Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Министерство
образования и науки, молодежи и спорта Украины

Национальный
аэрокосмический университет имени Н.Е. Жуковского «ХАИ»

Курсовая
работа

по курсу:
«Космонавтика»

на тему:
«Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и
применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН»

Харьков 2013

Введение

Первым детально проработанным
теоретическим проектом ракеты-носителя был «Lunar Rocket
<#»648001.files/image001.gif»>

Рис. 1.1- Классификация ракет-носителей по массе
выводимого полезного груза

1.1 Ракетоносители сверхлегкого
класса

Ракета носитель «Штиль-1»

«Штиль-1» — представляет собой
серийную ракету Р-29РМ (РСМ-54)
<#»648001.files/image002.gif»>

Рис. 1.2 — Ракета-носитель «Штиль-1»

Работы по созданию комплекса проводятся
поэтапно. На первом этапе разработки полезная нагрузка размещается в штатном
отсеке. Ракета-носитель в этом варианте имеет индекс "Штиль-1". Пуски
проводятся из шахты подводной лодки.

БРПЛ Р-29РМ — трехступенчатая жидкостная
баллистическая ракета. Ее внешний вид представлен на рис. 3, а основные
характеристики — в табл. 1.

Ракета спроектирована по трехступенчатой схеме с
маршевыми двигателями, утопленными в топливных баках ракеты. Двигательные
установки третьей ступени и головной части объединены в единую сборку с общей
баковой системой. Это означает, что третья ступень одновременно выполняет
функцию маршевой ступени и ступени разведения боевых блоков по индивидуальным
точкам прицеливания. По сравнению с предшественницей Р-29Р диаметр ракеты был
увеличен (с 1.8 до 1.9 м), а диаметр шахты подводной лодки оставлен без
изменения.

Поскольку длина БРЛП также увеличилась, то,
соответственно, была увеличена высота ракетного отсека ПЛ. Компоненты топлива
высококипящие. Инерциальная система управления с астрокоррекцией обеспечивает
точность стрельбы около 0.5 км. На ракете нет системы стабилизации движения
центра масс, первая и вторая ступени работают до полного окончания одного из
компонентов топлива. Это является причиной большого разброса параметров
движения на участке работы этих ступеней. С помощью третьей ступени
осуществляется коррекция ошибок путем выбора соответствующих программ тангажа и
рыскания.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.3 — Схема РН «Штиль-1»

ДУ третьей ступени выключается по команде
системы управления при достижении требуемых параметров движения.

Таблица 1.1 — Характеристики БРПЛ Р-29РМ

Масса
боевой части, кг

2800

Максимальная
дальность стрельбы, км

8300

Количество
боевых блоков

4

Число
развернутых ракет

112
(7 ПЛх16)

Число
ступеней

3

Длина
собранной ракеты (без ГЧ), м

14.8

Полная
длина, м

15.3

Стартовая
масса, т

40.3

Длина
I ступени, м

7.3

Диаметр
I и II ступеней, м

1.9

Масса
полностью снаряженной I ступени, т

22.3

Диаметр
III ступени, м

1.85

При доработке штатной БРПЛ Р-29РМ для запуска КА
были проведены некоторые изменения. Добавлена специальная рама для установки
запускаемого КА и изменена полетная программа. На третьей ступени был
установлен специальный телеметрический контейнер со служебной аппаратурой для
контроля выведения наземными службами. Конструкторам также пришлось решать
проблему, связанную с нагревом головного обтекателя во время старта ракеты и ее
выхода из-под воды, что могло привести к повреждению КА.

РН "Штиль-1" позволяет вывести на
круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 79 градусов полезный груз массой
70 кг.

Ракетоноситель «Штиль-2»

«Штиль-2» — второй этап модернизации ракеты. Для
размещения полезной нагрузки спроектирован специальный отсек объемом 1,87 м³,
закрытый
аэродинамическим обтекателем. Запуск ракеты производится с наземного стартового
комплекса или из шахты подводной лодки в надводном положении. Стоимость пуска —
$4..5 млн.

В 2009 году по итогам всероссийского
конкурса «100 лучших товаров России
<#»648001.files/image004.gif»>

Рис. 1.4 — Схема РН
«Штиль-2»

РН "Штиль-2" разрабатывается в
результате второго этапа модернизации баллистической ракеты Р-29РМ. На этом
этапе для размещения полезной нагрузки создается отсек полезной нагрузки,
который состоит из аэродинамического обтекателя, сбрасываемого в полете, и
переходника, на котором размещается полезная нагрузка. Переходник обеспечивает
стыковку отсека полезной нагрузки с ракетой (рис. 7). Объем отсека для
размещения полезной нагрузки составляет 1.87 м3.

Аэродинамический обтекатель выполнен
герметизированным для обеспечения пыле- и влагозащиты полезной нагрузки.
Конструкция аэродинамического обтекателя допускает выполнение люков на боковой
поверхности для подвода дополнительных связей полезной нагрузки с аппаратурой наземного
стартового комплекса.

Пуски проводятся с наземного стартового
комплекса или из шахты подводной лодки в надводном состоянии.

Основные характеристики комплекса РН
"Штиль-2" приведены в табл. 2.

Таблица 1.2 — Основные характеристики комплекса
РН "Штиль-2"

Габариты
ракеты, м

-длина

18.35

-диаметр
ракеты

1.9

-диаметр
обтекателя

1.272

Объем
зоны полезной нагрузки,м3

1.87

Стартовая
масса, т

39.9

Масса
полезной нагрузки, кг


i=78 град., Н=200 км

330


i=78 град., Н=740 км

50


i=0 град., Н=610 км

350


i=0 град., Н=1040 км

50

Стоимость
пуска, млн. долл. США

4..5

Ракета-носитель «Старт»

Семейство многоцелевых транспортабельных
ракетно-космических комплексов (РКК) "Старт", создаваемых на
конверсионной основе, включает самостоятельно разработанные и эксплуатируемые
независимо друг от друга РКК "Старт-1" (четырехступенчатый носитель)
и РКК "Старт" (пятиступенчатый носитель). В основе этой техники —
боевые ракетные мобильные комплексы "Пионер" и "Тополь".

Ракеты-носители "Старт-1" и
"Старт" включают, соответственно, четыре и пять последовательно
расположенных разгонных двигательных установок (ДУ), а также доводочную
двигательную установку. Двигательные установки трёх нижних разгонных ступеней
РН "Старт-1" представляют собой ДУ соответствующих ступеней МБР
"Тополь".

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.5 — РН
«Старт»

Ракета-носитель "Старт" отличается
введением дополнительной ДУ между двигательными установками, используемыми на
первой и второй ступенях РН "Старт-1". В качестве разгонной ДУ последней
ступени использована одна из ранее созданных и полностью отработанных
двигательных установок. В табл. 1 приведены основные массово-габаритные
характеристики РН семейства "Старт". Общий вид РН представлен на рис.
1.5.

Таблица 1.3 — Характеристики РН семейства
"Старт"

 

Наименование

"Старт-1"

"Старт"

 

Число
разгонных ДУ

4

5

 

Стартовая
масса, т

47

60

 

Длина,
м

22.7

29

 

Диаметр,
м

1.8

1.8

 

 

Ракеты-носители семейства "Старт"
отличаются от ранее созданных отечественных РН следующими особенностями:

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.6 — Схема РН
«Старт-1»

1. В разгонных двигательных установках
используется взрывобезопасное смесевое металлосодержащее твёрдое топливо с
высоким удельным импульсом.

Корпуса камер сгорания выполнены из высокопрочных
и высокомодульных композиционных материалов, центральные сопла частично
утоплены в корпуса двигателей.

На ДУ первой ступени, работающей на атмосферном
участке траектории, установлены раскрываемые при старте решетчатые
стабилизаторы и аэродинамические рули, обеспечивающие управляемость на первых
секундах полёта.

На второй и третьей ступенях РН
"Старт-1" в качестве органов управлени применены устройства вдува
газа в закритическую часть сопла, а на последней ступени обоих ракет и на
второй ступени РН "Старт" — поворотные управляющие сопла.

. В конструкции соединительных отсеков,
связывающих между собой разгонные ДУ, наряду с алюминиевыми и титановыми
сплавами, применены композиционные материалы. На соединительных отсеках
установлены системы детонирующих удлиненных зарядов, которые обеспечивают
разрыв механических связей между ступенями.

. Для обеспечения точного вывода КА на заданную
орбиту четвертая ступень оснащена доводочной двигательной установкой, при
работе которой компенсируются ошибки кинематических параметров, накопленные на
момент завершени работы разгонных ДУ.

. Исходя из задачи поддержани высокого уровня
чистоты среды, а при необходимости — также заданного заказчиком узкого
температурно-влажностного диапазона в объеме вокруг КА, обтекатель, адаптер и
съемное днище выполнены в виде единого герметизированного объема, образующего
отдельную сборочную единицу — головной блок (рис. 1.7). По желанию заказчика
головной блок заполняется не воздухом, а сухим азотом.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.7 — Головной блок РН «Старт»

Обтекатель состоит из конического наконечника,
выполненного из алюминиевых сплавов, и цилиндроконического корпуса из
композиционных материалов.

. Для исключения загрязнения КА отделение КА и
сброс обтекателя осуществляютс пружинными толкателями.

КА крепится к переднему шпангоуту конического
адаптера тремя безимпульсными пиротехническими замками и тремя направляющими
штырями, воспринимающими перерезывающие нагрузки. Два пружинных толкателя
обеспечивают отделение обтекателя.

