Основные направления развития отечественных ракетных средств выведения 2 страница

С 1997 г. осуществляются коммерческие запуски КА с помощью РН "Старт‑1", разработанной Московским институтом теплотехники в рамках конверсии боевых ракетных комплексов «Пионер» (SS-20) и «Тополь» (SS-25). В феврале 2001 г. состоялся уже четвертый успешный пуск РН «Старт‑1». При этом с космодрома «Свободный» был с высокой точностью выведен на солнечно-синхронную орбиту шведский исследовательский КА “ODIN”. Для его подготовки шведским специалистам был предоставлен новый технический комплекс, оснащенный современным оборудованием. Комплекс был создан и успешно прошел испытания на соответствие самым жестким требованиям по подготовке и проведению предыдущего запуска израильского КА "Eros-A1" в декабре 2000 г.

Росавиакосмос, национальное космическое агентство Украины, фирма "Асконд" и НПО "Южное" (Украина) образовали Международную космическую компанию "Космотрас" для создания и коммерческого использования РН "Днепр" на базе МБР РС-20 (западное обозначение SS-18 Satan). Эта ракета является самой крупной МБР в мире и обладает большим коммерческим потенциалом. Еще одним свидетельством этому стало осуществление в 2000 г. её второго успешного космического старта с космодрома «Байконур» с выведением на орбиту пяти КА разработчиков из разных стран. Реализация программы «Днепр» служит не только мирному использованию военного потенциала, накопленного в годы холодной войны, но и налаживанию взаимовыгодных связей между странами и народами.

Приведенные примеры реализации коммерческого потенциала российских средств выведения на международном рынке космических услуг свидетельствуют о важности рассматриваемой области международного сотрудничества для укрепления доверия при осуществлении космической деятельности.

Как было отмечено выше, основой для расширения масштабов такого сотрудничества являются большие возможности системы российских средств выведения, включающей космодромы с развитой наземной космической инфраструктурой и ракеты разных типов, позволяющие вывести на требуемую орбиту в ближайшей перспективе практически любой КА.

С другой стороны, для реализации потенциала российских средств выведения на мировом рынке космических услуг имеются объективные предпосылки, связанные с перспективами его развития, в первую очередь, с ростом объемов запусков КА коммерческих систем спутниковой связи и дистанционного зондирования Земли, а также с расширением научных исследований с использованием КА.

Для иностранных партнеров в проектах по созданию и использованию ракетно-космической техники совместно с российскими партнерами представляют наибольший интерес такие направления деятельности, как оказание маркетинговых услуг, непосредственное участие в разработке или адаптации российских РН для запусков иностранных КА, совместная эксплуатация средств выведения. Высокая конкурентоспособность российских средств выведения КА, достигаемая за счет их надежности, подтвержденной богатым опытом эксплуатации, при низкой стоимости делает проекты их использования привлекательными для вложения средств.

Тесное взаимодействие при решении сложнейших вопросов в области создания и эксплуатации средств выведения КА, осуществляемое как на уровне правительственных организаций, так и в рамках совместных предприятий, установление долговременных контактов между представителями управленческого, научного и инженерно-технического персонала российских и зарубежных организаций обеспечивают поддержание и укрепление атмосферы доверия между партнерами. Обоюдное изучение ими условий производства и применение ракетно-космической техники, систематический обмен информацией по ключевым вопросам реализации проектов, совместное финансирование и управление ими способствуют пониманию принципов и подходов партнеров к обеспечению безопасной эксплуатации Это взаимодействие содействует развитию их логики при принятии решений в условиях повышенных технических рисков, укреплению общей заинтересованности в максимальном практическом использовании совместного научно-технического потенциала и в конечных результатах сотрудничества в рассматриваемой области.

На рис.1.4-1.6 показаны общие виды некоторых отечественных РН.

На рис. 1.7 приведены некоторые характеристики отечественных космодромов и полигонов.

