Операциях что обеспечит больший разгонный. Космические разгонные блоки. К-к. с - конструктивно-компоновочная схема

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

"МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(национальный исследовательский университет)" (МАИ)

Филиал "ВОСХОД"

по курсовой работе

на тему: "Виды разгонных блоков"

по дисциплине: "Введение в специальность"

Выполнил:

студент группы ВЛ2-48 Жиентаев А.Б.

Байконур 2016 год

Список сокращений

РН - ракета-носитель

КА - космический аппарат

КРТ - компонент ракетного топлива

РКН - ракета космического назначения

РКК - ракетно-космический комплекс

КАЗ - кислородно-азотный завод

РБ - разгонный блок

ГСО - геостационарная орбита

ДУ - двигательная установка

К-к. с - конструктивно-компоновочная схема

Содержание

Список сокращений
Введение
1. Разгонный блок "Фрегат"
1.1 Модификации разгонного блока "Фрегат"
1.2 Запуски
2. Разгонный блок "Бриз"
2.2 Аварии
3. Разгонный блок "Аджена"
4. Разгонный блок "Волга"
4.1 Эксплуатация
5.1 Применение
5.2 Модификации
5.3 Разработка
Приложение А

Введение

Разгонный блок, а также межорбитальный буксир это средство выведения космического аппарата, предназначенное для перемещения выводимых полезных грузов с опорной орбиты на целевую орбиту или направления их на отлетные и межпланетные траектории.

Для выполнения этого разгонные блоки должны иметь возможность выполнять один или несколько манёвров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой разгонный блок должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения разгонного блока с космическим аппаратом и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления космическим аппаратом, так и от автономной системы управления самого разгонного блока. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для её размещения.

1. Разгонный блок "Фрегат"

"Фрегат" - универсальный разгонный блок, может быть использован в составе ракеты-носителя среднего и тяжёлого классов. Разработан и производится в НПО Лавочкина.

Рисунок 1 - Разгонный блок " Фрегат "

РБ использует двигатель, аналогичный применённому в РБ "Бриз-М" и "Бриз-КМ". Тяга этого двигателя составляет 2 тонны, что близко к оптимуму для ракет среднего класса, но недостаточно для РБ "Бриз-М", из-за чего выведение на геопереходную и отлетную траектории приходится осуществлять в несколько импульсов.

РБ "Фрегат" используется для выведения космического аппарат на опорную, геостационарную и геопереходную орбиты искусственного спутника Земли, а также для ориентации и стабилизации головного блока на пассивном и активном участке полета.

1.1 Модификации разгонного блока "Фрегат"

1) Базовая, так называемая "Фрегат"

разгонный блок межорбитальный буксир

Предназначена для ракет нижнего среднего класса, таких как Союз-2 и т.д. Прошёл 3 этапа модернизации включая один из самых существенных - замена БВК Бисер-3 на Бисер-6. Первый пуск разгонного блока "Фрегат" состоялся в 2000 году с космодрома Байконур.

2) "Фрегат-СБ" и "Фрегат-СБУ"

Эти "Фрегаты" с сбрасываемыми баками. Масса рабочего топлива в простом и усовершенствованном блоке баков - соответственно 3100 и 4800 кг. Эта модификация предназначена для ракет верхнего среднего и тяжёлого классов, в первую очередь, для РКН "Зенит-3SLБФ". Испытания модификации "Фрегат-СБ" стартовали в апреле 2011 года на космодроме Байконур при запуске КА "Электро-Л".

3) "Фрегат-М"

Это Фрегат с рядом доработок по облегчению конструкции включая новую компоновку ПО1 и с увеличенной несущей способностью (с 12 т х м до 16 т х м).

4) "Фрегат-МТ"

Специализированная модификация Фрегат предназначенная для запусков с космодрома Куру. Увеличенная заправка за счёт установки дополнительных ёмкостей, доработанный ПО1, облегчённый ПхО. Вращение Земли позволяет при старте из района экватора выводить большую полезную нагрузку, чем при старте с более высоких широт, с использованием одной и той же ракеты-носителя. Также, влажный экваториальный климат Гвианы существенно отличается от климата Плесецка и Байконура. Это потребовало доработки базовых моделей блока для применения в новых условиях. Первый запуск данной модификации состоялся 21 октября 2011 года. Ракета-носитель Союз-СТБ с разгонным блоком Фрегат-МТ вывела на орбиту 2 спутника европейской навигационной системы Галлилео.

1.2 Запуски

Ракета-носитель "Союз-ФГ" с разгонным блоком "Фрегат" использовалась для запуска в 2003 году межпланетной станции "Марс-экспресс", а в 2005 году - похожей станции "Венера-экспресс".

Большая часть запусков РН Союз-2 осуществлялась с использованием РБ "Фрегат", в частности, именно такой связкой будут выводиться все спутники Глонасс-К - аппараты третьего поколения системы ГЛОНАСС.

19 декабря 2013 года разгонный блок "Фрегат-МТ" вывел на орбиту европейский телескоп Gaia.

Ракета-носитель "Союз-СТ-Б" с разгонным блоком "Фрегат-МТ" и двумя европейскими спутниками Галилео, запущенная с экваториального космодрома Куру 22 августа 2014 года, не вывела спутники на расчетную орбиту из-за нештатной работы РБ "Фрегат-МТ", предположительно в результате ошибки в программном обеспечении, заложенном на борт и содержащем неправильное полетное задание.

Начиная с 2000 года и по август 2016 года было запущено 58 разгонных блоков "Фрегат" (из них 1 запуск аварийный по вине разгонного блока 22.08.2014). Выведены на расчетные орбиты более 100 космических аппаратов российского и зарубежного производства. Запуски осуществляются с трех космодромов: Плесецк, Байконур, Куру (Французская Гвиана).

РБ "Фрегат" обладает исключительными характеристиками: длительное (до 2-х суток) время активного существования, алгоритмы управления, позволяющие преодолевать внештатные ситуации, многократность (до 7 раз) включения маршевой двигательной установки, высочайшая надежность и, практически, идеальная точность выведения благодаря использованию оборудования ГЛОНАСС/GPS.

2. Разгонный блок "Бриз"

"Бриз" - семейство российских разгонных блоков, использующихся в составе ракеты-носителя лёгкого и тяжёлого классов.

Разработан в Государственном космическом научно-производственном центре им. М.В. Хруничева. Блоки семейства "Бриз" отличаются очень плотной компоновкой. В качестве топлива использует "гептил" и "амил". Первый полет 16 мая 2000 года.

Рисунок 2. Бриз-М

2.1 Модификации разгонного блока "Бриз"

1) РБ "Бриз-М" может быть использован с ракетами-носителями Ангара, Протон-М. Блок обеспечивает выведение полезной нагрузки на низкие, средние, высокие орбиты и ГСО. Применение РБ "Бриз-М" совместно с РН Протон-М позволяет увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту до 3,7 тонн, а на переходную орбиту более 6 тонн. Первый пуск РБ "Бриз-М" состоялся 5 июля 1999 года. РН "Протон-К" (пуск аварийный). Первый удачный пуск состоялся 6 июня 2000 года с РН "Протон-К" и КА "Горизонт". Первый запуск комплекса Протон-М - Бриз-М состоялся 7 апреля 2001 года. На начало 2013 года было проведено более 55-ти запусков ракет "Протон" с РБ Бриз-М.