. В целях защиты от неблагоприятных космических
воздействий и механических повреждений ракеты-носители семейства
"Старт", начиная с вывоза с завода-изготовителя и до пуска, постоянно
находятся внутри выполненных из композиционных материалов толстостенных
транспортно-пусковых контейнеров (ТПК).

Ракета-носитель «Волна»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РНКлассификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.8 — Схема РН «Волна»

Ракета "Волна" может быть использована
для запуска на суборбитальные траектории аппаратуры для исследования
геофизических процессов в верхних слоях атмосферы и в ближнем космосе,
мониторинга поверхности Земли, проведения различных, в том числе активных,
экспериментов.

Зона размещения полезной нагрузки представляет
собой усеченный конус высотой 1670 мм, диаметром основания 1350 мм и радиусом
притупления вершины конуса 405 мм. Ракета обеспечивает выведение полезных
нагрузок массой 600..700 кг на траектории с максимальной высотой 1200..1300 км,
а с массой 100 кг — с максимальной высотой до 3000 км. Имеется возможность
установки на ракете нескольких элементов полезной нагрузки и их
последовательное отделение.

Семейство РН Волна Индекс РН Р-29Р Класс Легкий
Тип Одноразовые Разработчик ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева» Изготовитель
ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева» Количество ступеней 2 Длина, мм 14200
Диаметр, мм 1800 Cтартовая масса, кг 35400

При запусках РН "Волна" используется
спасаемый летательный аппарат "Волан" (рис. 1.9). Он предназначен для
проведения научных и прикладных исследований в условиях невесомости пусками по
суборбитальным траекториям.

В корпусе аппарата "Волан" размещаются
исследовательская аппаратура, парашютный отсек, источники электропитания,
система управляющих приборов и телеметрических измерений, а также система
оперативного поиска аппарата после приземления.

В полете с борта аппарата передается
телеметрическая информация о контролируемых параметрах. На конечном участке
полета аппарат совершает баллистический спуск, а перед приземлением задействуется
двухкаскадная парашютная система спасения. После "мягкого"
приземления аппарат оперативно обнаруживается и эвакуируется.

Для запуска исследовательской аппаратуры
увеличенной массы (до 400 кг) служит усовершенствованный вариант спасаемого
летательного аппарата "Волан-М". Кроме размеров и массы этот вариант
отличается оригинальной аэродинамической компоновкой.

В спасаемом аппарате кроме научных приборов
массой 105 кг размещен бортовой измерительный комплекс. Он обеспечивает
управление экспериментом и контроль полетных параметров. СЛА "Волан"
снабжен трехкаскадной парашютной системой приземления и аппаратурой
оперативного (не более 2 часов) поиска аппарата после приземления. С целью
снижения стоимости и сроков разработки в максимальной степени заимствованы
технические решения, узлы и приборы серийных ракетных комплексов.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.9 —
Спасаемый летательный аппарат "Волан"

1.2 Ракеты лёгкого класса

Ракета-носитель «Рокот»

Стартовая масса ракеты-носителя «Рокот» составляет
107 тонн, длина — 28,5 метра, максимальный диаметр — 2,5 метра. РН позволяет
выводить до 1950 килограммов полезной нагрузки (при использовании РБ «Бриз-КМ»)
на круговую орбиту высотой 200 км наклонением 63°.

Ракета-носитель легкого класса «Рокот» создана в
соответствии с Распоряжением Правительства РФ на базе снимаемых с вооружения
двухступенчатых баллистических ракет РС-18 и предназначена для выведения
космических аппаратов массой до 2 т на низкие околоземные орбиты.
"Рокот" состоит из 3-х ступеней.

Первые две ступени представляют собой блок
ускорителей стратегической ракеты РС-18 (СС-19). В качестве третьей ступени
используется новый разгонный блок "Бриз-КМ".

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.10 — РН
«Рокот»

Ракета-носитель легкого класса "Рокот"
состоит из 3-х ступеней. Первые две ступени представляют собой блок ускорителей
стратегической ракеты РС-18 (СС-19). В качестве третьей ступени используется
новый разгонный блок "Бриз-КМ". Для носителя разработан головной
обтекатель, который позволяет размещать под ним один или несколько космических
аппаратов.

Старт РН осуществляется из шахтного пускового
контейнера. Кроме того, предусмотрен вариант старта РН из пускового контейнера,
находящегося на наземном стартовом столе (Приложение Г). Кроме этого, на
космодроме Плесецк ведутся работы по обеспечению пусков РН "Рокот" с
наземной пусковой установки.

РН "Рокот" — трехступенчатая ракета
(рис. 1.11). Первая и вторая ступени — ракетный блок МБР УР-100Н. В качестве
третьей ступени используется разгонный блок "Бриз". Длина ракеты 27.7
м, диаметр — 2.5 м. Стартовая масса (без полезного груза) — 107 т. РН способна
выводить полезный груз массой 1950 кг на орбиту высотой 200 км или 1250 кг на
орбиту высотой 1500 км.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.11 — РН «Рокот»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.12 — Двигательная установка первой
ступени

Двигательная установка первой ступени состоит из
четырех маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-0233/0234 конструкции
Косберга (рис. 2). Двигатели имеют турбонасосную систему подачи топлива с
дожиганием генераторного газа. Общая тяга двигательной установки первой ступени
составляет 1880 кН. Верхнее днище бака окислителя первой ступени имеет сложную
форму и состоит из конической части, направленной внутрь бака, и сферической
центральной части, имеющей выпуклость наружу. В образовавшемся таким образом
пространстве размещается сопло маршевого ЖРД второй ступени. Разделение первой
и второй ступени происходит за счет рулевых двигателей второй ступени, которые
запускаются до подачи команды на выключение ЖРД первой ступени. Торможение
первой ступени осуществляется пороховыми двигателями, установленными на
хвостовом отсеке.

Двигательная установка второй ступени
конструкции Косберга включает в себя маршевый ЖРД РД-0235 и четырехкамерный
рулевой двигатель РД-0236. Маршевый двигатель имеет схему подачи топлива с
дожиганием, а рулевой — без дожигания генераторного газа. Общая тяга
двигательной установки второй ступени составляет 255 кН. Отделение третьей
ступени от второй происходит при неработающем ЖРД третьей ступени за счет тяги
тормозных двигателей второй ступени.

Третья ступень — разгонный блок (РБ)
"Бриз" (рис. 3) — обеспечивает до 25 включений маршевого ЖРД и имеет
рабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек цилиндрический с совмещенным
днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя
сферическое, а нижнее имеет сложную форму и образует полусферическую нишу.
Заправка РБ "Бриз" компонентами топлива производится в заводских
условиях.

Типовая циклограмма полета РН "Рокот"
приведена на рис. 1.13.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.13 — Типовая циклограмма полета РН
"Рокот"

Семейство ракет-носителей "Циклон" —
это транспортная космическая система, предназначенная для оперативного,
высокоточного выведения на круговые, геостационарные, солнечно-синхронные
орбиты одного или группы космических аппаратов различного назначения. Для этого
класса ракет-носителей разработана и применена оригинальная технология полной
автоматизации предстартового цикла подготовки «Циклон» — двухступенчатая
(«Циклон-2» 11К69, «Циклон-2А») или трёхступенчатая («Циклон-3» 11К68)
одноразовая жидкостная ракета-носитель лёгкого класса для вывода космических
аппаратов на низкие околоземные орбиты.

Ракета-носитель «Циклон»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.14 — РН «Циклон»

Последний запуск ракеты-носителя «Циклон-2»
состоялся 25 июня 2006 года. За время эксплуатации было осуществлено 106 пусков
данного варианта ракеты, все — успешные.

Технические характеристики: Масса полезного
груза — до 4000 кг Стартовая масса, тс — 187 Общая длина — 39,3 м Разработчик —
ГКБ "Южное" Производитель — ПО "ЮМЗ"

Ракета-носитель «Космос-3М»Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.15 — Схема
РН «Космос-3М»

Двухступенчатая ракета космического назначения
легкого класса "Космос-3М" (11К65М) предназначена для выведения
космических аппаратов на эллиптические и околокруговые орбиты высотой до 1700
км с наклонениями плоскости орбиты 66o, 74o и 83o. Используется для запусков
низкоорбитальных навигационных и связных спутников, космических аппаратов
международной системы поиска КОСПАС-SARSAT и военного назначения.
Ракета-носитель состоит из двух ступеней, соединенных по схеме
"тандем". На внешней поверхности второй ступени установлены баки системы
малой тяги. Двигательные установки обеих ступеней работают на
самовоспламеняющейся топливной паре: окислитель — 27-процентный раствор
четырехокиси азота в азотной кислоте
<#»648001.files/image018.gif»>

Рис. 1.16 —
Конструктивно-компоновочная схема ракеты-носителя «Космос-3М»: 1 — головной
обтекатель; 2 — космический аппарат; 3 — рама космического аппарата; 4 —
приборный отсек; 5 — баки СМТ; 6 — бак «О» 2-й ступени; 7 — бак «Г» 2-й
ступени; 8 — рулевые сопла двигательной установки 2-й ступени; 9 — камера ЖРД
С5.23 (11Д49); 10 — бак «О» 1-й ступени; 11 — межбаковый отсек 1-й ступени с
приборами СУ; 12 — тоннельный трубопровод окислителя; 13 — бак «Г» 1-й ступени;
14 — хвостовой отсек; 15 — камеры двигателя РД-216М; 16 — аэродинамические
стабилизаторы; 17 — газовые рули