	Разработчик РН - ГНПРКЦ “ЦСКБ-Прогресс” (г. Самара). Стартовая масса РН - 297 т (без космической головной части). Масса полезного груза, выводимого на орбиты: Нп/На=200/300 км, i=62,8° - 7,95 т Нп/На=1500/40000 км, i=62,8° - 2,5т (с разгонным блоком “Фрегат”). Количество ступеней - 3. Космодромы базирования - «Плесецк», «Байконур»
Разгонный блок “Фрегат”
Разработчик – НПО им. С.А. Лавочкина (г.Химки Московской обл.) Масса заправленного РБ - 6,5 т Топливо - «АТ+НДМГ» Длина РБ - 1,5 м, диаметр РБ - 3,35 м

Рис. 1.4. Общий вид РН “Союз-2”и разгонного блока “Фрегат”

	Разработчик РН – ГКНПЦ им. М.В.Хруничева (г. Москва). Стартовая масса РН - 675т (без космической головной части). Масса полезного груза, выводимого на орбиты: Нкр=200 км, i=51,6° - 22,5 т Нкр=36000 км, i=0° - 3,2 т (с разгонным блоком “Бриз-М”). Количество ступеней - 3. Космодром базирования - «Байконур».
Разгонный блок “Бриз-М”
Разработчик - ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (г. Москва) Масса заправленного РБ - 22 т Топливо - «АТ+НДМГ» Длина РБ - 2,9 м, диаметр РБ - 4 м

Рис. 1.5. Общий вид РН “Протон”и разгонного
блока “Бриз-М”

	Разработчик РН - ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (г. Москва). Стартовая масса РН - 700 т (без КГЧ). Масса полезного груза, выводимого на орбиты: Нкр=200 км, i=63° - 24,5 т Нкр=36000 км, i=0° - 4,0 т (с «КВРБ»). Количество ступеней - 3.
Разработчик - ГКНПЦ им. М.В. Хруничева г. Москва) Масса заправленного РБ - 21,6 т Топливо - «жидкий О2+жидкий Н2» Длина РБ - 6,5 м, диаметр РБ - 3,9 м Космодром базирования - «Плесецк».

Рис. 1.6. Общий вид РН “Ангара”и разгонного блока “КВРБ”

Рис.1.7. Схема расположения отечественных космодромов

Космодром «Плесецк» (1-й Государственный испытательный космодром) расположен в густой северной тайге центральной части Архангельской области недалеко от железнодорожной станции Плесецк.

Координаты - 63° сев. широты и 41° вост. долготы.

Площадь (без полей падения) - около 1800 км².

Численность персонала и населения г. Мирный – 40-50 тыс. человек (в зависимости от объемов выполняемых задач).

Климат - резко континентальный, неустойчивый, холодный.

Основан в 1960 году как первая отечественная ракетная база МБР Р-7 и Р-7А (объект "Ангара"). При выборе местоположения в первую очередь учитывались:

1) досягаемость территорий вероятных противников;

2) возможность проведения и контроля испытательных пусков в район Камчатки;

3) необходимость в особой скрытности и секретности.

Как космодром имеет сложное геополитическое положение.

Космическую деятельность ведет с запуска КА "Космос-112"
17 марта 1966 года. Имеет стационарные технические и стартовые комплексы всех типов отечественных ракет-носителей легкого и среднего класса. Ведется строительство стартовых и технических комплексов для ракет-носителей "Зенит" и "Рокот". Обеспечивает основную часть космических программ, связанных с оборонными, народнохозяйственными, научными и коммерческими пусками непилотируемых КА.

Государственный ракетный полигон «Капустин Яр» расположен в степной местности на краю Волго-Ахтубинской поймы в северо-западной части Астраханской области около одноименной железнодорожной станции.

Координаты - 49° сев. широты и 47° вост. долготы.

Площадь (без полей падения) - около 650 кв.километров.

Численность персонала и населения г.Капустин Яр около 50 тысяч человек.

Климат - континентальный, умеренный, засушливый.

Основан в 1946 году как центр испытаний первых отечественных баллистических ракет. При выборе местоположения прежде всего учитывались:

1) хорошее сообщение с основными промышленными центрами;

2) малонаселенность полей падения ступеней и головных частей;

3) необходимость в особой секретности.