2) РБ Бриз-КМ используется в качестве третьей ступени ракеты-носителя лёгкого класса "Рокот". Маршевый двигатель блока имеет возможность многократного включения, что позволяет использовать различные схемы выведения космических аппаратов, в том числе групповой запуск космических аппаратов на одну или несколько различных орбит. Первый пуск РБ "Бриз-КМ" состоялся 16.05.2000 г. РКН "Рокот" с эквивалентами полезной нагрузки (ЭПН) SimSat-1 и SimSat-2.

2.2 Аварии

"Бриз-М" стали причиной ряда аварий с участием ракеты-носителя "Протон" с 2008 по 2013 годы. Согласно статистике, с 2008 года осуществлено 48 пусков ракеты "Протон" (31 коммерческий пуск и 17 - в рамках федеральной космической программы), из которых четыре закончились авариями по вине разгонных блоков "Бриз-М".

3. Разгонный блок "Аджена"

RM-81 "Аджена" (англ. RM -81 Agena ) - американский разгонный блок и платформа обеспечения спутников, первоначально разрабатывался компанией Lockheed в интересах программы создания разведывательных спутников WS-117L. После разделения WS-117L на программы разработки спутников фоторазведки SAMOS и CORONA и программу разработки спутников раннего предупреждения о ракетном нападении MIDAS.

Рисунок 3. "Аджена-VIII" в качестве мишени для стыковки с пилотируемым кораблём Джемини-8 в рамках программы Джемини, март 1966.

"Аджена" стал использоваться в качестве разгонного блока и одного из основных компонентов в нескольких программах, в том числе при выведении на орбиту спутников фоторазведки СORONA и в качестве мишени для отработки сближения и стыковки в космосе с пилотируемыми кораблями по программе Джемини. В качестве разгонного блока применялся в составе ракет-носителей "Атлас-Аджена", "Тор-Аджена", "Торад-Аджена" и "Титан-3B", также изучалась возможность его использования в программах Space Shuttle и Атлас-5.

Всего, начиная с 28 февраля 1959 года, "Аджена" запускался 365 раз, последний запуск состоялся в феврале 1987 года (в варианте Agena D ).

RM-81 "Аджена" приспособлен для длительного пребывания в условиях космического пространства с повторными запусками двигательной установки для коррекции орбиты и спуска космического аппарата. Масса ступени с топливом составляет около 7 тонн, тяга жидкостного ракетного двигателя 72 кН.

3.1 Варианты ступени "Аджена"

4. Разгонный блок "Волга"

"Волга" - блок выведения космических аппаратов разработки ЦСКБ-Прогресс, предназначен для работы совместно с РН "Союз-2".

Рисунок 4. Разгонный блок "Волга"

Энергетические характеристики блока позволяют при запуске с космодрома Плесецк вывести полезную нагрузку массой до 1700 кг на круговую орбиту высотой 1000 км (наклонение 62,8°), для орбиты высотой 1500 км (наклонение 82,4°) максимальная масса полезной нагрузки составит 1400 кг. При запуске на солнечно-синхронную орбиту высотой 835 км и наклонением 98,7° полезная нагрузка также составит 1400 кг.

Работы по созданию блока выведения начались в 2008 году. Потребность в данном блоке возникла из-за того, что существующие верхние ступени ракеты-носителя "Союз-2" позволяют реализовать только одноимпульсную схему выведения. Это не позволяет реализовать энергетически оптимальную схему выведения, особенно для круговых орбит высотой больше 250-300 км.

Защита эскизного проекта состоялась в 2010 году, в этом же году была выпущена конструкторская документация.

Основная часть бортовой аппаратуры блока взята из других изделий ЦСКБ-Прогресс с соответствующей доработкой.

4.1 Эксплуатация

1) 28 декабря 2013 года в 16: 30 МСК состоялся запуск ракеты-носителя Союз-2.1в" с блоком выведения "Волга", полезную нагрузку составили космический аппарат "АИСТ № 1" и две калибровочные сферы СКРЛ-756. В 18: 10 космические аппараты успешно отделились от блока выведения на целевой орбите.

2) 5 декабря 2015 года в 16: 30 МСК состоялся запуск ракеты-носителя "Союз-2.1в" с космическими аппаратами МО РФ "Космос-2511" и "Космос-2512". Возможно один из двух военных спутников не отделился от разгонного блока "Волга".

3) 28 апреля 2016 года с космодрома "Восточный" состоялся запуск ракеты-носителя "Союз-2.1а" с космическими аппаратами "Ломоносов", "Аист-2Д" и "СамСат-218".

5. Семейство разгонных блоков "Д"

Семейство разгонных блоков (верхних ступеней), происходящих от разгонного Блока "Д" - пятой ступени космического ракетного комплекса Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну советских космонавтов.

Используют в качестве топлива пару жидкий кислород - керосин, при этом допускается заправка синтином без переделки конструкции.

Рисунок 5. Двигатель 11Д58М

В составе штатного комплекса блок "Д" отвечал за перевод связки ЛК-ЛОК с траектории перелёта на окололунную орбиту, за перевод ЛК с окололунной орбиты на посадочную траекторию, а также за коррекции при перелёте (блоки А, Б и В - первые три ступени ракеты Н-1, выводившие комплекс на низкую околоземную орбиту, блок "Г" разгонял экспедицию к Луне). Поэтому максимальное число запусков двигателя блока Д (он имеет индекс 11Д58, или РД-58 в некоторых источниках) было равно семи, а время жизни блока Д было равно 7 суткам. Для этого кислородный бак имел форму сферы и был снабжён теплоизоляцией. Кроме того, он заправлялся охлаждённым до?200°C кислородом (температура кипения?183°C), что позволяло дополнительно уменьшить потери на испарение, и, вдобавок, увеличивало плотность жидкого кислорода, экономя необходимый объём бака. Бак керосина имел тороидальную форму, и был наклонён на 3 градуса, для упрощения конструкции топливо заборника. Тяга двигателя 11Д58 составляла 8,5 тонны.

5.1 Применение

В связи с неготовностью ракеты Н-1 было принято решение о программе облёта Луны без высадки с помощью ракеты УР-500К. Для этого был разработан космический корабль 7К-Л1, заимствовавший часть систем с орбитального корабля 7К-ОК, известного, как "Союз". Чтобы придать кораблю необходимую скорость, трёхступенчатая УР-500К была снабжена четвёртой ступенью - блоком Д, заимствованным с ракеты Н-1.

Под названиями "Зонд-5" - "Зонд-8" корабль 7К-Л1 четырежды облетал Луну, но без космонавтов ("Зонд-4" был запущен в противоположную от Луны сторону на высокоэллиптическую орбиту с высотой апогея около 330000 км).

Требования, предъявлявшиеся к блоку Д в составе лунного комплекса, не вполне соответствовали тому, что было нужно для АМС и спутников связи.

В результате была предпринята модификация, направленная на повышение грузоподъёмности и снижения стоимости блока Д. Модифицированный разгонный блок, названный ДМ, имел время активного существования всего 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. Это позволило избавиться от теплоизоляции на баке кислорода, и части блоков системы обеспечения запуска СОЗ.

В связи с различными требованиями, предъявляемыми разнообразными полезными нагрузками, были разработаны и другие модификации - ДМ-2, ДМ-3. Для работы в составе комплекса Зенит-3SL была разработана модификация ДМ-SL. Кроме керосина, блок ДМ может использовать в качестве горючего синтетический углеводород синтин, что увеличивает удельный импульс его двигателя с 358 до 361 единицы.