 Таблица
1.4 — Основные характеристики носителя Характеристика
Значение Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН КА ABRIXAS с
дополнительной полезной нагрузкой под обтекателем  Количество ступеней 2  
Двигательная установка ЖРД   -Окислитель АТ   -Горючее: НДМГ   Стартовая
масса, т 109   Длина, м 32.4   Масса полезной нагрузки, кг до 1500 (возможен
групповой запуск)   Размеры зоны полезной нагрузки:    -диаметр, м до 2.2  
-высота, м до 4.7   Диапазон высот орбит выведения: 250..1700 км.  
Обеспечиваемые наклонения орбит 48°, 66°, 74°, 83°   Погрешности
выведения:    -по величине большой полуоси ± 25 км   -по наклонию: ± 0.04°  
Полигоны Плесецк, Капустин Яр   Надежность 97.4%  

Ракета-носитель «Восход»

«Восход» — трёхступенчатая
<#»648001.files/image020.gif»>

Рис. 1.17 — Ракета-носитель «Восход»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.18 — Принципиальная схема двигателя
РД-0110: 1 — Теплообменник; 2 — Дроссель; 3 — Турбонасосный агрегат; 4 —
Запальник; 5 — Газогенератор; 6 — Стабилизатор; 7 — Клапан горючего; 8 —
Пиростартер; 9 — Запальник; 10 — Камера сгорания; 11 — Сопло рулевое; 12 — Ось
качания; 13 — Газификатор; 14 — Клапан горючего; 15 — Регулятор; 16 — Рорючее

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.19 — Двигатель РД-0110

Ракета-носитель «Восток»

«Восто́к» —
трёхступенчатая
<#»648001.files/image023.gif»>

Рис. 1.20 — Ракета-носитель «Восток»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.21 — Принципиальная схема двигателя
РД-0109: 1 — Запальник; 2 — Газогенератор; 3 — Смеситель; 4 — Пиростартер; 5 —
Испаритель; 6 — Клапан горючего; 7 — Камера сгорания; 8 — Запальник; 9 — Клапан
окислителя; 10 — Регулятор; 11 — Дроссель; 12 — Турбонасосный агрегат

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.22 — Двигатель РД-0109

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.23 — Схема полета РН "Восток" и
КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ "Восток"1 — Отделение первой ступени 2 —
Отделение обтекателей 3 — Отделение центрального блока 4 — Отделение третьей
ступени 5 — Торможение 6 — Отделение спускаемого аппарата 7 — Вход в атмосферу
8 — Отстрел катапультного кресла с космонавтом 9 — Ввод тормозного парашюта 10
— Ввод вытяжного парашюта на высоте 7000 м 11 — Ввод основного парашюта 12 —
Ввод основного парашюта, отделение катапультного кресла 13 — Приземление
спускаемого аппарата 14 — Приземление космонавта

Ракета-носитель «Молния»

В 1958-1960 гг. коллективом ОКБ-1 на базе ракеты
"Восход" была разработана четырехступенчатая РН "Молния"
(8К78) с разгонным блоком «Л» и блоком «И» в качестве третьей ступени. «Молния»
предназначена для выведения космических объектов к Луне, планетам Солнечной
системы, а также спутников связи «Молния». За 1960-1967 гг. ракетой-носителем
8К78 был обеспечен вывод на орбиты полета к Луне и планетам Солнечной системы
АМС «Венера-1», «Марс-1», «Зонд-1», «Зонд-2», «Зонд-3» и АМС «Луна-4» —
«Луна-14». Тем самым было положено начало планомерному изучению Солнечной
системы.

Таблица 1.6 — Отечественные разгонные блоки.
Отечественные разгонные блоки

Название

ЖРД

Компоненты
топлива

Тяга,
кН

Удельный
импульс, Н с/кг

Давление
в камере, МПа

Время
работы, с

Год
первого запуска

Используется
на РН

Блок
«Е»

РД-0109

Кислород/
керосин

55

3260

5,0

430

1959

«Восток»

Блок
«Л»

11ДЗЗ

Кислород/
керосин

69

3400

5,45

250

1965

«Молния-М»

Блок
«Д», «ДМ»

РД-58М

Кислород/
керосин

85

3538

7,94

720

1967/1976

«Протон-К»,
«Зенит-3»

«С5М»

Д-25

АТ/НДМГ

81,8

3110

9,0

118

1977

«Циклон-3»

«БризКМ»

АТ/НДМГ

19,6

3193

25

1998

«Рокот»

«Бриз-М»

«Протон-М»

«Фрегат»

С5-92

АТ/НДМГ

19,6

3208

20

2000

«Союз-2»

КВРБ

РД-56

Кислород/
водород

73,9

4306

5,9

1000

«Протон-М»,
«Ангара»

Филиалом ОКБ-1 в 1965 г. была проведена
модернизация ракеты-носителя «Молния». Основные изменения заключались в
повышении характеристик системы управления и повышении энергетики ДУ
центрального блока. Первый пуск модернизированной ракеты-носителя 8К78М был
проведен в 1965 г. с космическим аппаратом «Луна-7». Первый космический
аппарат, совершивший мягкую посадку на поверхность Луны «Луна-9» был запущен 31
января 1966 года. Были получены первые фотографии поверхности Луны.
Впоследствии исследования Луны и других планет с помощью ракеты-носителя 8К78М
были продолжены. В период с 1966 по 1972 гг. на траекторию полета к Венере было
запущено 5 АМС «Венера». Однако основное количество запусков РН 8К78М было
связано с выводом на орбиты спутников связи типа «Молния». С начала
эксплуатации (1965 г.) по 01 июля 2000 года проведено 268 пусков
ракет-носителей 8К78М, из них 267 успешных. Эксплуатация 8К78М продолжается.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис
1.24 — Ракета-носитель "Молния"

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис.
1.25 — Принципиальная схема двигателя 11дзз: 1 — Пирошашка пусковая; 2 —
Турбонасосный агрегат; 2а — Дренаж ТНА; 3 — Регулятор соотношения
компонентов; За — Привод регулятора СК; 4 — Блок пусковых клапанов; 4а — Дренаж
окислителя; 5 — Блок клапанов; 5а — Дренаж горючего; 6 — Шланги; 6а —
Зажигательное устройство; 7 — Камера сгорания зажигания; 7а — Карданная
подвеска; 8 — Клапан-тройник; 8а — Реле давления-сигнализаторы; 9 — Сопло
рулевое; 10 — Газогенератор блока наллува баков; 10а — Теплообменник блока
наддува блока «О»; 11 — Пирозажигательное устройство; 12 — Клапан отсечной;
13 — Блок продувки; 14 — Подогреватели; 14а — Клапан дроссельный; 146 —
Пирозапальное устройство; 14в — Блок клапанов; 14г — Регулятор кажущейся
скорости

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис.
1.26 — Разгонный блок "Л": 1 — Форма КА; 2 — Плоскость разделения
КА с РБ; 3 — Плоскость стыка переходника сРБ; 4 — Бак окислителя; 5 — Бак
горючего; 6 — Плоскость отделения фермы; 7 — Ферма; 8 — Плоскость стыка с РН;
9 — Твердотопливный ракетный двигатель; 10 — Двигатель 11ДЗЗ

РАЗГОННЫЙ БЛОК «Л». Блок «Л» с
кислородно-керосиновым двигателем 11ДЗЗ был разработан ОКБ-1 в 1960 г. и явился
первым в мире разгонным блоком с криогенной жидкостной двигательной установкой,
запускающейся в условиях невесомости после часового полета по промежуточной
орбите ИСЗ. В течение длительного времени блок используется для выведения на
высокую эллиптическую орбиту (h = 700 км, Н = 4000 км) КА типа «Молния»,
«Прогноз». Двигатель крепится на блоке «Л» с помощью рамы и имеет возможность
поворота относительно двух взаимно-перпендикулярных осей, лежащих в плоскостях
тангажа и рыскания. В плоскости крена стабилизация ГБ осуществляется с помощью
отдельных сопел. Для управления РБ на пассивном участке полета используется
сжатый газ.

В качестве исполнительных органов применены
сопловые блоки. Система управления блока «Л» автономная, инерциальная.

1.3 Ракеты среднего класса

Ракета-носитель «Союз»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.27 — РН «Союз»

"Союз" — наименование серии
трехступенчатых ракет-носителей среднего класса, разработанных на базе
ракеты-носителя Р-7 с добавлением блока 3-й ступени. Ракеты-носители серии
"Союз" эксплуатируются с 1963 года. Модификация ракеты-носителя 1963
года называется в СМИ "Восход". Модификация ракеты-носителя 1966 года
получила официальное наименование"Союз". Значительной модернизации
ракета-носитель подверглась в 1973 году, получив название в СМИ "Союз-У",
модификация 1982 года называлась "Союз-У2". Дальнейшей модификацией
ракеты-носителя "Союз-У" является ракета-носитель "Союз-ФГ"
(2001 год).

Ракеты-носители серии "Союз"
предназначены для выведения на околоземную орбиту автоматических космических
аппаратов социально-экономического, научно-исследовательского
("Ресурс-Ф1", "Ресурс-Ф2", "Фотон"), специального
назначения (серии "Космос"), а также пилотируемых и грузовых
космических кораблей ("Союз" и "Прогресс").