Как космодром имеет сложное геополитическое положение.

Космическую деятельность ведет с запуска первых малых КА с помощью
РН "Космос-2" в 1961 году. Сейчас имеет один стационарный стартовый комплекс РН "Космос-3М" и обеспечивает запуски космических объектов в интересах Ракетных войск и войск ПВО. В течение 1961-1979 годов интенсивно осуществлял запуски КА оборонного, народнохозяйственного и научного назначения; в 1969-1979 годах участвовал в программе "Интеркосмос". В настоящее время имеет вспомогательное значение.

Космодром «Байконур» расположен на территории Казахстана в пустынной местности центральной части Кзыл-Ординской области недалеко от железнодорожной станции Тюра-Там. В настоящее время арендуется Россией.

Координаты - 46° сев. широты и 63° вост. долготы.

Площадь (без полей падения) - около 6700 км².

Численность персонала и населения г.Ленинска 120-

150 тысяч человек (в зависимости от объемов выполняемых задач).

Климат - резко континентальный, жаркий, засушливый.

Основан в 1955 году для обеспечения летных испытаний МБР Р-7. При выборе местоположения в первую очередь учитывались:

1) необходимая удаленность от полигона падения головных частей на Камчатке;

2) возможность размещения на национальной территории вдоль трасс полета пунктов радиоуправления с прямой "радиовидимостью" ракет с момента их старта;

3) малонаселенность полей падения первых ступеней;

4) необходимость в особой секретности.

Как космодром имеет сложное геополитическое положение.

Космическую деятельность ведет с запуска 1-го в мире ИСЗ
4 октября 1957 года. Имеет стационарные стартовые и технические комплексы всех отечественных РН (кроме "Космос-3М" и "Циклон-3"), а также остальную необходимую инфраструктуру. Осуществляет все пилотируемые программы и запуски КА на геостационарную орбиту и межпланетные траектории. Проводит значительное число оборонных, народнохозяйственных, научных и коммерческих пусков.

Космодром «Свободный» (2-й Государственный испытательный космодром) расположен в таежной местности Свободненского района Амурской области недалеко от одноименной железнодорожной станции.

Координаты - 52° сев. широты и 128° вост. долготы.

Площадь (без полей падения) - около 410 км².

Численность персонала и населения г.Свободный-18 около 5 тысяч человек.

Климат - резко континентальный, неустойчивый, холодный.

Как космодром основан в марте 1996 года на базе дивизии Ракетных войск стратегического назначения. При выборе местоположения учитывались:

· относительная близость к экватору и побережью;

· наличие развитой инфраструктуры, обеспечивающей значительную экономию средств;

· возможность быстро начать проведение пусков ракет-носителей легкого класса при минимальном объеме доработок.

Как космодром имеет сложное геополитическое положение.

Первый запуск спутника (КА "Зея") произведен ракетой-носителем "Старт-1" 4 марта 1997 года. Имеет 5 шахтных пусковых установок ракет-носителей "Рокот" и площадку для пуска РН "Старт" и "Старт-1". Планируется строительство стартового и технических комплексов РН типа "Ангара".

2. КОНСТРУКЦИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «КОСМОС-3М»

2.1. История создания ракеты-носителя «Космос-3М»

Двухступенчатая ракета-носитель (РН) легкого класса "Космос-3М" была создана на базе баллистической ракеты SS-5, используемой в качестве первой ступени, и специально разработанной второй ступени с двукратным включением двигательной установки, обеспечивающей выведение космических аппаратов (КА) на круговые и эллиптические орбиты без разгонного блока.

Проект РН «Космос-3М» начинал разрабатываться в 60-х годах
КБ "Южное" (г. Днепропетровск, Украина) под руководством академика М.К. Янгеля. Дальнейшие разработки и летные испытания образцов РН «Космос-3М» проводились научно-производственным объединением прикладной механики (г. Красноярск) под руководством академика М.Ф. Решетнева. Летные испытания различных модификаций
РН «Космос-3М» были начаты в 1964 году на космодроме «Байконур».