Использование блока ДМ на ракете "Протон" подходит к концу - он заменяется блоком Бриз-М, но в программе Морской старт блок ДМ-SL (а в программе "Наземный старт" используется ДМ-SLB) будет использоваться и дальше. Это связано с тем, что Бриз-М использует те же компоненты топлива, что и ракета "Протон", а Блок ДМ, наоборот, соответствует ракете "Зенит". Интересно, однако, что для выведения спутников ГЛОНАСС-М (Ураган-М) на круговые орбиты высотой около 20000 км блок ДМ обеспечивает более высокую точность выведения, чем Бриз-М, и поэтому его использование на ракете "Протон-М" прекратится, видимо, только после окончательной замены спутников "Ураган-М" (ГЛОНАСС-М) на новые негерметичные аппараты ГЛОНАСС-К, лётные испытания которых начались в феврале 2011 года. Тем не менее, 5 декабря 2010 был осуществлён первый запуск новой модификации блока ДМ (11С861-03) с увеличенной заправкой и большей грузоподъёмностью. Блок ДМ-03 был использован для запуска тройки спутников ГЛОНАСС-М, при этом вывод на орбиту завершился неудачно.

Отношение к выводу из эксплуатации блока ДМ несколько изменилось после аварий РБ "Бриз-М" в 2006 году при запуске "Арабсат-4А" и в 2008 году при запуске АМС-14, и, возможно, блок ДМ останется в эксплуатации для подстраховки и как опция для коммерческих заказчиков.

Разгонный блок ДМ-SL установил 19 августа 2012 года рекорд по точности выведения при запуске. В настоящее время (на 20 августа 2012) является единственным блоком семейства Д разрешенным к применению.

5.2 Модификации

1) Блок Д (11С824) - прототипом данного блока, является блок Д, разработанный ОКБ-1, в качестве пятой ступени комплекса Н1-Л3, части советской лунно-посадочной пилотируемой программы. На блоке "Д" комплекса Л3 устанавливался двигатель 11Д58 разработки ОКБ-1. Двигатель 11Д58, выполненный по замкнутой схеме, впервые должен был обеспечивать многократный запуск в условиях космического пространства и невесомости с помощью раскрутки бустерного бакового турбонасосного агрегата окислителя сжатым газом из автономной газобаллонной секции пневмогидросистемы пуска блока "Д". В процессе пневмозапуска насос окислителя создавал значительный напор (около 10 кг/см 2), что обеспечивало надёжное заполнение неохлажденного тракта окислителя жидким кислородом и начальный уровень расхода газогенераторного газа через турбину основного ТНА, необходимые для выхода двигателя на нормальный режим. Такая схема обеспечивала минимальные потери кислорода на захолаживание ДУ. Для уменьшения теплового притока к окислителю (переохлажденный кислород с температурой до?193°С) была принята сферическая форма бака окислителя с экранно-вакуумной теплоизоляцией, а все соединения выполнены с помощью тепловых мостов. Бак горючего, внутри которого располагался двигатель, имел форму тора. На блоке впервые были применены технические решения, которые впоследствии стали классическими в ракетной технике (например, использование баковых преднасосов, входящих в состав двигателя, и хранение гелия в баллонах, погруженных в жидкий кислород).

2) ДМ (11С86) - модификация блока "Д", разработанная для выведения на геостационарную орбиту спутников связи и телевидения, разработки КБ ПМ (Главный конструктор М.Ф. Решетнёв). Спутники связи не имели аппаратуры управления ракетным блоком, поэтому блок "Д" был оснащен самостоятельной системой управления, расположенной в герметичном приборном отсеке тороидальной формы, в котором также размещалась аппаратура телеметрии и командной радиолинии. Приборный отсек был установлен на специальной ферме над баком окислителя и имел систему терморегулирования. На блоке "Д" был установлен двигатель 11Д58М, разработанный в НПО "Энергия" под руководством Б.А. Соколова. Данный двигатель серийно изготавливается на Воронежском механическом заводе. Модифицированный разгонный блок имел время активного существования 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. В настоящее время используются разгонные блоки моделей ДМ-2, ДМ-2М и ДМ-03 производства РКК "Энергия", у которых количество включений было увеличено до 5.

5.3 Разработка

Разработка блока "ДМ" началась в 1969 году. Блок этой модификации с 3 августа 1973 г. по 30 июля 1975 г. прошёл шесть огневых испытаний, в процессе которых блок заправлялся по два-три раза, а двигатель включался по 4-5 раз. Эксплуатируется с РН "Протон" с 1974 г.

Характеристики:

- Сухая масса разгонного блок "ДМ" - 3420 кг,

- Масса отделяемых в полёте элементов - 1090 кг;

- Массу КА, выводимых на ГСО, - до 2600 кг;

- Заправляемый запас компонентов топлива - 15050 кг;

- Длина - 6280 мм

- Ширина (диаметр) - 3700-4100 мм

- Тяга двигателя 11Д58М в пустоте - 8550 кгс

- Удельная тяга (в пустоте) - 361 с

Блок "ДМ" состоит из: маршевого двигателя; двух двигательных установок стабилизации и ориентации; сферического бака окислителя; тороидального бака горючего; приборного отсека; аппаратуры командно-измерительного комплекса; отделяемых в полете нижнего и среднего переходников. Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при доверительном уровне 0,9. Каждый двигатель проходит контрольные испытания без переборки с использованием прогрессивных средств диагностирования технического состояния.

Список использованных источников

1. Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Разгонные блоки. Ядерные энергетические установки космических аппаратов. Ядерные ракетные двигатели. // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с.

2. Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Проектные проработки перспективных разгонных блоков // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с.

3. http://space. skyrocket. de/doc_stage/fregat. htm

4. http://www.laspace.ru/rus/fregat_construction. php

5. Куренков В.И., Конструкция и проектирование изделий ракетно-космической техники. Часть 2. Основы проектирования ракет-носителей. - Самара, 2012.

Приложение А

Конструктивно-компоновочная схема РБ "Фрегат"

Обозначения

1 - головной обтекатель

2 - верхний бак РН

3 - переходник

4 - полезная нагрузка - малогабаритные спутники

5 - разгонный блок

6 - ферма для установки полезной нагрузки

Размещено на Allbest.ru

...

Подобные документы

контрольная работа , добавлен 15.10.2010

Особенности и основные способы проектирования электрореактивной двигательной установки космического аппарата. Этапы разработки циклограммы энергопотребления, анализ чертежа движителя. Характеристика космических электроракетных двигательных установок.

дипломная работа , добавлен 18.12.2012

Понятие и особенности спускаемой капсулы, ее назначение и компоновка, процесс спуска с орбиты. Конструкция спускаемой капсулы, контейнер для носителя информации, корпус, теплозащитное покрытие, двигатель мягкой посадки. Размещение аппаратуры и агрегатов.

реферат , добавлен 31.07.2010

Ограниченная круговая задача трех тел и уравнения движения. Типы ограниченных орбит в окрестности точек либрации и гравитационная задача. Затенённость орбит и моделирование движения космического аппарата. Проекция долгопериодической орбиты на плоскость.

курсовая работа , добавлен 01.07.2017

Изучение факторов, действующих на организм в условиях космического полета и изменений в различных системах организма. Особенности протекания физических процессов и бытовых действий на борту космического аппарата. Подготовка космонавтов к невесомости.

реферат , добавлен 23.10.2013

Описание кометы как тела Солнечной системы, особенности ее строения. Траектория и характер движения этого космического объекта. История наблюдения астрономами движения кометы Галлея. Наиболее известные периодические кометы и специфика их орбиты.