Первый пуск ракеты-носителя серии
"Союз" был осуществлен 16 ноября 1963 года (ракетой-носителем
"Восход" запущен космический корабль "Восход"). С 1963 по
2003 год проведено1143 пуска ракет-носителей серии "Союз" (из них 36
аварийных). Самой массовой модификацией ракет-носителей типа "Союз" является
ракета-носитель "Союз-У". В настоящее время эксплуатируются и
изготавливаются серийно ракеты-носители "Союз-У" и
"Союз-ФГ".

Ракеты-носители "Союз-У" и
"Союз-ФГ" являются базовыми в российской системе средств выведения,
на их долю приходится основной объем запусков космических аппаратов в рамках
Федеральной космической программы и программы международного сотрудничества в
области космоса.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рисунок 1.28 — РН "Союз" на пусковой
установке

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис.
1.29 — Разгонный блок "Фрегат-СБ"

Так как разгонный блок «Фрегат» создавался для
РН типа «Союз», которая выводит на опорную орбиту полезный груз массой около
8т, заправляемого в РБ топлива недостаточно для его использования в составе
более тяжелых РН, например, «Зенит», имеющей грузоподъемность около 14т. Кроме
того, было показано, что масса полезного груза, выводимого РН «Союз-2» этапа 1б
с РБ «Фрегат» на геостационарную орбиту может быть существенно увеличена за
счет введения операции доразгон, выполняемой разгонным блоком, для чего массу
топлива РБ необходимо увеличить. Было принято решение адаптировать РБ «Фрегат»
для выведения на различные орбиты в составе РН «Союз-2» этапа 1б, «Союз-2-3»,
«Зенит», «Ангара-А3» за счет увеличения массы заправляемого топлива. Задача
была решена введением в состав РБ «Фрегат» торового сбрасываемого блока баков,
топливо которого используется маршевой ДУ РБ «Фрегат».

В результате проделанной работы в НПО им.
С.А.Лавочкина был создан разгонный блок «Фрегат-СБ».

Сбрасываемый блок баков (СББ) представляет собой
торовую обечайку разделенную на четыре бака (два бака горючего и два бака
окислителя) сферическими триметаллическими перегородками.

Ракета-носитель «Союз-У»

Унифицированная ракета-носитель среднего класса
"Союз-У" предназначена для выведения на околоземную орбиту
пилотируемых и грузовых космических кораблей типа "Союз" и
"Прогресс", космических аппаратов специального назначения (серии
"Космос"), социально-экономического (типа "Ресурс-Ф"),
технологического и медико-биологического назначения (типа "Фотон" и
"Бион"), а также зарубежных космических аппаратов.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.30 — РН «Союз -У»

На ракете-носителе "Союз-У"
используются головные обтекатели следующих диаметров: 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,7
м.

Основные характеристики ракеты-носителя «Союз-У»

Параметр

Значение

Количество
ступеней

3

Стартовая
масса, т

313

Стартовая
масса (без космической головной части), т

-297

Сухая
масса (с головным обтекателем), т

24,2

Стартовая
тяга, кН

4063

Длина
(без космической головной части), м

36,5

Наибольший
поперечный размер, м

10,3

Размеры
головного обтекателя:

длина
(в зависимости от типа КА), м

7,31
— 10,14

диаметр
цилиндрической части (в зависимости от типа КА), м

2,7
— 3,3

Система
управления

аналоговая

Точность
выведения:

по
высоте, км

до
10

по
периоду обращения, с

до
6

по
углу наклонения орбиты, угловых минут

до
2

Ракета-носитель «Союз-ФР»

Ракета-носитель "Союз-ФГ"
предназначена для выведения на околоземную орбиту автоматических космических
аппаратов социально-экономического, научно-исследовательского и специального
назначения, а также пилотируемых кораблей типа "Союз-ТМА" и грузовых
космических кораблей типа "Прогресс-М" по программе Международной
космической станции.

Трехступенчатая ракета-носитель
"Союз-ФГ" разработана ЦСКБ-Прогресс на базе ракеты-носителя
"Союз-У". С целью повышения удельного импульса двигательных установок
и увеличения грузоподъемности носителя на блоках I и II ступеней используются
модернизированные двигатели с новыми форсуночными головками.

В составе ракеты-носителя "Союз-ФГ"
могут быть использованы головные обтекатели следующих диаметров: 2,7 м; 3,0 м;
3,3 м; 3,715 м.

Основные характеристики ступеней РН «Союз-ФГ»

Первая
ступень (боковой блок)

Вторая
ступень (центральный блок)

Третья
ступень (блок «И»)

Количество
блоков

4

1

1

Длина,
м

19,6

27,1

6,7

Диаметр,
м

2,68

2,95

2,66

Масса
заправленного блока, т

43,4

99,5

25,3

Сухая
масса,т

3,80

6,55

2,41

Двигатель

РД-107А

РД-108А

РД-0110

Количество

1

1

1

Компоненты
топлива:

окислитель/горючее

жидкий
кислород/ керосин

жидкий
кислород/ керосин

Тяга,
кН:

на
Земле / в пустоте

838,5/
1021,3

792,48/990,18

-/297,93

Время
работы, с

118

280

230

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.31 — РН
«Союз-ФГ»

Ракета-носитель «Союз-2»

"Союз-2" — новая ракета-носитель,
которая позволит в будущем заменить ракеты-носители "Союз-У",
"Союз-ФГ" и "Молния-М" одной ракетой-носителем.
Ракета-носитель "Союз-2" в сочетании с разгонным блоком
"Фрегат" позволит выводить космические аппараты на всевозможные типы
орбит: низкие, средние, высокоэллиптические, солнечно-синхронные, геопереходные
и геостационарные.

Разработка ракеты-носителя "Союз-2"
велась на базе ракеты-носителя "Союз" в два этапа (этапы 1А и 1Б).

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.32

Технические характеристики ракеты-носителя
"Союз-2" Количество ступеней 3 Стартовая масса 312 т Максимальная
длина 46,3 м Диаметр головного обтекателя 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,715 м; 4,11 м

Ракета-носитель «Союз-2» выполнена по схеме с
параллельным отделением боковых ракетных блоков в конце работы первой ступени и
поперечным отделением ракетного блока второй ступени по окончании его работы.
На первом этапе полета работают двигатели четырех боковых и центрального
блоков, на втором, после отделения боковых блоков, — только двигатель
центрального блока.

Первая ступень РН включает четыре боковых блока
конической формы, закреплённых в шаровых опорах центрального блока.

Конструктивно-компоновочная схема бокового блока
состоит из силового конуса, несущего конического бака окислителя, межбакового
отсека, несущего конического бака горючего, отсека баков перекиси водорода и
жидкого азота и цилиндрического хвостового отсека специальной формы.

В хвостовом отсеке каждого бокового блока
размещается автономный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) однократного
включения РД-107А, работающий на жидком кислороде и керосине и оснащенный
четырьмя маршевыми камерами и двумя рулевыми соплами. Для управления полетом на
каждом боковом блоке с внешней стороны, противоположной центральному блоку, на
небольшом пилоне установлен аэродинамический руль, выполненный в виде
треугольного крыла малого удлинения. Для привода руля имеется электрическая рулевая
машина.

Двигатели боковых блоков работают в течение -118
секунд после старта, после чего отключаются. Выключение происходит по
результатам сравнения текущего значения скорости с расчетным. После отключения
двигателей боковые блоки отделяются от центрального блока и сбрасываются.

Вторая ступень (центральный блок) состоит из
хвостового отсека, в котором установлен двигатель однократного включения
РД-108А, содержащий четыре маршевых камеры и четыре рулевых сопла, отсека бака
перекиси водорода, в котором также установлен тороидальный бак жидкого азота,
отсека бака горючего, межбакового отсека, отсека бака окислителя и приборного
отсека.

Запуск ЖРД центрального и боковых блоков
производится на Земле, что даёт возможность контролировать работу двигателей в
переходном режиме и при возникновении неисправностей во время пуска отменять
пуск ракеты. Это обеспечивает повышение безопасности эксплуатации. Управление
полетом по трем осям осуществляется с помощью четырех рулевых камер двигателя
РД-108А. Номинальное время работы двигателя центрального блока составляет
-280-290 секунд. Разделение второй и третьей ступеней происходит по «горячей
схеме».

Третья ступень (блок «И»), состоящая из
переходного отсека, бака горючего, бака окислителя, хвостового отсека и
двигателя, установлена на центральном блоке и соединена с ним с помощью
ферменной конструкции.

Для обоих вариантов РН «Союз-2» блок «И»
оснащается двигательной установкой, состоящей из четырехкамерного двигателя
однократного включения и четырех поворотных рулевых сопел, используемых для
управления полетом по трем осям. Маршевый двигатель третьей ступени включается
примерно за две секунды до отключения центрального блока. Газы, истекающие из
сопел двигателя третьей ступени, непосредственно отделяют ступень от центрального
блока. После отключения двигателя и отделения космического аппарата или
разгонного блока с КА третья ступень выполняет маневр увода путем открытия
дренажного клапана в баке горючего.

