1», (111 1...- 11",1, ((! 1 (У( ТТРЛ 8(Ы( С)пп 1,1- ин(Т»(и)ль- И,К С(К(СМ( ((! ( 1 ! 1 ! Т РЛ '1 Г)(и (' »1» кипр»и ',)Л(,((ЛЯ 1 И 1 И И,( РЛИЛ( И) И ! 11((К ИЬ' ')КРЛ ! ! ((1, )' (П 1(Р:(И) »Н) к( КПР» И(1 ! ((уи )к '(с(у . к(Е!.Т, (4»(! (11(П НЬ '1 ! У !.
Е. Т (), Н-,) к\ ! и 1( л( )Л!". --;.„- ! 1. (!»си(, 1 ( туп( нь 4 - ) ис.лпрс)л ! У(КС) (псь И (р и ) У )Л)Р'1- Т ) ус (и ри(глк ГТ(Е( К) 1 *1)(1 .);(К )РИ 1)(ь ( ((! 11(К)К Г ТЫЛ :: — (! 1(У(К Н(, Т ( Л(Л р. Л И И ( 11! ),1 И 1 '1 К 1 Е (! С(У(КК(Ь ! (с!псин »И( Л (К(Л и ускп !)И1(.Л( И (! '1!'к'» л(РЛ ! Г 41 'Н,,(),) И( 1.! К:И)Л )С(И 1»С 1( 1- ! "Тприи- 'нии Ьн!» 11 И 14 1 ' ПЛ(, 1- Р 11((К ИЬ' Рвбозввн ЖРД взоре суупеззн )-362 сон О депенне попезнозо зруззз Озрепи нп первое сзупенн Г-Збб сев Оброс обсе«з ! 345 Ы поз„з ни Характеристики яиоирких )Ез!'упЕ Тни ЖРЛ ЕЕ-ЗЫ ЕЕ-5 ЕЕ-зА ЕЕ-7 ЕЕ-ТЛ !< поня( !) Н вЂ” 4)! з с.нпя вону,и 34 нинупн.
з ° ~(п(!н А! 1;,Н, ))оН) (УН, в з!юннз !пз(з Езн збз 1Т)ч 19Г!!з ЯЯ !я)! 1 зунзчп, !'Н ) ! !. 3 у н 1 1-11 ! 1-11 Н 11 !у !, нН В4О 'зб !О! !2) 11!ТР 1 !' Н.11-А ик! Н)и Г'А К Г Т Ы - Н () С И 1 ! А И и 11! ) Н 1Ч И Работает двигатель «ретьеи ступени аь| Орбитальный полет . о!и т ьл т то ~н~ле.и ил И1 н ' Г" ' второй ступени лпнтател~ ! 1!Гт л! !! ее~но~с !Г!Л "! у!' с1 Сброс сбтекателои О~деление ЗАРУГЕЖ>!ЫЕ РА!СЕТЫ-НГУГИТЕЛИ / Отдаление Вращен! е алорои и тратьстй ступени ~т Отделение полезногс !рута Рлкеты.носитгли японии Заказчик Алина, м Стартовая масса, т Стартовая тяга, кН Полезный груз, т; ЕЕО ()т=300 км, 1=30') ОТО Ускорители: Наименование Масса, т Тяга, кН Ускоритель Наименование Масса, т Тяга, кН Для обеспечения необходимой тяговооруженцости на Характеристики РН Н-Н-А 212 ракете-носителе Н-П установлены два стартовых ускорителя, изготавливаемые фирмой М)ззап Мо(ог.
Ускори('чА5Е)А тели вклктчаются непосредпвепно после выхода ЖРД первой ступени на режим н работакп в течении 95 с, побб000 слс чего сбрасываются. Ускоритель представляет собой твердотопливную ракету длиной 23 м, диаметром 1,8 м. Масса топлива в ускорителе 59 т. Тяга, развиваемая ка- 7500 ждым ускорителем на земле, — 1600 кН. В ускорителе ТТРН используется смес свое топливо, состоящее из 14% пол и- 5КВ-А бутадиена, 18% алюминиевой пудры и 68% перхлората 2 х 76,5 аммония. Скорость горения топлива 5,9 м Ус, давление в 2 х 2300 кН камере сгорания равно 5,7 МПа. Корпус ускорителя со- ЖРЬ стоит из четырех цилиндрических секций общей дли- ЕВВ ной 17 м и качающегося сопла. Для сборки секций при- 111 меняется болтовое соединение.
Корпус изготовлен из 2 х 930 (на Земле) стали. Сопло имеет диаметр выходного сечения 1,6 м. Для обеспечения поворота вектора тяги для управления Разработчики ракеты-носителя Н-11-А предполагают ракетой на участке совместного полета с ускорителями создать несколько вариантов, отличаюптихся различсопло выполнено качающимся.
Угол отклонения Х5'. ным набором ускорителей. Их краткие характеристики Поворот осуществляется гидравлическими приводами. приведены на рис. 96. В гидравлическом приводе сопла в качестве рабочего шаровом баллоне, установленном на ускорителе. ~лруьсжсгыс ~ лксты-н«си ссли гИаневоирование и сгмхоехе с МКС МАРЩЕВЫЕ ЖРД УПРАВЛЯЮЩИЕ ДВИЖКИ ТОППИВО Сброс усхприго ТОРМОЗНОЙ Щиток теппОзлщитнОе ПОКРЫТИЕ Торгхохгспниг Вход в ппогнме свои Сгарг НОРЕ-Х 1, Огдепение госмичесхо о .ии аппарага мх~фФ~ НОРЕИХ Выход на орби гу нозврагцения влкг Гы-»г>( и> елм км >ля РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ КИТАЯ.