презентация , добавлен 20.05.2015

Выбор места посадки космического аппарата на Луну. Поиск точек либрации. Определение видимости КА без учета лунного рельефа. Расчет угла места КА над горизонтом. Реализация алгоритма на языке С++. Разработка программы для оптимального места посадки.

дипломная работа , добавлен 08.02.2017

Разработка конструкции двигателей летательных аппаратов. Выбор оптимальных материалов корпуса и соплового блока на примере тормозного ракетного твердотопливного двигателя трехблочной системы посадки космического летательного аппарата "Восход" на Землю.

курсовая работа , добавлен 07.03.2013

История создания орбитального корабля "Буран", его назначение. Подготовка запасного аэродрома в Крыму. Технические характеристики космического челнока, особенности его выведения на орбиту и возвращения. Единственный полет корабля в автоматическом режиме.

реферат , добавлен 11.03.2014

Ракетоносители сверхлегкого, легкого и среднего класса. Возможные варианты компоновки ракетоносителя "Энергия". Общий вид кислородно-водородного разгонного блока. Главные особенности материкового (наземного), морского и воздушного способа старта.

Разгонный блок КВРБ(КВТК)

Государственный космический научно-производственный центр имени М.В.Хруничева ведет разработку кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ) (КВТК) для модернизированной ракеты-носителя
"Протон-М" и РКН «Ангара А5». Создание кислородно-водородного разгонного блока базируется на основе разработанного в КБХМ жидкостного ракетного двигателя КВД-1.

Конструкция разгонного блока позволяет выполнять длительный полет в условиях космического пространства (до 7, 5 часов) и осуществлять многократное (до 5 раз) включение маршевого двигателя в процессе полета.

Маршевый двигатель устанавливается неподвижно в конической нише, расположенной на нижнем днище бака окислителя. В качестве маршевого двигателя КВРБ используется модернизированный жидкостный ракетный двигатель КВД-1М с турбонасосной системой подачи топлива и дожиганием генераторного газа в камере сгорания. Для управления КВРБ на активных участках полета используются две рулевые камеры, установленные в кардановых подвесах, допускающих отклонение камер в двух плоскостях. Питание рулевых камер основными компонентами топлива осуществляется от турбонасосного агрегата маршевого двигателя. На нижнем днище бака окислителя установлены два блока двигательной установки малой тяги для стабилизации и ориентации кислородно-водородного блока на пассивных участках полета, а также осадки топлива перед запусками маршевого двигателя. В качестве компонентов топлива в двигательной установке малой тяги используются азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин.

В составе двигательной установки имеется система регулирования соотношения расходуемых компонентов топлива, которая обеспечивает одновременное и полное расходование топлива из баков. Наддув бака окислителя и управление пневмоклапанами осуществляется гелием, хранящимся в шаробаллонах, расположенных в баке окислителя. Наддув бака горючего осуществляется газообразным водородом, отбираемым от маршевого двигателя.

Конструкция и характеристики КВРБ позволяют использовать его совместно не только с РН "Протон-М", но и с целым рядом существующих и перспективных РН среднего и тяжелого классов "Ангара", "Зенит", "Энергия-М", а также Ariane-5.

Двигатель КВД-1М выполнен по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа. Поддержание и изменение режима работы двигателя по тяге и соотношению массовых расходов компонентов топлива осуществляется при помощи дросселей, установленных на магистралях питания окислителем генератора и камеры. Дросселирующие элементы дросселей перемещаются электрическими приводами по командам от системы управления разгонного блока. Запуск и останов двигателя осуществляется при помощи агрегатов автоматики, управляемых гелием, подаваемым через функционирующие по программе электропневмоклапаны пневмосистемы РБ. В процессе запуска и останова двигателя производится продувка полостей окислителя камеры и газогенератора гелием, подаваемым на изменение режима работы двигателя по тяге и по соотношению массовых расходов компонентов топлива, которое осуществляется при помощи дросселей, установленных на магистралях питания окислителем генератора и камеры. Дросселирующие элементы дросселей перемещаются электрическими приводами по командам от системы управления разгонного блока. Запуск и останов двигателя осуществляется при помощи агрегатов автоматики, управляемых гелием, подаваемым через функционирующие по программе электропневмоклапаны пневмосистемы РБ. В процессе запуска и останова двигателя производится продувка полостей окислителя камеры и газогенератора гелием, подаваемым из пневмосистемы разгонного блока. Воспламенение компонентов топлива в камере и газогенераторе осуществляется при помощи пиротехнических устройств.

Двигатель может работать совместно с бустерными турбонасосными агрегатами окислителя и горючего, создающими необходимые давления компонентов топлива для бескавитационной работы насосов его турбонасосного агрегата. Двигатель снабжен шар-баллоном для раскрутки ТНА при первом запуске ЖРД. Для последующих запусков шар-баллон может быть заполнен водородом высокого давления, отбираемым из выходного коллектора камеры двигателя.

Характеристики двигателя:

Компоненты топлива - жидкий кислород и жидкий водород. Управляющий газ – гелий. Рп = 7,100тс(69,6кН)

t = 800 с (одного включения - 600 с)

рк = 57 кгс/см 2

ргг = 82,3 кгс/см 2

птна = 42000 об./мин.

Токисл. = 81 К

Тгор. = 21,9 К

Число включений 3

Мдв. = 282 кг

Dдв. = 1580мм

hдв. = 2140 мм

Начало летных испытании КВРБ с модернизированной РН "Протон-М" проводилось в 2003 г. Рп = 7,503 тс (73,58 кН);In = 461 с.

Количество включений - до 5. Впервые в мире в августе 1997 г. испытан ЖРД на основе КВД-1, в котором вместо жидкого водорода использовался сжиженный природный газ. В двигателе осуществлялось дожигание газогенераторного газа (с избытком горючего) после турбины. Он оснащен системой обеспечения многократного запуска. Специально разработана рулевая камера небольшой тяги, работающая на СПГ и ЖК.

Второе испытание двигателя на СПГ проведено в мае 1998 г. Рулевая камера прошла испытания на 5 включений общей продолжительностью
250 с. Рп = 5,500...6,800 тс (53,92...66,66 кН)

рк = 3,2...4,4...6,ЗМПа

Для рулевой камеры:

Рп = 200кгс(1,96кН)

Кт = 1,4...1,6

1.4 Разгонный блок «ДМ»

Разгонный блок "ДМ" предназначен для применения на РН
"Протон-К", "Протон-М" и "Зенит-3"и может быть предложен на РКН «Ангара А5». При выведении КА на геостационарную орбиту РН может работать по двух - или трехимпульсной схеме.При этом в зависимости от заданной долготы стояния спутника на геостационарной орбите меняется время нахождения блока на промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которое может составлять от 7 до 21 часа.Во время полета разгонный блок может функционировать или полностью в автономном режиме, или управляться по радиоканалам с Земли.

Основные массово-габаритные параметры блока следующие:

максимальная длина – 6,28 м;

диаметр в средней части - 3,7м;

диаметр по стыку с РН - 4,1 м;

масса сухого блока без сбрасываемых элементов - 2200 кг;

масса КРТ и газов - 15095 кг;

в том числе:

окислитель - жидкий кислород - 10610 кг,

горючее - керосин (РГ-1) - 4330 кг.