1.4 Ракеты тяжёлого класса

Семейство ракет-носителей «Протон»

Ракета-носитель "Протон" (УР-500,
8К82) — ракета-носитель тяжёлого класса, предназначенная для выведения
автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое
пространство. Ракетный комплекс (К8К82) с ракетой УР-500 разработан Центральным
конструкторским бюро Машиностроения Министерства общего машиностроения СССР
(генеральный конструктор В.Н.Челомей) как комплекс с межконтинентальной
баллистической ракетой, оснащённой тяжёлой боевой частью 8Ф17, и защищенным
горным стартом.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.32 — РН
«Протон»

Ракета-носитель Протон-М состоит из трех
ступеней и разгонного блока "Бриз-М". В качестве компонентов топлива
все три ступени РН используют несимметричный диметилгидразин и азотный
тетроксид (НДМГ и АТ). Первая ступень состоит из центрального блока и шести
боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Двигательная
установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых жидкостных
ракетных двигателей (ЖРД) РД-275 (модификация РД-253). Двигатели имеют
турбонасосную систему подачи топлива с дожиганием генераторного газа. Запуск
двигателя осуществляется путем прорыва пиромембран на входе в двигатель. Вторая
ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из переходного, топливного и
хвостового отсеков. Двигательная установка второй ступени включает в себя
четыре автономных маршевых ЖРД конструкции С. А. Косберга: три РД-0210 и один —
РД-0211. Двигатель РД-0211 является доработкой двигателя РД-0210 для
обеспечения наддува топливного бака. Каждый из двигателей может отклоняться на
угол до 3°15′ в тангенциальных направлениях. Двигатели второй ступени также
имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием
генераторного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет
2352 кН в пустоте. Двигатели второй ступени запускаются раньше начала
выключения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает "горячий"
принцип разделения ступеней. 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 тепловой экран, тормозят и отталкивают первую ступень.
Третья ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из приборного, топливного и
хвостового отсеков. Двигательная установка третьей ступени РД-0212 — ЖРД
конструкции С. А. Косберга. Этот двигатель состоит из маршевого однокамерного
двигателя РД-0213 и четырехкамерного рулевого двигателя РД-0214. Маршевый двигатель
по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является
его модификацией. Тяга маршевого двигателя 588 кН в пустоте, а рулевого — 32 кН
в пустоте. Разделение второй ступени происходит за счет тяги рулевого ЖРД
третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и
торможения отделяемой части второй ступени имеющимися на ней шестью
твердотопливными двигателями. Отделение полезного груза осуществляется после
выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится
четырьмя твердотопливными двигателями. Для выведения полезной нагрузки на
высокие, переходные к геостационарным, геостационарные и отлетные орбиты
используется дополнительная ступень, называемая разгонным блоком (РБ).
Разгонные блоки позволяют проводить многократные включения двигательных
установок. Первые разгонные блоки для РН "Протон-К" были сделаны на
базе ракетного блока Д носителя Н-1 (пятая ступень). Разработка велась в ОКБ-1
(сейчас РКК "Энергия" имени С. П. Королева). В составе РН
"Протон-К" блок претерпел несколько модификаций. Сейчас используются
разгонные блоки моделей ДМ-2 и ДМ-2М производства РКК "Энергия".
ГКНПЦ им. М. В. Хруничева разработан разгонный блок "Бриз-М".
Создание "Бриз-М" — только один из этапов модернизации РН
"Протон-К". В результате осуществления целого комплекса мероприятий в
рамках этой модернизации ракета приобретет новый технический облик и более
широкие возможности, получая при этом новое название — "Протон-М".

Ракета-носитель «Протон-К» относится к тяжелому
классу. Она разработана под руководством академика В.Н.Челомея на базе
двухступенчатого носителя УР-500. После первых четырех пусков, проведенных для
ускорения испытаний в двухступенчатом варианте, было принято решение о создании
на его основе космического носителя тяжелого класса с увеличением стартовой
массы до 700 тонн. Отличается высокой надежностью, конструктивным совершенством
и хорошими эксплуатационными характеристиками. Ракета-носитель тяжелого класса
«Протон-К» — основа транспортной космической системы России, активно
используется в коммерческой деятельности по выведению спутников иностранного
производства, и стал основным средством выведения с российской стороны в рамках
проекта создания Международной космической станции. Отличается высокой надежностью,
конструктивным совершенством и хорошими эксплуатационными характеристиками. Все
коммерческие пуски ракеты-носителя «Протон» в соответствии с Постановлением
Правительства РФ осуществляются в рамках совместного российско-американского
предприятия ILS — International Launch Services.

Семейство РН: Протон Индекс РН: 8К82К Класс:
Тяжелый Тип: Одноразовые Разработчик: КБ «Салют» Изготовитель: ГКНПЦ им. М. В.
Хруничева Количество ступеней: 3 Длина: 42340 mm Диаметр: 7400 mm Cтартовая
масса: 700000 kg

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.33 — Конструктивно-компоновочная схема
ракеты-носителя «Протон-К» (8К82К) 1 — головной обтекатель; 2 — полезная
нагрузка; 3 — переходный отсек; 4 — коллектор наддува; 5 — датчик системы
контроля уровня заправки; 6 — бак «О» 3-й ступени; 7 — тоннельная труба с
расходным трубопроводом окислителя маршевого ЖРД 3-й ступени; 8 — бак «Г» 3-й
ступени; 9 — тормозной РДТТ; 10 — сопло рулевого ЖРД РД-0214; 11 — маршевый ЖРД
РД-0213; 12 — коллектор наддува; 13 — тормозной РДТТ; 14 — датчик системы
синхронного опорожнения баков (СОБ); 15 — бак «О» 2-й ступени; 16 — датчик
окончания компонентов топлива (ОКТ); 17 — воронкогаситель;  18 — гаргрот; 19 —
датчик СОБ; 20 — двигательная установка 2-й ступени (один ЖРД РД-0211 и три ЖРД
РД-0210); 21 — ферменный переходник; 22 — силовой конус; 23 — бак «О» 1-й
ступени; 24 — тяга связи с центральным блоком; 25 — люк-лаз; 26 — коллектор
наддува; 27 — датчик СОБ; 28 — бак «Г» 1-й ступени; 29 — усиленный шпангоут; 30
— демпфирующие перегородки; 31 — воронкогаситель; 32 — расходный трубопровод
окислителя; 33 — расходный трубопровод горючего; 34 — двигательная установка
1-й ступени (шесть ЖРД РД-253); 35 — ТНА

Модернизированная ракета-носитель (РН) тяжелого
класса «Протон-М» с высокими энергетическими и эксплуатационными
характеристиками предназначена для выведения различных полезных нагрузок на
околоземные орбиты и отлетные траектории.

Внешние габариты ракеты (за исключением
головного обтекателя), весовые характеристики конструкции, характеристики
двигателей у модернизированной ракеты остались практически такими же, как и у
ракеты-носителя «Протон-К». Модернизации (замене) подверглась система
управления. Эта замена позволила улучшить как энергетические, так и
эксплуатационные и экологические характеристики нового носителя (уменьшение
невырабатываемых остатков компонентов ракетного топлива в баках отработавших
ступеней наряду с внедрением системы выброса остатков на безопасных высотах).

Ракета-носитель «Протон-М» имеет
конструктивно-компоновочную схему «тандем» с поперечным делением ступеней.

Разгонный блок "Бриз-М"

Разгонный блок «Бриз-М» — разгонный блок для
ракет-носителей «Протон-М», «Ангара». «Бриз-М» обеспечивает выведение
космических аппаратов на низкие, средние, высокие орбиты и ГСО. Применение
разгонного блока «Бриз-М» в составе ракеты-носителя «Протон-М» позволяет
увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту до 3,5
тонн, а на переходную орбиту более 6 тонн. "Бриз-М" состоит из
центрального блока и окружающего его сбрасываемого тороидального
дополнительного топливного бака (рис. 1.34).

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.34 — Разгонный блок "Бриз-М"

Разгонные блоки серии ДМ

В настоящее время в составе РН
"Протон-К" используются разгонные блоки ДМ-2 (11С861) и ДМ-2М
(11С861-01). Блок ДМ-2 использует однокамерный двигатель 11Д58M на компонентах
топлива жидкий кислород-керосин. Блок ДМ-2М имеет повышенные энергетические
характеристики и использует двигатель 11Д58С. Эта модификация ДУ в качестве
горючего использует синтетический керосин (ситин), называемый также
углеводородным горючим.

Для коммерческих запусков используются
доработанные разгонные блоки серии ДМ.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.35 — Разгонный блок серии ДМ

Сначала каждый РБ проектировался под конкретную
полезную нагрузку. Это объяснялось небольшим количеством контрактов на
коммерческие запуски с помощью РН "Протон-К", ограниченных квотой в
пять пусков. В порядке заключения контрактов блоки получили обозначения: для КА
Inmarsat 3 — ДМ1, для трех пусков КА Iridium — ДМ2, для КА Astra IF — ДМ3 и для
КА Tempo FM1 — ДМ4. В связи с тем, что крепление семи КА Indium требовало
установки диспенсера большого диаметра, в качестве прототипа блока ДМ2 был взят
не 11С861, а еще не использовавшийся тогда РБ 17С40. На этом блоке верхняя
силовая ферма, на которой крепитс адаптер системы разделения, имеет больший
диаметр, чем на блоках серии 11С861.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.36 —
Конструктивно-компоновочная схема РБ «ДМ»: 1 — приборный отсек; 2 — бак
окислителя О2; 3 — средний переходник; 4 — бак горючего (керосин); 5 — маршевый
ЖРД 11Д58М <#»648001.files/image041.gif»>

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.37 — Передвижная башня на рельсовом ходу

Обслуживание проводится с помощью передвижной
башни на рельсовом ходу, отводимой перед стартом (рис. 8). Связь ракеты со
стартовым сооружением выполняет специальный механизм стыковки. Он имеет сложные
электро-, гидро-, пневморазъемы, ответные части которых располагаются на днище
центрального блока первой ступени.