РН «Космос-3М» впервые стартовала с космодрома «Плесецк»
15 мая 1967 года (рис.2.1), а старт 26 января 1973 года был первым пуском этого носителя с полигона «Капустин Яр».

а) в) Рис.2.1. Старт (а) и начальный участок выведения (в) РН «Космос-3М» с космодрома «Плесецк»

В 1969 году серийное производство РН, а также конструкторское сопровождение и права авторского надзора были переданы производственному объединению (ПО) «Полет» (г. Омск). Коллектив ПО «Полет» провел большой объем работ по совершенствованию РН «Космос-3М», прежде всего в плане обеспечения его исключительно высокой надежности. РН «Космос-3М» стартовала более 740 раз и лишь в 20 случаях пуски были неудачные.

2.2. Конструктивное исполнение РН «Космос-3М»

РН «Космос-3М» состоит из последовательно расположенных первой и второй ступеней, соединенных между собой разрывными болтами. На второй ступени устанавливается головной обтекатель, под которым размещается КА (рис.2.2).

Рис. 2.2. Общий вид РН «Космос-3М»

Первая ступень состоит из хвостового отсека, силового кольца, бака горючего, приборного отсека, бака окислителя и переходного отсека (рис.2.3).

Хвостовой отсек служит для размещения двигателя первой ступени, агрегатов системы топливоподачи, а также для восприятия нагрузок на старте и в полете. Отсек представляет собой коническую тонкостенную оболочку, подкрепленную продольным и поперечным силовыми наборами. Хвостовой отсек негерметичен. На нем закрепляются четыре стартовые опоры, с помощью которых РН устанавливается на пусковом устройстве, и четыре неподвижных аэродинамических стабилизатора (рис.2.4).

Рис. 2.3. Общий вид первой ступени РН «Космос-3М»

На каждом опорном кронштейне шарнирно закрепляется поворотный газоструйный руль, используемый для управления РН в полете. На корпусе хвостового отсека имеется три пояса эксплуатационных и технологических люков, закрываемых съемными крышками.

К хвостовому отсеку, верхней его части, с помощью болтов крепится силовое кольцо, предназначенное для равномерного распределения по периметру и передачи на тонкостенный корпус РН силы тяги двигателя.

Баки горючего и окислителя предназначены для размещения в них потребного количества компонентов топлива. Оба бака выполнены по несущей схеме и состоят из прессованных панелей и двух штампованных днищ сферической формы. В качестве материала для всех баковых отсеков используется алюминиево-магниевый сплав (рис. 2.5).

Рис. 2.4. Общий вид хвостового отсека первой ступени

Рис. 2.5. Общий вид топливного отсека первой ступени

Между баками горючего и окислителя первой ступени размещается приборный отсек, в котором расположены приборы систем управления и измерений, необходимые при работе систем первой ступени. Приборный отсек представляет собой цилиндрический отсек клепаной конструкции с внутренним силовым набором. Для доступа к приборам, размещенным на приборной раме внутри отсека, на обечайке приборного отсека имеется четыре люка, закрываемых съемными крышками. Снаружи приборного отсека устанавливаются два пороховых двигателя, обеспечивающих торможение первой ступени РН при ее отделении. Приборный отсек через силовые шпангоуты скрепляется болтами с замыкающими шпангоутами баков горючего и окислителя (рис. 2.6).

Рис. 2.6. Общий вид приборного отсека первой ступени

К верхнему шпангоуту бака окислителя болтами крепится переходной отсек, предназначенный для размещения в нем двигателя второй ступени и стыковки ступеней. Он представляет собой отсек клепаной конструкции с внутренним силовым набором. На отсеке имеется два пояса люков: верхние - для доступа к агрегатам двигателя и нижние - для выхода газов из рулевых сопел двигателя второй ступени в момент их запуска до разделения ступеней (рис. 2.7).