Конструктивно-компоновочная схема блока представлена на рисунке 7. Основным силовым элементом конструкции является межбаковый отсек, к верхнему шпангоуту которого стыкуется ферма крепления приборного контейнера. Эта же ферма используется и для крепления космического аппарата, который устанавливается на кольцевом шпангоуте, расположенном на внутреннем ярусе фермы. Межбаковый отсек в верхней своей части имеет узлы крепления фермы, к которой присоединен шаровый бак окислителя. К нижней части межбакового отсека пристыкована двухъярусная ферма, которая используется для крепления торового бака горючего и маршевого двигателя.

Бак окислителя, в котором размещается жидкий кислород, содержит внутреннюю арматуру, магистрали заправки и слива, наддува и дренажа, указатель наполнения бака при заправке и внутрибаковые перегородки. Внутри бака размещены два шар-баллона с гелием, который используется для наддува баков, продувок, раскрутки турбин бустерных насосных агрегатов и ряда других целей. Внешняя поверхность бака и расходные магистрали закрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ) и гермочехлом. Внутренняя-полость под чехлом при подготовке к пуску продувается предварительно осушенным азотом и гелием.

Бак горючего имеет торовую форму и размещен в нижней части разгонного блока.Он закреплен на внешнем ярусе двухъярусной фермы и имеет также дополнительное крепление по внутреннему контуру этой фермы. С целью уменьшения остатков незабора компонента бак горючего наклонен относительно продольной оси на 3 градуса. Внешняя ее поверхность частично закрыта ЭВТИ, а на верхнем его днище и на двухъярусной ферме размешены элементы системы управления и системы телеизмерений, а также арматура ПГС двигателя. ЖРД РД-58М многократного запуска, с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Он закреплен в карданном подвесе на внутреннем ярусе двухъярусной фермы. Такая установка двигателя позволяет производить управление по каналам тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное сопло, работающее на горячем генераторном газе, частично отбираемом после турбины ТНА и обеспечивающем работу турбин бустерных насосных агрегатов окислителя и горючего. Последние располагаются непосредственно на выходе из соответствующих баков. В состав ЖРД РД58М входят также блок многократного запуска и агрегаты автоматики с пневмоуправлснием. Кроме того, на блоке "ДМ" установлены два двигателя системы обеспечения запуска, которые закреплены на нижнем днище бака горючего и предназначены для создания начальной осевой перегрузки. Они работают на гидразине и включаются перед запуском основного ЖРД. Для предотвращения теплового воздействия истекающей газовой струи на элементы конструкции и ЖРД используется донная защита, которая представляет собой сваренный из трубок каркас, обтянутый ЭВТИ. Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного контейнера.Он закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования. Разгонный блок комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и цилиндрический переходник.

Блок «ДМ» разработан и производится НПО "Энергия», эксплуатируется с РН «Протон» с 1974 года, а его прототип - блок »Д» - с 1967 года.

Рисунок 7 - Разгонный блок «ДМ»:

1 - межбаковый отсек; 2 - ферма крепления приборного отсека, 3-приборный отсек, 4 - внутрибаковые перегородки, 5 - патрубок наддува и дренажа, 6 - указатель наполнения бака при заправке, 7 -баллон с гелием; 8 - сбрасываемый переходный отсек; 9 - бак окислителя; 10- двухярусная ферма; 11 - бак горючего; 12 - блок многократного запуска; 13-карданный подвес двигателя; 14-ЖРД РД-58М; 15-донная тепловая защита; 16-конический переходный отсек.

Рисунок 8 - а – конструктивно-компоновочная схема разгонного блока«ДМ»; б – блок «ДМ» в МИКе космодрома на испытаниях

Блок «ДМ» состоит из:

Маршевого двигателя;

Двух двигательных установок стабилизации и ориентации;

Сферического бака окислителя;

Тороидального бака горючего;

Приборного отсека;

Аппаратуры командно-измерительного комплекса;

Отделяемых в полете нижнего и среднего переходников.

Блок «ДМ» существует в двух модификациях: с аппаратурой командно-измерительного комплекса, размещаемой в приборном отсеке, и без нее, когда для решения задач управления и измерения используется аппаратура космического аппарата.

Двигатель 11Д58М является представителем семейства кислородно-углеводородных ЖРД, разработанных НПО "Энергия» (1970-1973 гг.) для разгонных блоков, обеспечивших реализацию большинства национальных программ исследования космоса.

Компоненты топлива:

Окислитель - жидкий кислород с температурой от минус 194 до минус 177° С;

Горючее - нафтил (керосин) или синтин. Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при доверительном уровне 0.9. Каждый двигатель проходит контрольные испытания без переборки с использованием прогрессивных средств диагностирования технического состояния.

Жидкостной ракетный двигатель 11Д58М разработан в НПО «Энергия» под руководством Б. А. Соколова. Серийно изготавливается на Воронежском механическом заводе.

Контрольные вопросы

1 Каковы условия полета РБ?

2 В чем отличие конструкции РБ от конструкции РН и КА?

3 Схема выведения КА с помощью РБ.

4 Особенности конструктивного построения РБ «ДМ».

5 Особенности конструктивного построения РБ «Фрегат».

6 Особенности конструктивного построения РБ «Бриз-М».

7 Особенности конструктивного построения блока выведения «Икар».

8 Особенности конструктивного построения блока «И» РН «Молния-М»..

9 Особенности конструктивного построения блока «Л» РН «Молния-М».

Литература

1. Советская космонавтика. М.: Машиностроение, 1981.

2. Военно-космические силы. М.: ЦИПК, 1992.

3. Вольский А.Н. Космодром. М.: ВИМО, 1997.

4. На земле и в космосе. Под редакцией И.В.Бармина. М.: Д.С.»Полиграфикс РПК», 2001.

5. Корнеев Н.М., Неустроев В.Н. Генеральный конструктор В.П.Бармин.М,: 1999.

6. Кожухов В.С., Соловьев В.Н. Комплексы наземного оборудования ракетной техники. М.: АСКОНТ, 1988.

7.Козлов В.В. Основы проектирования ракетно-космических комплексов. М.: Издательство ВИКУ им. А.Ф.Можайского, 1999.

8. Горлин С.М. Экспериментальная аэромеханика. М.: 1970.

9. Попов В.Н., Расторгуев Б.С. Вопросы расчета и конструирования специальных сооружений. М.: Стойиздат, 1980.

10. Евсеев И.М. Опережая время. М.: ООО «Биоинформсервис», 1999.

11. Бирюков Г.П., Кобелев В.Н. Основы построения ракетно-космических комплексов. М.: Издательско-типографский центр МАТИ им. К.Э.Циолковского, 2000.

15. Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет. г.Челябинск, Издательство ЧГТУ, 1996год

16. Пенцак И.Н. Теория полёта и конструкция баллистических ракет. М., Машиностроение, 1974, 344 с.

16. Алифанов О.М., Андреев А,Н., Гущин В.Н. и др. Баллистические ракеты и ракеты-носители: Пособие для студентов вузов. Москва, 2004, 512 с.

17. Паничкин Н.И., Слепушкин Ю.В. и др. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1986, 344 с.

18. Оболенский Е.П., Сахаров Б.И., Сибиряков В.А. Прочность летательных аппаратов и их агрегатов. М., Машиностроение, 1995, 504 с.

19. Алатырцев А.А., Алексеев А.И. и др. Инженерный справочник по космической технике.

21. Моссаковский В.И., Макаренков А.Г., и др. Прочность ракетных конструкций, Москва, Высшая школа, 1990, 359 с.

22. Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотных летательных аппаратов /под ред. А.А. Лебедева/ - М.: Машиностроение,
1980 г.

23. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета: траектории летательных аппаратов. – М. Машиностроение, 1969 г.