.5 Ракеты сверхтяжелого класса

Ракета-носитель «Энергия»

Ракета-носитель «Энергия» предназначена для
выведения космических аппаратов на низкие, а с использованием разгонных блоков
на средние, высокие эллиптические и круговые орбиты (в том числе на
солнечно-синхронные и стационарные), а также на траектории полета к Луне и
планетам Солнечной системы. Ракета-носитель «Энергия» при стартовой массе —
2400 т обеспечивает выведение космических аппаратов массой — 100 т на низкие
орбиты искусственного спутника Земли, — 18 т на геостационарную орбиту, 32 т к
Луне и — 28 т к Венере и Марсу. Ракета-носитель «Энергия» состоит из четырех
кислородно-керосиновых боковых ракетных блоков первой ступени,
кислородно-водородного центрального ракетного блока второй ступени и
стартово-стыковочного блока.

Стартовая масса, т: 2400 Масса ПГ на круговой
орбите Н=200 км, i=50.5° (при использовании энергетики КА для довыведения), т:
96 Рабочий запас топлива — на блоках "А": 1240 — на блоках
"Ц": 710 Двигатель блока "А" — тип двигателя: РД170 —
количество двигателей на блоке: 1 Двигатель блока "Ц" — тип двигателя:
11Д122 — количество двигателей на блоке: 4 Количество пусков в год: до 6.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.38 — Ракета-носитель «Энергия»

Боковые ракетные блоки созданы на базе первой
ступени ракеты-носителя «Зенит». Каждый боковой ракетный блок вмещает 300 т
кислородно-керосинового топлива. Конструктивно блок выполнен в виде цилиндра
диаметром 3,9 м, в верхней части которого размещен бак кислорода, а в нижней —
бак керосина. К верхнему шпангоуту топливного отсека крепится конический обтекатель,
внутри которого размещена аппаратура блока. К нижнему шпангоуту топливного
отсека крепится хвостовой отсек и четырехкамерный двигатель РД-170 с дожиганием
генераторного газа. Тяга двигателя у Земли 7400 кН, в пустоте 8070 кН. Удельный
импульс тяги у Земли 3090 Н*с/кг, в пустоте 3370 Н*с/кг. Кратность
использования двигателя 10 раз. Двигатель разработан в НПО «Энергомаш» (главный
конструктор В. П. Радовский) и представляет собой модификацию двигателя РД-171
первой ступени ракеты-носителя «Зенит».

Космический аппарат «Полюс» (Скиф-ДМ, изделие
17Ф19ДМ) — динамический макет боевой лазерной орбитальной платформы, полезная
нагрузка, использовавшаяся во время первого запуска ракеты-носителя «Энергия» в
1987 г.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.38 — Космический аппарат «Полюс»

Масса полностью заправленного блока, т: 780,8
Стартовая масса, т: 776,2 Рабочий запас топлива в том числе — окислитель
(жидкий кислород), т: 602,3 — горючее (жидкий водород), т: 100,7 Масса
конструкции блока, т: 64,3 Двигатель (разработка КБХА): РД-0120 тяга двигателей
— у земли, кН: 4 х 147 — в пустоте, кН: 4 х 196 удельный импульс — у земли,
Н*с/кг: 3532 — в пустоте, Н*с/кг: 4547 Двигатель длока "А" — тип
двигателя: РД-171 — количество двигателей на блоке: 1 Двигатель длока "Ц"
— тип двигателя: РД-0120 — количество двигателей на блоке: 4 Количество пусков
в год: до 6.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.39 — Блок "Ц"

В качестве полезного груза ракеты-носителя
«Энергия» используется многоразовый орбитальный корабль «Буран» или же
орбитальные блоки общей массой 100 т. Корабль «Буран» (или орбитальный блок)
крепится к центральному ракетному блоку. Конструктивно орбитальный блок
совмещает функции силового каркаса и аэродинамического обтекателя с размещенным
внутри космическим аппаратом и разгонным блоком. После прохождения плотных
слоев атмосферы осуществляется сброс части конструкции, выполняющей функции
аэродинамического обтекателя.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.40 — Принципиальная схема двигателя
РД-0120: 1 — Бустерный насос окислителя; 2 — Насос окислителя; 3 — Бустерный
насос горючего; 4 — Насос горючего; 5 — Турбина; 6 — Газогенератор; 7 —
Запальник; 8 — Клапан "О" газогенератора; 9 — Запальник; 10 — Клапан
"Г" газогенератора; 11 — Клапан "О" газогенератора; 12 —
Камера сгорания; 13 — Клапан "Г" камеры сгорания; 14 — Узел качания;
15 — Клапан "О" камеры сгорания; 16 — Теплообменник; 17 — Дроссель;
18 — Регулятор расхода

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.41 — Двигатель рд-0120 2й ступени РН
"Энергия"

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.42 — Возможные варианты компоновки РН
"Энергия" различными разгонными блоками (РБ)

На базе ракеты-носителя «Энергия» разработан
проект ракеты-носителя тяжелого класса «Энергия-М», которая при стартовой массе
1050 т обеспечивает выведение космических аппаратов массой до 34 т на низкие
орбиты искусственного спутника Земли и массой 3,0-7,0 т (в зависимости от
модификации разгонного блока) на геостационарную орбиту. «Энергия-М» состоит из
кислородно-керосиновых ракетных блоков первой ступени, кислородно-водородного
центрального блока второй ступени и стартово-стыковоч-ного блока.

В состав ракеты-носителя «Энергия-М» входит
разгонный блок, использующий кислородно-керосиновое и кислородно-водородное
топливо.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.43 — Ракета-носитель
"Энергия-м"

Ракета-носитель «Сатурн 5»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.44 — РН «Сатурн-5»

«Сатурн-5» (англ. Saturn V) —
американская трехступенчатая ракета-носитель. Самая мощная из созданных ракет,
по состоянию на первое десятиление 21-го века. Сконструирована в 1960-х годах
для задач программы «Аполлон
<#»648001.files/image051.gif»>

Рис. 1.45 — Ракета-носитель "Н1-Л3"

Управление по каналу тяги крена осуществляется
восемью реактивными двигателями малой тяги, расположенными попарно соплами в
разные стороны на раме двигательного отсека с шагом в 90°. Для наддува бака
горючего используется генераторный газ. Наддув бака окислителя осуществляется
газифицированным кислородом. Газификация производится в специальном
теплообменнике. Бак окислителя второй ступени объемом 300 м3 выполнен в виде
сферы диаметром 8,4 м. Конструкция бака аналогична конструкции бака окислителя
первой ступени. Бак горючего второй ступени объемом 155 м3выполнен в виде сферы
радиусом 3,33 м.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.46 — Принципиальная схема двигателя
11Д58М: 1 — Камера сгорания; 2 — Блок многократного запуска; 3 — Блок подачи
окислителя; 4 — Блок подачи горючего; 5 — Блок сопла крена; 6 — Газогенератор;
7 — Турбо насосный агрегат

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.47 — Разгонный блок "ДМ": 1 —
Приборный отсек; 2 — Бак окислителя (кислорода); 3 — Каркас; 4 — Бак горючего
(керосина); 5 — Двигатель 11Д58М; 6 — Рулевой двигатель; 7 — Средний переходник

1.6 Проект ракет-носителей «Ангара»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.48 — Проект РН Ангара

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 PH «Энергия» и PH «Зенит-2» соответственно, и двухкамерного двигателя
РД-180, созданного для PH «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. 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
PH, 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».

Носитель среднего класса будет образован с
помощью добавления двух универсальных модулей (в качестве первой ступени) к
ракете-носителю легкого класса «Ангара-1.2».

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.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.49 — Космодром
Плесецк

Запуски всех типов PH семейства «Ангара»
планируются с космодрома Плесецк с максимальным использованием существующих там
сооружений технического и стартового комплексов. Головным разработчиком
наземных комплексов является КБТМ (генеральный директор и Генеральный
конструктор Г.П. Бирюков).

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.50 — Кислородно-водородный разгонный блок
«КВРБ»

Представляет собой одноступенчатый ускоритель,
предназначенный для запусков различных космических аппаратов. Конструкция
«КВРБ» позволяет выполнять многочасовой полет в условиях космического
пространства и осуществлять многократное включение маршевого двигателя в
процессе полета.

Конструкция и характеристики «КВРБ» позволяют
использовать его совместно не только с PH «Протон-М», но и с целым рядом
существующих и перспективных PH среднего и тяжелого классов «Ангара», «Зенит» и
др. Это позволит заметно увеличить энергетические возможности этих носителей по
выведению тяжелых полезных нагрузок на высокие энергетические орбиты.

Основные характеристики РБ «КВРБ» Сухая масса,
кг 3650 Масса заправляемых компонентов, кг 18200 Стартовая масса, кг до 22000
На блоке «КВРБ» установлен двигатель КВД1МЗ тягой в пустоте 103 кН и удельным
импульсом тяги в пустоте 4611 Н*с/кг. Разработан в КБ химического
машиностроения имени А. М. Исаева.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 1.51 — Универсальный кислородно-водородный
блок «УКВБ»

Представляет собой ступень ракеты-носителя,
оснащенную четырьмя двигателями типа КВД1МЗ, но с однократным запуском в
полете. Длительность функционирования «УКВБ» в самостоятельном полете
составляет приблизительно 12 мин.