Рис. 2.7. Общий вид переходного отсека первой ступени

По всей длине корпуса первой ступени (за исключением хвостового отсека) между плоскостями стабилизации III и IV проходит специальный желоб, в котором проложены кабели бортовой сети и трубопроводы пневмосистемы. К верхнему шпангоуту переходного отсека первой ступени четырьмя пироболтами крепится вторая ступень РН.

Корпус второй ступени состоит из хвостового, топливного и приборного отсеков и рамы для крепления КА. Снаружи корпуса установлены подвесные баки системы малой тяги (рис. 2.8).

Рис. 2.8. Общий вид второй ступени

Хвостовой отсек предназначен для стыковки ступеней, размещения рулевых сопел с питающими трубопроводами и рулевыми машинами. Он представляет собой цилиндрический отсек клепаной конструкции. Для доступа к рулевым машинкам на хвостовом отсеке имеются четыре люка, закрываемые крышками
(рис. 2.9).

Рис. 2.9. Общий вид хвостового отсека второй ступени

Топливный отсек второй ступени выполнен по несущей схеме и представляет собой сварной цилиндрический отсек с тремя днищами. Промежуточным сферическим днищем отсек разделен на две полости: верхняя - полость окислителя и нижняя - полость горючего. Нижнее днище топливного отсека выполнено коническим и заканчивается усиленным фланцем, к которому на шпильках крепится маршевый двигатель. Обечайка, днища и шпангоуты топливного отсека выполнены из алюминиево-магниевого сплава (рис. 2.10).

Рис. 2.10. Общий вид топливного отсека второй ступени

Приборный отсек служит для размещения рамы, на верхний пояс которой устанавливается КА, а на боковые стержни устанавливаются приборы систем управления и измерений (рис. 2.11). На верхний шпангоут приборного отсека крепится головной обтекатель.

Рис. 2.11. Общий вид приборного отсека РН

Баки системы малой тяги (подвесные баки) являются емкостями компонентов топлива, необходимого для работы системы малой тяги (СМТ) на переходном участке траектории, а также для работы двигателя второй ступени при его повторном включении. Баки расположены под углом 45° к плоскостям стабилизации I-IV и II-III и включают два комплекта. Каждый комплект состоит из бака окислителя и бака горючего, соединенных между собой переходником (рис. 2.8).

Двигатель первой ступени РН служит для создания силы тяги на участке полета первой ступени. Управление вектором тяги обеспечивается отклонением газоструйных рулей в потоке истекающих газов (рис. 2.12).

Рис. 2.12. Общий вид двигателей первой ступени

Двигатель работает на высококипящих самовоспламеняющихся компонентах топлива (27 % раствор четырехокисного азота в азотной кислоте и несимметричный диметилгидразин).

двигатель первой ступени состоит из четырех камер сгорания, двух турбонасосных агрегатов, соединенных трубопроводами с топливными баками.

Двигатель первой ступени крепится к силовому кольцу хвостового отсека с помощью рамы.

Двигатель второй ступени служит для создания силы тяги на участке полета второй ступени (рис. 2.13).

Рис. 2.13. Общий вид двигателя второй ступени

Двигатель работает на тех же компонентах топлива, что и двигатель первой ступени (27 % раствор четырехокисного азота в азотной кислоте и несимметричный диметилгидразин).

Двигатель второй ступени состоит из основного двигательного блока с камерой сгорания, турбонасосным агрегатом и четырьмя поворотными соплами и двигательного блока малой тяги с автономным газогенератором и четырьмя малыми рулевыми соплами.

В полете основной двигательный блок второй ступени включается 2 раза, а между включениями работает блок малой тяги (переходный участок траектории).

При первом включении двигатель второй ступени питается из основных баков, при повторном включении и на режиме малой тяги – из баков СМТ.

Двигатель крепится к специальному фланцу конического днища топливного отсека второй ступени.

3. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «КОСМОС-3М»

Система управления РН предназначена для управления полетом при выведении КА на заданные орбиты.