24. Колесников К.С. Динамика ракет. Учебник для вузов – М.: Машиностроение, 1980 г.

25. Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация.- М.: Машиностроение, 1982 г.

26. Лебедев А.А., Красильщиков М.Н., Малышев В.В. Оптимальное управление движением космических аппаратов М: Машиностроение, 1974 г.

27. Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий. / Под ред. М.Н. Красильщикова и Г.Г. Себрякова – М.: ФИЗМАТЛИТ, 2003 г.

28. Помыкаев И.И. Инерциальный метод измерения параметров движения летательных аппаратов – М.: Машиностроение, 1969 г.

29. Балк М.Б. Элементы динамики космического полета. М.: Наука, 1965 г.

30. Бромберг П.В. Теория инерциальных систем навигации – М.: Наука,
1979 г.

31. Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М. Кудрявцева М.: Высш. Школа, 1983г.

32. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования / Под ред. Д.А. Ягодникова - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006 г.

Разгонные блоки (РБ), часто называемые межорбитальными буксирами, обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на орбиту или направление их на "отлетные" и межпланетные траектории. Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением (как правило, приращением) скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение его маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов и более) участки пассивного (по инерции) полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения (чаще всего, ЖРД), а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА, а также создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА, так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

Первый в мире РБ - блок "Е" для РН «Союз» был создан в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева для обеспечения полета КА "Луна-1", стартовавшего 2 января 1959 года. В дальнейшем этот блок стал использоваться в качестве третьей ступени РН типа "Восток". Входящий в его состав маршевый кислородно-керосиновый ЖРД РД-7 был создан в рекордно короткие сроки (6 месяцев) на базе камеры разработки М.В.Мельникова и турбонасосного агрегата С.А. Косберга.

Позже в Центральном КБ экспериментального машиностроения (так стало называться ОКБ-1) под руководством М.В.Мельникова был также создан кислородно-керосиновый ЖРД С1-5400 и для второго отечественного РБ - блока "Л". Этот двигатель, являясь первым в мире ЖРД с дожиганием генераторного газа на данных компонентах, обладал высоким удельным импульсом и большим ресурсом работы, что обеспечило его успешную и длительную эксплуатацию в составе РН "Молния". Блок "Л" широко использовался для полетов межпланетных КА типа "Луна", "Венера" и "Марс", а также часто применялся для запуска солнечных обсерваторий "Прогноз" и спутников

связи "Молния" на высокоэллиптические орбиты.

Однако основной прорыв в создании многопрофильных РБ состоялся в конце 60-х годов и был связан с осуществлением проекта «Н1-ЛЗ», предназначавшегося для выполнения лунной экспедиции. Тогда было создано сразу два достаточно мощных РБ - блоки "Г" и "Д", входивших в состав головного блока ЛЗ. Оба блока также использовали в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, а их двигатели создавались в ЦКБ ЭМ путем модернизации и форсирования ЖРД С1-5400 блока "Л". К сожалению, блок «Г» после прекращения работ по программе Н1-ЛЗ применения не нашел, а вот блок "Д", по предложению С.П.Королева, был установлен на РН "Протон-К" для осуществления проекта УР-500К-Л 1 - первого этапа пилотируемой лунной программы. После закрытия этой программы блок "Д" активно использовался для полетов автоматических станций к Луне, Венере и Марсу. В настоящее время его применение стоит в планах очередных межпланетных экспедиций.

Блок "Д" оказался очень удачным для выведения полезных грузов на геостационарную орбиту. В 1974 году он прошел первые летные испытания в этом качестве, был модернизирован и с 1976 года для запуска КА на геостационарную орбиту используется его модификация - блок "ДМ". Блок "ДМ" в отличие от блока "Д"имеет автономный приборный отсек с собственной системой управления.За прошедшие годы претерпел модернизацию и ЖРД РД-58 блока "Д". В настоящее время блоки "Д" и "ДМ" комплектуются двигателем РД-58М, разработанным уже в НПО "Энергия" под руководством Б.А. Соколова, сменившего М.В. Мельникова на посту Главного конструктора. ЖРД РД-58М, в отличие от предыдущей модификации, может работать на синтине взамен керосина, что дает существенное приращение удельного импульса. Кроме того, число включений двигателя доведено до 7.

Заметим также, что С.П. Королев еще при подготовке проекта Н1-ЛЗ строил планы замены на верхних ступенях РН Н1 кислородно-керосиновых РБ (блоков "Г" и "Д") на один кислородно-водородный. Поэтому в ОКБ-1 параллельно с разработкой блоков "Г" и "Д" велись работы по созданию совершенного кислородно-водородного ЖРД (под руководством М.В.Мельникова) и мощного разгонного блока на его основе. Окончательно не прекратились эти работы и после смерти С.П.Королева. Они шли в рамках разработки под руководством В.П. Мишина новой, более совершенной программы экспедиции на Луну. Работы по мощному кислородно-водородному РБ были доведены до стадии выпуска проектной документации на летное изделие. Причем сам блок был разработан в отделе ОКБ-1, осуществлявшем ранее работы по РН Н1, а двигатель РД-56 для него был создан к 1974 году в ОКБ А.М.Исаева. Это был первый в мире кислородно-водородный ЖРД с дожиганием генераторного газа. В то время он занимал лидирующее положение в области экономичности, ресурса и надежности. Причем, работы в ОКБ Исаева над РД-56 дошли до стадии завершающих стендовых испытаний ЖРД.

В мае 1974 года ЦКБ ЭМ вошло в состав вновь созданногоНПО"Энергия", Генеральным конструктором которого был назначен В.П. Глушко. Новый Генеральный конструктор тогда не до конца понимал перспективы водородных топлив, к тому же он был с самого начала ярым противником проекта Н1-ЛЗ. Под его "горячую" руку и попал проект мощного кислородно-водородного РБ, работы над которым были прекращены. И только сравнительно недавно этот проект был возрожден, и на базе ЖРД РД-56 планируется создание нового кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), который предполагается использовать на перспективных РН. В частности, запланировано установить КВРБ вместо блока "ДМ" на РН "Протон-М" в рамках начавшейся ее модернизации,

В других КБ работы по созданию РБ ограничивались использованием высококипящих КРТ. Так, в НПО "Южное" для РН "Циклон" был разработан РБ С5М на азотном тетроксиде и НДМГ. Он применяется в качестве третьей ступени РН "Циклон-3".

В последнее время для тех же компонентов топлива разработаны еще два перспективных РБ. Один из них - РБ "Фрегат" - создан в НПО им. С.А. Лавочкина. Он допускает до 20 включений маршевого ЖРД в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. Оно размешено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости использованы в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого ЖРД, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама данного кардана крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к соответствующему топливному баку. На РБ "Фрегат" имеется также двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого ЖРД. Она работает на каталитическом разложении гидразина, запас которого (около 85 кг) размещен в двухнебольших сферических баках. Каждый из микродвигателей даннойДУ имеет тягу 50 Н при удельном импульсе 2250 Н*с/кг. Наддув баков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием.

Второй перспективный РБ на АТ и НДМГ "Бриз" разработан в КБ "Салют". Он обеспечивает до 25 включений маршевогоЖРД и имеетрабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек - цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнееимеет сложнуюформу и образует полусферическую нишу. Эта ниша проходитчерез бакгорючего и образована внутреннейконической обечайкой бака.