Основные характеристики блока «УКВБ» Сухая
масса, кг 7350 Масса заправляемых компонентов, кг 44000 Стартовая масса, кг до
51500

2. Классификация ракет-носителей по
применяемому способу старта

.1 Материковый (наземный) способ
старта

Существуют следующие способы старта
ракет-носителей:

материковый (наземный («Старт», «Союз»,
заглубленный и подземный, или шахтный («Днепр», «Рокот»));

водный (на корабле, барже, подводной лодке,
платформе) «Зенит 3SL»; подводный «Штиль»

воздушный (с применением различных летательных
аппаратов) «Pegasus», «White knight».

Выбор варианта стартового комплекса определяется
целевыми задачами, возлагаемыми на космический комплекс, и принимаемыми
техническими решениями при его создании. Основополагающее значение для
определения облика стартового комплекса имеют технические характеристики
пускаемой с него ракеты космического назначения. К основным таким характеристикам
относятся:

масса стартующей ракеты космического назначения;

выбранные для РКН компоненты ракетных топлив;

условия транспортировки РКН;

требования по условиям пуска РКН;

технология работ по подготовке к пуску и пуска
РКН;

оперативные характеристики нахождения РКН в
определенных состояниях готовности к пуску;

способ пуска;

требования по безопасности.

2.1 Материковый (наземный) способ
старта

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.1 — Зенит-3SLБ
<#»648001.files/image060.gif»>

Рис. 2.2 — Проект «Наземный старт»

2.2 Морской способ старта

Заказчиком запуска и изготовителем начинки
спутников был Берлинский технический университет, Technischen Universitat
Berlin. Это был первый в истории коммерческий космический запуск c подвижной (и
к тому же подводной) платформы. Как ни удачен был этот эксперимент, сам по себе
особых надежд на будущее он не сулил. Современные технологии позволяют
отправлять таким способом в космос лишь легкие аппараты весом не более 100 кг.
К слову, второй подобный запуск был произведен недавно, 26 мая 2006 года. АПЛ
«Екатеринбург» отправила в космос (опять же из Баренцева моря) 86-килограммовый
российский исследовательский спутник «Компас-2». Для многотонных
телекоммуникационных спутников и космических зондов нужны гораздо более мощные
носители, которые не поместятся в пусковой шахте атомного ракетоносца. Куда
лучше смонтировать ракетный стартовый стол на искусственном плавучем острове,
отправить этот остров на экватор и запускать оттуда тяжелые космические
аппараты, в максимальной степени добавляя к ракетной тяге центробежную силу вращения
Земли.

Запуск ракеты с полупогружной платформы
автоматизирован и управляется дистанционно с борта СКС, стоящего в нескольких
километрах (в целях безопасности людей на борту «Одиссея» в этот момент нет).
Оттуда же осуществляется контроль телеметрии и управление полетом. Платформа
«Одиссей» несет стартовый комплекс со всем вспомогательным оборудованием,
обеспечивающим установку ракеты-носителя в вертикальную позицию для запуска и
заправку топливом. Полностью смонтированную ракету в порту бази-рования (там
же, в Лонг-Биче) грузят на платформу и помещают в специальный ангар с
кондицио-нированным воздухом.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.3 — Космодромы и ракеты нашего времени —
XXI

Перед запуском мощный транспортер вывозит ракету
из ангара и устанавливает вертикально на стартовом столе. На «Одиссее» имеются
и цистерны для хранения ракетного горючего и окислителя, и вполне
комфортабельные помещения для экипажа и вспомогательного персонала со всеми
системами жизнеобеспечения. На верхней палубе расположена вертолетная площадка.
Сердце СКС — сборочный цех, который используется исключительно во время стоянки
в порту Лонг-Бич. Этот цех предназначен для монтажа ракет и оснащен контрольным
оборудованием, позволяющим производить всесторонние испытания любого ракетного
блока. На СКС расположен также центр управления ракетными запусками с
аппаратурой для приема телеметрии из космоса.

С платформы «Сан-Марко» был дан старт множеству
научных спутников, в частности — первой в мире орбитальной рентгеновской обсерватории
Uhuru, которой астрофизика обязана ценнейшими открытиями. Но все же
максимальная масса этих аппаратов не превышала 200 килограммов. Дело в том, что
эта платформа изначально была приспособлена для запуска американских
четырехступенчатых твердотопливных ракет семейства Scout, изящных составных
«карандашей» диаметром чуть больше метра и длиной в 25-26 метров, для которых
такая нагрузка была предельной. «Скауты» без особых трудностей доставляли морем
к берегам Кении и перегружали на стартовую платформу, поскольку ни их масса (от
18 до 21 тонн), ни габариты особых проблем не создавали. Последний запуск с
«Сан-Марко» состоялся 25 марта 1988 года. Платформа вполне бы могла поработать
и подольше (она сертифицирована до 2014 года), да только нужда в ней уже
отпала. Запуск легких спутников на низкие орбиты превратился в обычную рутину,
и держать для этого плавучую экваториальную платформу стало незачем. Проект
более мощного носителя Scout-2 не пошел дальше предварительной проработки, и в
1993 году от него пришлось отказаться. Платформы «Санта-Рита» и «Сан-Марко»
законсервировали, и шансы на их использование по прямому назначению весьма и
весьма малы. Но в том же году, когда была похоронена программа создания второго
семейства «Скаутов», дальновидные люди из Соединенных Штатов Америки и России
приступили к обсуждению планов создания нового морского космодрома с неизмеримо
большими возможностями, чем у «Сан-Марко». С этих консультаций и начинается
история проектирования, строительства и эксплуатации уникального плавучего
комплекса «Морской cтарт» (Sea Launch), созданного одноименной международной
корпорацией. Он может отправлять в околоземное пространство аппараты весом в
несколько тонн, причем не на малые высоты, а на орбиты с апогеем в десятки
тысяч километров.

"Морской старт" Sea Launch

Компания «Морской cтарт» (Sea Launch Company,
LLC) — международное коммерческое предприятие. Его совладельцы — это
американская фирма Boeing Commercial Space Company (дочернее предприятие
корпорации Boeing), которой принадлежит 40% уставного капитала), российская
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева (25%), норвежская
судостроительная фирма Kvaerner ASA (20%) и два украинских авиакосмических
предприятия — производственное объединение «Южмашзавод» (10%) и конструкторское
бюро «Южное» имени М.К. Янгеля (5% уставного капитала). В деятельности
«Морского старта» в качестве контракторов задействованы и такие прославленные
российские фирмы, как ракетный гигант «Конструкторское бюро транспортного
машиностроения» и создатель российского подводного флота Центральное
конструкторское бюро морской техники «Рубин». Штаб-квартира «Морского старта»
расположена в калифорнийском городе Лонг-Бич. Жемчужина в короне «Морского
старта» — это самоходная океанская платформа Odyssey. Изначально она
предназначалась для бурения нефтяных скважин в Северном море, но на верфи
Rosenberg в норвежском городе Ставангере и на стапелях фирмы
«Кварнер-Выборг-Верфь» на берегу Финского залива ее модифицировали под
космические проекты. 20 июня 1998 года необычайное судно собственным ходом
вышло в Балтику, обогнуло Европу, проследовало через Средиземное море и Суэцкий
канал и через Индийский и Тихий океаны приплыло в Лонг-Бич. «Одиссей» относится
к классу полупогружаемых судов. Конечно, он не плавает под водой — и не по
силам, и не нужно. Однако перед каждым «рабочим сеансом» плавучий космодром
набирает в особые емкости забортную воду и оседает вглубь — для максимальной
устойчивости во время старта ракеты. При этом осадка увеличивается весьма
значительно, от 7,5 м до 21 м. После запуска воду выкачивают, и платформа вновь
приподнимается над поверхностью океана на гигантских поплавках-понтонах. На
ходу «Одиссей» весит 30 000 т, в полупогруженном положении — 50 600 т. Помимо 2
водоизмещений платформа имеет и 2 длины — 133 м, если считать по понтонам, и 78
м, если измерять протяженность лишь одной главной палубы. Дизельные двигатели
обеспечивают «Одиссею» ход со скоростью до 22 км/ч.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.4 — «Морской cтарт» — детище постсоветской
эпохи. Переговоры о создании космодрома начались летом 1993 г.