КОСМОАРОМЫ « В последнее время официальные лица, пресса Китая все активнее стали пропагандировать свою космическун> программу. Чаще стали приглашать в страну иностранные делегации для ознакомления с достижениями КНР в области развития космической техники. Более того, Китай объявил о готовности предоставить свои ракеть>-носители для вывода на орбиту зарубежных спутников на коммерческой основе. При этом, как заявляк>т официальные представители Китая, цены будут на 10-15% ниже, чем при запуске западноевропейской ракеты-носителя «Ариан». Сообщается также, что Китай готов осуществлять техническое сотрудничество и предоставлять рабочую силу для строительства стартовых площадок на территории других стран, запускать с них свои ракеты-носители для вывода спутников. Помимо финансовой выгоды при запуске иностранных спутников, Китай надеется получить лоступ к персловой технолопи западных стран.
В таблице привелены >юновиые характеристики китайских ракет-носителей — серия «Великий поход» (Сйапй 2йепй). РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ СХ-2. Двухступенчатая, жидкостная, она способна вывести на низкую круговую орбиту полезную нагрузку массой 2 т.
Стартовая масса ракеты 191 т, длина 31,65 м, диаметр 3,5 м. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ СХ-3. Представляет собой ракету СХ-2 с дополнительной третьей ступенью, использующей ЖРД на жидком водороде и кислороде. Тяга третьей ступени — 4,4 т. Ракета способна вывести на переходную орбиту с высотой апогея 36000 кл> полезную нагрузку л>ассой до 1,45 т. Стартовая масса ракеты 205 т, длина ЗЛРУЬ~ жЫЫГ РЛКГТЫ-НОГИТСЛИ «Г) и пГ и гпп пп ТРЕТЬЯ СТУПЕНЬ п~ и гнпп 1 1гпг ',~жып 1 пи кап пт г рпп пп Я~ г гжп«~п1 ВТОРАЯ СТУПЕНЬ гппгпг гы Я! ( и пп~и ЬпК Ь г ~лм! Ип ппг пп Я! ' гл'"пг' ппыгп( пып пвиг.гппг.
Г:.и пю г п~пг ~« 44,85 м, диаметр 1 и П ступеней 3,35 м, П1 — 2,23 м. ЖРД 1 и П ступеней работают на несимметричном диметилгидразине и четырехокисн азота. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ СХ-ЗВ. Это один из наиболее мощных китайских носителей. Снабжен четырьмя жидкостными ускорителями 1.М-ЗВ (рис. 101). Краткие характеристики РН СХ-ЗВ приведены в таблице. Это четвертый запуск ракеты СХ-ЗВ. Ракета разработана и изготовлена Китайской академией ракетной техники (г.
Пекин). При стартовой массе 426 тонн ракета способна доставить на переходную орбиту (СТО) до 5 тонн полезного груза. В отличие от ранних вариантов 3 и ЗА РН СХ-ЗВ рассчитана на запуск нескольких спутников одновременно. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ СХ-4В. Запущенная в мае 1999 года ракета-носитель СХ-4В представляет собой усовершенствованный вариант ракеты-носителя СХ-4А, выполнившей первый полет в сентябре 1988 года. Трехступенчатая РН СХ-4В высотой 44,1 м и максимальным диаметром 3,35 м имеет стартовую массу 254,4 т. Максимальная масса полезного груза на круговой орбите высотой 200 км с наклонением 70' — 4200 кг. Для увеличения грузоподъемности СХ-4В могут применяться навесные стартовые твердотопливные ускорители.
Исходная ракета СХ-4А создана Шанхайской академией ракетной техники. Парк китайских ЖРД, используемых как на боевых ракетах, так и в РН на их основе, составляют азотнокислые двигатели УР-2, т'Р-З, т'Р-20, УР-22 и другие, а также кислородно-водородный ЖРД г'Г-73. К сожалению, опубликованных сведений о китайских ЖРД явно недостаточно н онн носят отрывочный н противоречивый характер.
Однако с достаточной степенью лостоверности можно считать, что в основе китайских ЖРД лежат, как правило, практикуемые у нас принципы создания дви- 1 ступень П ступень П! ступень 3 35 335 30 Аиамет м Масса топл., т Топливо 171,8 49,6 18,2 Ы2О4(НАМГ Ы2О4/НАМГ О2!Н2 УЕ-21 УЕ-22 УГ-75 4 х УГ-20 УГ-23 п . Авигатели Тяга, кН 2962 742 157 47( и .) Улельный импульс, 2550 2911 4286 Н с(кг 4 х ЕМ-38 425,5 54,838 5922 Ускорители Стартовая масса, т 2тлина, м Ста товая тяга кН 30 мая 1998 года с космодрома Сичан произведен запуск ракеты-носителя СХ-ЗВ со спутником «Чжонвей-1гь Спутник выведен на переходную к геостационарной орбиту, параметры которой, по данным оперативных измерений китайского центра управления, составляли: — апогей — 35732 км; — перигей — 210 км; — наклонение плоскости орбиты — 24,5'.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