Коническая обечайка приваренавверху к нижнему днищу бака окислителя, а внизу - к нижнему сферическому днищу бака горючего. В нише топливного отсека размещенмаршевый ЖРД.

В отличие от "Фрегата", имеющего большой диаметр и небольшие продольные размеры, "Бриз", наоборот, имеет небольшой диаметр и существенно большую длину. Это позволяет при прочих почти одинаковых ТТХ (см. табл.б.1) применять на РН тот или инойРБ в зависимости от условий его компоновки на РН и размеров КА.Присоздании РБ "Бриз" большое внимание было уделено улучшению его эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку блока компонентами ракетного топлива предусмотрено производить в заводских условиях с последующей ампулизаиией блока. Подобная технология используется для БРПЛ.

Основные тактико-технические данные существующих и разрабатываемых разгонных блоков представлены в таблице 1.

Заправка РБ высококипящими компонентами ракетных топлив и сжатыми газами осуществляется на станциях заправки КА космодрома, низкокипя-

щими компонентами - на стартовом комплексе РКК.

Заправку перспективного РБ «Фрегат» предусмотрено проводить в заво-

дских условиях с последующей ампулизацией топливных баков (отсеков).

Подампулизацией понимается полная изоляция топливного бака от окружающей среды по газовым и гидравлическим каналам.

Дляпредотвращения механического повреждения топливных баков при изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив проводится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).

Таблица 1. Основные тактико-технические данные РБ

Название РБ	Компоненты РТ (О + Г)	Тяга ДУ,	Время работы ДУ, с	Число включений	РН,на которой применяется РБ
БРИЗ	АТ+НДМГ				«Рокот»,»Ангара», «Протон-М»
КВРБ	Кислород+водород				«Протон-М», «Ангара»
	Кислород+керосин				«Протон-К» «Зенит-3»

изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив проводится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).

Применение кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), двига-

тельная установка которого по удельному импульсу (т.е. по энергетическому совершенству) на 18- 28% превосходит двигательные установки РБ на других КРТ, позволит РН «Протон-М» и «Ангара А5» выводить на геостационарную орбиту полезный груз массой 4,2 т (для сравнения, РН «Протон - К» с РБ ДМ выводит на ГСО 2,4т).

Важнейшей составной частью системы средств выведения являются разгонные блоки (РБ), называемые также межорбитальными буксирами. Разгонные блоки обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на орбиту или направление их на отлетные и межпланетные траектории. Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА, так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

Разгонный блок “ДМ” предназначен для применения на РН “Протон-К”,”Протон-М” и “Зенит-3”. В 1974 г. прошел первые летные испытания для запуска КА на геостационарную орбиту разгонный блок “Д”, созданный в конце 1960-х гг. для лунной экспедиции. В последующем он был модернизирован, и с 1976 г. для запуска КА на ГСО используется его модификация – блок “ДМ”.

При выведении КА на ГСО РН может работать по двух- или трехимпульсной схеме. При этом в зависимости от долготы стояния КА на ГСО меняются время нахождения РБ на промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которое может составлять от 7 до 21 ч. Во время полета РБ может функционировать или полностью в автономном режиме, или управляться по радио-каналам с Земли.

Двигатель разгонного блока ЖРД РД-58М многократного запуска с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Работает на компонентах топлива: окислитель – жидкий кислород, горючее – керосин (РГ-1). Двигатель закреплен в карданном подвесе на внутреннем ярусе двухъярусной фермы. Такая установка двигателя позволяет производить управление по каналам тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное сопло,работающее на горячем генераторном газе. В состав ЖРД РД-58М входят также блок многократного запуска и агрегаты автоматики с пневмоуправлением. Кроме того, на РБ установлены два двигателя сис-темы обеспечения запуска, которые закреплены на нижнем днище бака горючего и предназначены для создания начальной осе-вой перегрузки. Они включаются перед запуском основного ЖРД. Для предотвращения теплового воздействия истекающей газовой струи на элементы конструкции и ЖРД используется донная защита, которая представляет собой сваренный из трубок каркас, обтянутый ЭВТИ.

Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного контейнера и закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования. Разгонный блок “ДМ” комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и ци-линдрический переходник. Масса сухого блока без сбрасываемых элементов – 2200 кг, максимальная длина – 6,26 м, максимальный диаметр – 4,1 м, масса КРТ и газов – 15 095 кг.

Разгонный блок “Фрегат” создан в НПО им. С.А. Лавочкина для использования в составе РН “Союз-2”. Он допускает до 20 включений маршевого двигателя в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. ЖРД работает на компонентах топлива AT + НДМГ. Топливо размещено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости используются в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого двигателя, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама кардана крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к соответствующему топливному баку. На РБ “Фрегат” имеется также двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого двигателя. Ее работа основана на каталитическом разложении гидразина, запас которого (-85 кг) размещен в двух небольших сферических баках. Наддувбаков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием. Первый запуск РБ “Фрегат” по программе летных испытаний успешно осуществлен 9 февраля 2000 г. в составе РН “Союз”.

В ГКНПЦ им. М.В. Хруничева создан разгонный блок “Бриз-М”, предназначенный для замены блоков серии “Д”/”ДМ” и использования в составе РН “Протон-К” и “Протон-М”. Новый разгонный блок позволит повысить массу полезной нагрузки, доставляемой на геостационарную орбиту, до 3 т. С 1999 г. РБ “Бриз-М” проходит летные испытания.

РБ “Бриз-М” состоит из центрального блока и окружающего его сбрасываемого тороидального дополнительного топливного бака. 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. Эта ниша проходит через бак горючего и образована внутренней конической обечайкой бака. Коническая обечайка приварена вверху к нижнему сферическому днищу бака окислителя, а внизу – к нижнему сферическому днищу бака горючего.

Маршевый ЖРД, имеющий возможность многократного (не менее 10) включения, установлен в нише, внутри топливного бака центрального блока. ЖРД малой тяги, работающие на тех же компонентах топлива, что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и стабилизацию РБ во время автономного полета, а также поджатие топлива в баках при запусках маршевого двигателя. Установленная в приборном отсеке инерциальная система управления обеспечивает управление полетом РБ “Бриз-М” и его бортовыми системами. РБ оснащен также системой энергопитания и аппаратурой для сбора телеметрической информации и для внешнетраекторных измерений. При создании РБ “Бриз-М” большое внимание было уделено улучшению его эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку РБ компонентами топлива предусматривается производить в заводских условиях с последующей ампулизацией блока.

Принципиальной особенностью конструкции РБ “Бриз-М” является использование многих систем и агрегатов от РБ “Бриз-КМ”, созданного для РН “Рокот”. Для повышения грузоподъемности РБ “Бриз-М” на нем применены сбрасываемые тороидальные топливные баки помимо основных на центральной части блока. Кислородно-водородный разгонный блок (КВРБ) разрабатывается в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева для использования с РН “Протон-М”, а в перспективе – с РН тяжелого класса “Ангара”. Создание КВРБ потребовалось для вывода на высокие орбиты перспективных российских космических аппаратов и расширения спектра услуг на рынке коммерческих пусков. Прообразами этого блока стали нереализованный проект ГКНПЦ им. М.В. Хруничева криогенного разгонного блока “Шторм” и созданный для индийской РН GSLV кислородно-водородный блок 12КРБ.

В ходе проектирования КВРБ были также разработаны несколько его вариантов для применения в составе РН “Зенит” и Arian-5, однако эти варианты пока не нашли своих заказчиков. КВРБ выполнен по одноступенчатой схеме и состоит из верхнего переходника, бакового отсека, двигательного отсека и проставки между КВРБ и РН. Баки КВРБ – несущие, расположены последовательно: сверху – бак жидкого кислорода, снизу – бак жидкого водорода.