В состав флотилии «Морского старта» входит и
корабль Sea Launch Commander — «сборочно-командное судно» (СКС). В декабре 1996
года он сошел со стапелей верфи Govan в Глазго и отправился для доводки на
Канонерский судоремонтный завод в Санкт-Петербург. 12 июня 1998 года он вышел в
море, пересек Атлантику и через Панамский канал проследовал в Калифорнию. Его
водоизмещение свыше 34 000 т, длина — 203 м, ширина — 32 м, рабочие и жилые помещения
для 240 человек. Для запуска спутников «Морской старт» использует ракетный
комплекс «Зенит-3SL». Он состоит из двухступенчатой украинской ракеты
«Зенит-2S», разгонного блока ДМ-SL и грузового блока, где размещена полезная
нагрузка. Ракета может вывести на орбиту с большим апогеем до шести тонн груза.
Работает она на керосине и жидком кислороде, поэтому если и загрязняет
атмосферу, то лишь углекислым газом. Стартовая масса ракеты — 444 т, длина — 43
м. 19-тонный разгонный блок почти пятиметровой длины сконструирован «Энергией»
и изготовлен на российских заводах. Грузовой отсек комплекса — детище
американского партнера, фирмы Boeing Commercial Space Company. Он способен
нести один или два космических аппарата, в первом случае его общая длина составляет
11 м, во втором — 16 м. Обтекатель отсека изготовлен из специального
углеродного композита и обеспечивает надежную термическую защиту. Все запуски
проходят по стандартной схеме. «В порту Лонг-Бич полностью собранную
ракету-носитель вместе с разгонным блоком и спутником в грузовом отсеке
устанавливают в вертикальном положении на стартовом столе платформы «Одиссей»
для последней проверки всех узлов и линий связи. Затем транспортер отвозит ее в
ангар, и на следующий день «Одиссей» отправляется в район старта, расположенный
в Тихом океане неподалеку от острова Рождества, причем, в отличие от позиции
платформы «Сан-Марко», точно на экваторе, 0 градусов широты, 154 градуса
западной долготы, — рассказывает президент компании «Морской старт» Роберт
Пекхэм. — Через 3-4 дня туда же уходит и СКС Sea Launch Commander. Они
встречаются в рабочей зоне за 5-6 дней до старта, встают рядом и соединяются
подъемным мостом, по которому можно перейти с одного судна на другое. После
завершения процедуры установки ракеты на стартовом столе мост убирают, суда
отходят друг от друга, а оставшийся персонал вывозят вертолетом. Часов за пять
до старта, к началу заправки ракеты-носителя горючим и окислителем, на
платформе не остается ни единого человека, и все последующие операции проводят
автоматически с помощью дистанционного управления. Ну а потом наступает момент
запуска, после которого корабли возвращаются в Лонг-Бич, где готовятся к началу
новой миссии».

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.5 — Подъем ракеты-носителя «Зенит» в
вертикальное стартовое положение

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.6 — Отсек для полезной нагрузки с уже
загруженным в него спутником PAS-9

Ракета-носитель «Зенит-2S» не разгоняет верхние
ступени до первой космической скорости, а выводит их на суборбитальную
параболическую траекторию. Для вывода в космос необходимо дополнительное
ускорение, которое создает разгонный блок; его маршевый двигатель срабатывает
или один раз, или дважды и выводит грузовой блок на промежуточную орбиту,
параметры которой определяет заказчик. Там космический аппарат расстыковывается
с грузовым блоком, включает собственный ракетный двигатель и уходит на
окончательную орбиту, где и начинает работать. До сих пор корпорация «Морской
старт» запускала исключительно спутники связи, хотя в принципе способна
выполнять и другие заказы. Расположение платформы «Одиссей» на нулевой широте
предоставляет два очевидных преимущества. С одной стороны, оно, как уже было
сказано, позволяет в максимальной степени воспользоваться вращением Земли, с
другой — автоматически обеспечивает вывод ракеты-носителя на траектории,
лежащие в плоскости экватора. Именно в этой плоскости лежат круговые
геостационарные орбиты искусственных спутников (при этом спутник совершает
полный оборот вокруг Земли в течение суток и постоянно «висит» над одной и той
же точкой земной поверхности).

Роберт Пекхэм также подчеркнул, что на
международном космическом рынке корпорация Sea Launch уже завоевала прочное
место и хорошую репутацию. «Мы стали одним из ведущих мировых поставщиков
коммерческих запусков, так что нас ждет превосходное будущее. Все партнеры
нашей корпорации отлично сработались друг с другом и объединили свои знания и
опыт. Я думаю, что достижение такой интеграции и было ключевой задачей
компании, а ее успешное решение стало нашим основным успехом».

2.3 Воздушный способ старта

Воздушный старт — способ запуска
ракет или самолётов с высоты нескольких километров, куда доставляется
запускаемый аппарат. Средством доставки чаще всего служит другой самолёт
<#»648001.files/image065.gif»>

Рис. 2.7 — «Пегас» — первый реализованный проект
воздушного старта космического назначения

Первоначально на ракете воздушного пуска
планировалось применение топлива на основе жидкого кислорода (ЖК) и сжиженного
природного газа (СПГ), но к 2000 г. было принято решение использовать более
традиционную пару «ЖК — керосин».

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.8 — РН АРКК
«Воздушный старт»

Отличительными чертами комплекса «Воздушный
старт» является воздушный запуск РН путем ее десантирования из грузового отсека
самолета-носителя. Преимуществами проекта по сравнению с существующими
ракетами-носителями традиционного наземного старта являются, прежде всего,
высокие удельно-массовые характеристики ракеты (в части выводимого полезного
груза) при относительно низких затратах на создание и эксплуатацию: отсутствует
необходимость строительства дорогостоящих наземных стартовых комплексов, выбор
трассы запуска более свободен, а поля падения отделяемых частей носителя
сокращены и могут находится вне зон проживания или народно-хозяйственной
деятельности (например, в море или в пустыне). К тому же, пуск с
самолета-носителя позволяет улучшить энергетические возможности комплекса за
счет старта с ненулевой начальной скоростью, а также за счет значительного
снижения аэродинамических потерь и потерь на нерасчетную работу двигателей
ракеты.

Основные данные ракеты-носителя АРКК «Воздушный
старт»

Длина
ракеты, м

36

Диаметр
1-й и 2-й ступеней, м

2,66

Диаметр
головного обтекателя, м

2,7

Десантируемая
масса, т

103

Стартовая
масса, т

102,3

Масса
выводимой полезной нагрузки, кг:


на опорную полярную орбиту Н=200 км

3000


на геопереходную орбиту

1600


на геостационарную орбиту

800

Время
выведения на ГС0( ч

7

Двигательная
установка:


1-я ступень

НК-43М


2-я ступень

РД-0124


разгонный блок (КРБ)

РД-0158


 

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.9 — Схема пуска РН «Воздушный старт»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.10 — Траектория движения СН (горка)

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.11 — Схема взаимного расположения ступени
в непосредственной близости после расцепления замков крепления

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.12 — Самолет-носитель Ан-124-100 «Руслан»

Двухступенчатая ракета-носитель «Полет» системы
«Воздушный старт» (рис. 2.12) создается с использованием передовых ракетных
технологий, созданных в России по программе пилотируемой ракеты-носителя «Союз»
и подтвердивших высокую надежность и безопасность

Ракета-носитель «Полет» использует экологически
безопасные компоненты ракетного топлива «жидкий кислород + керосин».

На первой ступени используется модифицированный
жидкостной ракетный двигатель НК-43 (НК-33-1), созданный для лунной
ракеты-носителя Н-1 и отработанный до надежности 0,998. В качестве второй
ступени ракеты-носителя «Полет» используется третья ступень ракеты-носителя
«Союз-2» с усовершенствованным ракетным двигателем РД-0124.

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.13 — Ракета-носитель «Полет»

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.14 — Коммерческий космопорт системы
«Воздушный старт»

Схема функционирования системы «Воздушный старт»

Этапы функционирования системы «Воздушный старт»
приведены на рис. 6 и начинаются с загрузки ракеты-носителя с космическим
разгонным блоком, размещенными в пусковом контейнере и прошедшими полный цикл
проверок, в грузовой отсек самолета-носителя на аэродроме «Безымянка» в городе
Самара (Россия) вблизи завода-изготовителя «Прогресс».

Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН

Рис. 2.15 — Схема функционирования системы
«Воздушный старт»

Выводы

В данной работе была представлена классификация
ракет-носителей по массе выводимого полезного груза. Согласно этой
классификации, ракеты носители (РН) подразделяются на такие классы, как РН
сверхлегкого, лёгкого, среднего, тяжёлого и сверхтяжёлого классов. Были
представлены в виде примеров ракеты-носители различных классов, их основные характеристики,
графики их энергетических возможностей при выведении на различные орбиты. Также
представлена классификация по способу старта. Существует наземный, надводный,
шахтный и подводный способы старта. Дана характеристика по каждому из способов
и приведены примеры действующих в настоящее время ракет-носителей.

Список использованных источников

1.   Космонавтика.
Энциклопедия. — М.: изд-во «Сов. энциклопедия», 1985. — 527 с.

2.      Инженерный
справочник по космической техники. Под ред. А.В. Солодова. — М.: Воениздат,
1977. — 430 с.

.        Александров
В.А., Владимиров В.В. и др. Ракеты-носители. — М: Воениздат, 1981. — 351 с.

4.      www.wikipedia.com
<http://www.wikipedia.com>

.        www.novosti-kosmonavtiki.ru
<http://www.novosti-kosmonavtiki.ru>

.        www.yuzhnoye.com/
<http://www.yuzhnoye.com/>

.        www.buran.ru
<http://www.buran.ru>

.        www.space.com.ua
<http://www.space.com.ua>

.        <http://www.arkos.kharkov.ua/sumbr.php>

. <http://www.nkau.gov.ua/nsau/catalogNEW.nsf/proectR/556E2A7EF2DC3090C3256BF8004C1C4C?OpenDocument&Lang=R>

.        <http://claw.ru/a-kosmos/>

.        <http://www.sea-launch.com/>

.        <http://centaur.sstl.co.uk/SSHP/links_resources.html>

.        <http://russpace.ucoz.ru>

.        http://galspace.spb.ru