На РН «Космос-3М» используется автономная система управления инерциального типа. Она обеспечивает реализацию различных программ тангажа, кажущейся скорости, временных команд. Задание программных функций осуществляется с помощью счетно-решающих приборов дискретного действия, что позволяет получить высокие точности, независимость параметров системы управления от внешних условий, обеспечивает дистанционный ввод программных функций.

Все командные и большинство других приборов системы управления установлены в приборном отсеке второй ступени. При реализации новых траекторий полета РН может быть осуществлена разработка новых программ управления и выполнена доработка приборов системы управления.

Система управления РН «Космос-3М» состоит из бортовой и наземной проверочно-пусковой аппаратуры.

Бортовая аппаратура системы управления решает следующие задачи:

· реализацию заданных полетным заданием пространственных траекторий, обеспечивающих выведение КА на орбиту с требуемыми кинематическими и угловыми параметрами;

· управление работой двигателей первой и второй ступеней и механических систем РН;

· угловую стабилизацию РН вокруг центра масс и стабилизацию центра масс;

· регулирование продольной составляющей кажущейся скорости и разворота РН по углу тангажа в соответствии с программой полета.

Бортовая аппаратура системы управления имеет электрический стык с КА, включающий релейный канал выдачи в аппаратуру КА в процессе полета до
8 релейных команд.

Наземная проверочно-пусковая аппаратура решает следующие задачи:

· электроиспытаний систем РН на технической и стартовой позициях;

· предстартового набора схемы готовности систем РН к пуску;

· ввода полетного задания;

· пуска РН;

· автоматического формирования и выдачи команд на отмену предстартовой подготовки на любом этапе набора схемы готовности к пуску при обнаружении неисправности в СУ или отсутствии сигналов готовности систем комплекса;

· автоматического формирования и выдачи команд на отмену пуска и аварийного выключения двигательной установки первой ступени в случае невыхода ее на режим.

Электроиспытания, набор схемы готовности систем РН к пуску и пуск РН осуществляются в автоматическом режиме.

Исполнительные органы системы управления предназначены для стабилизации РН в полете, а также для осуществления ее программного разворота.

В качестве исполнительных органов системы управления РН используются: на первой ступени - газоструйные рули, на второй ступени - рулевые сопла.

4. СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЙ РН «КОСМОС-3М»

Система измерений РН «Космос» включает две автономные системы: систему измерения параметров траектории и систему телеметрических измерений.

Система измерения параметров траектории ракеты-носителя состоит из бортового приемоответчика, антенно-фидерных устройств и автономного источника питания. Приемоответчик работает в импульсном режиме в дециметровом диапазоне частот. Он установлен на второй ступени РН.

Система обеспечивает на всем участке выведения измерение параметров траектории РН: угла места, азимута и наклонной дальности относительно наземной радиолокационной станции. Точность определения дальности составляет от 20 до 50 метров, а углов - от 5 до 7 минут.

Система телеметрических измерений состоит из двух автономных систем телеметрических измерений, расположенных на первой и второй ступенях РН, работающих одновременно в режиме непосредственной передачи информации с момента старта на разных частотах метрового диапазона. Электропитание систем осуществляется от автономных бортовых батарей.

Система телеметрических измерений обеспечивает получение необходимого объема информации о параметрах РН на активном участке выведения. При выведении КА на орбиту система телеизмерений позволяет контролировать факт отделения КА от РН.

По данным системы телеизмерений производится оперативный контроль в процессе пуска РН и выдается предварительное заключение о степени успешности пуска.

В составе бортовой системы телеизмерений предусмотрено запоминающее устройство, которое включается одновременно с повторным запуском двигателя второй ступени и запоминает телеметрическую информацию, характеризующую процесс отделения КА и работу систем РН. Эта информация передается на Землю при входе второй ступени в зону радиовидимости работающих наземных измерительных комплексов в начале второго витка орбиты.

Наземное проверочное оборудование системы измерений позволяет проводить все виды проверок и испытаний бортовой системы измерений ракеты-носителя на техническом и стартовом комплексах.

Дата добавления: 2014-11-16