Система управления и бортовой измерительный комплекс КВРБ создаются на базе аналогичных систем разгонного блока “Бриз-М”. Электронные блоки этих систем установлены на верхнем переходнике. Переходник имеет также стыковочный элемент для установки на КВРБ космических аппаратов как российского, так и иностранного производства. Рассматриваются два варианта маршевого двигателя КВРБ: РД-0146 разработки КБХА и КВД-1М разработки КБХМ. Двигатель РД-0146 создается на базе американского двигателя RL10A-4-1 совместно КБ химавтоматики и компанией Pratt & Whitney. Изготавливаться двигатель будет в Воронеже. Маршевый двигатель имеет тягу в пустоте около 10 тс. Он крепится в карданном подвесе для управления направлением вектора тяги по тангажу и рысканию. Для управления по вращению устанавливаются два блока рулевых микродвигателей.

Возможен многократный запуск двигателя для вывода полезной нагрузки в заданную точку. Проставка двигательного отсека позволяет блоку при минимальных изменениях стыковаться с РН “Протон-М”, “Ангара” и другими носителями. Заправка топливом, сжатыми газами, обеспечение температурных режимов пожаробезопасности, электрические связи осуществляются через отрывные бортовые разъемы, находящиеся на самом блоке. Число магистралей и электрических связей с РН минимально, что упрощает адаптацию РБ к различным носителям.

Головным изготовителем КВРБ будет Ракетно-космический завод (РКЗ) ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. Работа над эскизным проектом ведется в тесном взаимодействии с технологическими службами завода и КБ “Салют”,так как часть необходимых технологий уже освоена опытным производством КБ “Салют” при изготовлении индийского блока 12КРБ. Баки и часть конструкции блока покрыты комбинированной теплоизоляцией, а весь блок находится под головным обтекателем. Пространство между КВРБ и обтекателем разбито диафрагмами на несколько зон для обеспечения пожаробезопасности и необходимых температурных режимов.

Одним из первых космических экспериментов было фотографирование Земли, показавшее, как много могут дать наблюдения из космоса для открытия и разумного использования природных ресурсов. Задачи по разработке комплексов фото- и оптикоэлектронного зондирования земли, картографирования, исследования природных ресурсов, экологического мониторинга, а также по созданию ракет-носителей среднего класса на базе ракет Р-7А выполняет бывший филиал № 3 ОКБ,…

В Испании под руководством Испанского национального института аэрокосмических технологий INTA, финансируемого министерством обороны, разрабатывается проект трехступенчатого твердотопливного легкого носителя Capricornio (“Козерог”) для запуска малых КА. Первая ступень РН представляет собой американский РДТТ Castor-4B, a верхние ступени – испанской разработки. Стартовая масса РН, имеющей длину 18,25 м, составляет 15 т. РН способна выводить на низкие околоземные…

Нынешняя реструктуризация аэрокосмической промышленности США – самый широкомасштабный процесс за всю послевоенную историю. С 1990 г. состоялось более 30 сделок по слияниям и поглощениям. Сюда относятся как крупные приобретения одними компаниями отдельных подразделений других фирм, так и слияния самих корпораций с образованием фирм с новым названием. Однако было бы упрощением рассматривать проходящие в зарубежной аэрокосмической…

Получаемые из космоса фундаментальные данные чрезвычайно важны для понимания глубинных космических процессов и их влияния на Землю. Возможность внеатмосферных наблюдений чрезвычайно важна для астрономических исследований. Земная атмосфера, состоящая из азота, кислорода и других газов, сильно поглощает излучение звезд, и наземные телескопы могут наблюдать его в узких спектральных окнах прозрачности. Между тем звезды излучают в очень…

Развитие орбитальных средств различного назначения характеризуется ростом общего уровня их энергопотребления и соответственно энерговооруженности, а следовательно, и срока активного существования. В частности, уровень энергопотребления бортовой ретрансляционной аппаратуры и служебных систем коммуникационных геостационарных КА нового поколения будет составлять до 5-10 кВт при уровне энерговооруженности 1,4-2,0 Вт/кг, что примерно в 2-3 раза выше, чем соответствующие показатели отечественных…

Структурное построение и радиотехнические системы НКУ КА дальнего космоса отличаются рядом существенных особенностей, связанных с большими удалениями и характером движения лунных и межпланетных космических станций. На удалениях, превышающих сотни тысяч километров, видимое движение КА по небосводу напоминает движение планет: в течение сеанса связи положение КА относительно звезд для наземного наблюдателя практически не меняется. Угловые координаты…

Основополагающим документом, имеющим отношение к проблеме сохранения устойчивого экологического состояния космической среды, является Договор по космосу (1967 г.). Статья 1 этого Договора предусматривает осуществление космической деятельности таким образом, чтобы не затруднить и не нарушить права других стран на мирное освоение космоса. В статье 4 Договора подчеркивается, что государства несут международную ответственность за национальную деятельность в…

Вывод Советским Союзом 4 октября 1957 г. искусственного спутника на орбиту вокруг Земли положил начало космической гонке, которая к настоящему времени достигла небывалых масштабов. На начальном ее этапе, проходившем в условиях “холодной” войны, главные побудительные причины, задававшие тон в этом марафоне, носили политический и военный характер. Престиж и безопасность (в широком понимании) государства – вот…

В 1993 г. фирмой Lockheed была начата программа создания семейства РН LLV (Lockheed Launch Vehicle) малой и средней грузоподъемности. Первый пуск первой РН этого семейства – двухступенчатой твердотопливной РН LLV-1 малой грузоподъемности после неоднократных задержек из-за различных неполадок был осуществлен в августе 1995 г., однако закончился неудачей. Характеристики РН LMLV таковы: LMLV-1 грузоподъемностью порядка 1,0…

Процессы реструктуризации аэрокосмической промышленности, происходящие за рубежом, направлены на достижение качественно нового состояния фирм, позволяющего не только выжить в условиях изменяющейся обстановки,но и обеспечить наращивание конкурентных возможностей на рынке космических товаров и услуг. Преимущества, получаемые фирмами в результате реструктуризации, можно условно выделить в четыре группы. Первая группа – текущая экономия на элементах постоянных издержек. Внутрифирменная…

Разгонный блок "ДМ" предназначен для применения на РН "Протон-К", "Протон-М" и "Зенит-3"и может быть предложен на РКН «Ангара А5». При выведении КА на геостационарную орбиту РН может работать по двух - или трехимпульсной схеме.При этом в зависимости от заданной долготы стояния спутника на геостационарной орбите меняется время нахождения блока на промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которое может составлять от 7 до 21 часа.Во время полета разгонный блок может функционировать или полностью в автономном режиме, или управляться по радиоканалам с Земли.

Основные массово-габаритные параметры блока следующие:

Максимальная длина – 6,28 м;

Диаметр в средней части - 3,7м;

Диаметр по стыку с РН - 4,1 м;

Масса сухого блока без сбрасываемых элементов - 2200 кг;

Масса КРТ и газов - 15095 кг;

в том числе:

Окислитель - жидкий кислород - 10610 кг,

Горючее - керосин (РГ-1) - 4330 кг.

Компоненты топлива:

Окислитель - жидкий кислород с температурой от минус 194 до минус 177° С;

Рисунок 7 - Разгонный блок «ДМ»: