Материал аналитики Вадима Жартуна «Выстрел из Царь-пушки: кто сегодня в космосе первый». В сегодняшней публикации автор, продолжая исследовать ситуацию, по которой Россия скатилась на позорное шестое место по аварийности в космосе, решил проверить и уточнить свои результаты, а кроме того - разобраться в вопросе подробнее и попытаться понять, в чём же, собственно, проблема.
Длинное предисловие
На самом деле, ответ на простой вопрос «чьи ракеты чаще падают» можно уточнять практически до бесконечности. На первый взгляд кажется, что всё просто: вот наши ракеты, вот - европейские, а вот - американские, но на деле ситуация немножко сложнее.
Европейцы запускают российские ракеты с космодрома Куру, южнокорейская ракета Наро это наполовину наша Ангара, украинский Днепр летал с российских космодромов, а использовавшийся в международном проекте «Морской старт» Зенит был частично российским и частично - украинским.
В прошлом анализе для простоты я выбросил запуски ракет, созданных более чем одной страной. Но чтобы точнее оценить вклад разных стран в аварийность запусков, сейчас мне пришлось собрать информацию о восьми сотнях космических запусков за последние 10 лет: кто запускал, кто произвёл первую ступень ракеты-носителя, кто - последнюю ступень или разгонный блок и, разумеется, по чьей вине произошла авария.
Например, спутник выведен, но на нерасчётную орбиту. Часть спутников при этом может свою орбиту скорректировать, а часть - нет и становится бесполезным хламом.
Бывает и так, что одним носителем выводится сразу несколько спутников, причём часть успешно, а часть не может отделиться от разгонного блока или просто падает.
Отдельный разговор - аварии, которые произошли до запуска, как это было со взорвавшимся на стартовом столе Фальконом-9: полёта не было, а ракета и спутник - потеряны.
К сожалению, если учесть абсолютно все нюансы, то сравнить ничего не получится - почти каждый случай будет уникален. С другой стороны, увлекаться обобщениями тоже плохо - за цифрами легко потерять суть и причины происходящего. Нужно искать золотую середину.
Условия соревнования
Второй - по отношению аварий последних ступеней или разгонных блоков к запускам, в которых они отработали.
Третий (самый показательный) - суммарный: по отношение всех аварий ко всем запускам.
Успехом считается такой вывод основной полезной нагрузки, при котором спутник или корабль оказались в состоянии выполнить свою миссию.
Аварийность носителей
За десять лет из 269 запусков российских ракет 7 закончились авариями, что даёт уровень аварийности носителей в 2,6%. У американцев за те же 10 лет из-за экспериментов Илона Маска аварийность носителей оказалась чуть лучше - 1,52%. У Китая - 0,64% а Япония с ЕС вышли в отличники, не потеряв ни одной ракеты из 32 и 70 соответственно. Только индусы оказались хуже нас с 2,7% аварий.
В последние пять лет ракеты вообще теряли только мы и американцы, и мы теряли больше - 2,27% против 1,79%. Статистика за три года сократила разрыв, но расстановка сил осталась неизменной: у нас 1,52% аварий, у американцев - 1,43%.
В общем, всё как в старом советском анекдоте: у нас почётное шестое место, у американцев - предпоследнее. Разница, правда, в том, что у них падали новые, неотработанные ракеты, совершившие свой первый успешный полёт всего несколько лет назад (Фалькон-1, Фалькон-2 и Антарес), а у нас Протоны, которым 53 года, и Союзы с более чем 60-летней историей.
На самом деле, это меня беспокоит куда больше, чем последнее место, потому что говорит не о конструктивных недостатках ракет, которые можно сравнительно легко исправить, а о низкой культуре производства.
Отвратительный менеджмент, нищенские зарплаты, тотальная некомпетентность - вот истинные причины аварий, а задом наперёд установленные датчики идущие вразнос турбонасосные агрегаты это всего лишь следствие. Так что пока по телевизору будут обсуждать технические аспекты аварии, а не организационные, можете быть уверены - наши ракеты будут продолжать падать.
Аварии последней ступени
Больше половины наших аварий произошло буквально в одном шаге от успеха: во время работы последней ступени или разгонного блока. За десять лет на этой стадии полёта мы потеряли 9 из 281 космических аппаратов, то есть 3,19%. Китай - 1,92%, США - 1,03%, Япония и ЕС не потеряли ничего. Хуже нас с показателем 5,56% аварий опять оказалась только Индия.
- США: 0%, 110 пусков
- ЕС (ESA): 0%, 38 пусков
- Япония: 0%, 21 пуск
- Китай: 3,45%
- Россия: 3,03%
- Индия: 4,17%
А вот в последние три года кое-что изменилось:
- США: 0%, 69 пусков
- ЕС (ESA): 0%, 26 пусков
- Япония: 0%, 14 пусков
- Китай: 3,45%
- Индия: 5,88%
- Россия: 5,97%
Да, вот и оно - наше очередное шестое место. И это не считая ещё четырёх случаев, когда наши разгонные блоки выводили спутники на орбиту с серьёзными отклонениями.
Вообще, разгонные блоки Фрегат и, особенно, Бриз, использующиеся на последней стадии выведения, это буквально ахиллесова пята отечественной космонавтики. Аварийность Бриз-М - запредельные 8,5%.
Причина проста: к нашей низкой культуре производства добавились ошибки, допущенные при разработке блока. Блок очень плотно скомпонован и представляет собой кольцо из баков с горючим и окислителем, внутри которого находится двигатель и прочая аппаратура.
Из-за плотной компоновки многие детали работают почти на пределе прочности, а работающий двигатель разогревает баки. В одной из аварий перегрев двигателя всего на 1-2 градуса в сочетании с повышенной на пару градусов выше нормы температурой топлива привёл к закипанию окислителя и нарушению работы турбонасосного агрегата.
Как цифры ни крути, суть от этого не меняется: состояние космической отрасли РФ явно не соответствует статусу сверхдержавы. Мы очевидным образом проигрываем конкуренцию: проблемы с качеством и исчезновение преимущества по цене привели к тому, что мы уже два года как утратили лидерство даже по количеству запусков.
Ходят слухи, что Роскосмос решил в пику Илону Маску разработать свою многоразовую ракету. Отличная идея! Но если качество конструкторских решений и культура производства останутся теми же, эту ракету не нужно запускать. Даже из ангара можно не выкатывать, спутники грузить в грузовик и сразу же топить в океане. Результат будет тот же, что и при запуске, но гораздо дешевле...
Был создан для межпланетных экспедиций на Венеру и Марс , использовался для запуска лунных станций «Луна-4» … «Луна-14» , АМС «Венера-1» … «Венера-8» , «Марс-1 », «Зонд-1» … «Зонд-3» . Первый полёт в 1960 году , но до запуска блока Л тогда не дошло из-за недоработок конструкции. Первый успешный пуск - 12 февраля 1961 года , с АМС «Венера-1 ».
Конструкция
Блок баков разработан на основе тороидальных баков более раннего блока «Е», использованного в ракетах 8К72 и 8К72К, но, впервые в СССР, двигатель 11Д33 (С1.5400), был сконструирован по схеме с дожиганием генераторного газа, что позволило увеличить его удельный импульс.
Текущее состояние
Всего изготовлено более 320 экземпляров блока Л и его модификаций 2БЛ и 2МЛ, для ракет «Молния » и «Молния-М » .
Эксплуатация ракеты-носителя «Молния-М» завершена 30 сентября 2010 года, последний экземпляр ракеты был использован для запуска спутника «Око» системы СПРН. В демонстрационном зале кафедры СМ-1 МГТУ им. Н.Э. Баумана хранится препарированный Блок Л, использовавшийся в качестве учебного пособия.
В настоящее время (2013 год) для запусков на высокоэллиптические орбиты используется аналогичная по классу РН «Союз-2» с РБ «Фрегат» , обладающая более гибкими возможностями выведения на различные траектории.
Напишите отзыв о статье "Блок Л (разгонный блок)"
Примечания
Ссылки
- Encyclopedia Astronautica
|
||||||||||||||||||||||||||||||||
 |
Это заготовка статьи о ракетной , ракетно-космической технике или космическом аппарате . Вы можете помочь проекту, дополнив её. |
Отрывок, характеризующий Блок Л (разгонный блок)
Но солнце, застилаемое дымом, стояло еще высоко, и впереди, и в особенности налево у Семеновского, кипело что то в дыму, и гул выстрелов, стрельба и канонада не только не ослабевали, но усиливались до отчаянности, как человек, который, надрываясь, кричит из последних сил.Главное действие Бородинского сражения произошло на пространстве тысячи сажен между Бородиным и флешами Багратиона. (Вне этого пространства с одной стороны была сделана русскими в половине дня демонстрация кавалерией Уварова, с другой стороны, за Утицей, было столкновение Понятовского с Тучковым; но это были два отдельные и слабые действия в сравнении с тем, что происходило в середине поля сражения.) На поле между Бородиным и флешами, у леса, на открытом и видном с обеих сторон протяжении, произошло главное действие сражения, самым простым, бесхитростным образом.
Сражение началось канонадой с обеих сторон из нескольких сотен орудий.
Потом, когда дым застлал все поле, в этом дыму двинулись (со стороны французов) справа две дивизии, Дессе и Компана, на флеши, и слева полки вице короля на Бородино.
От Шевардинского редута, на котором стоял Наполеон, флеши находились на расстоянии версты, а Бородино более чем в двух верстах расстояния по прямой линии, и поэтому Наполеон не мог видеть того, что происходило там, тем более что дым, сливаясь с туманом, скрывал всю местность. Солдаты дивизии Дессе, направленные на флеши, были видны только до тех пор, пока они не спустились под овраг, отделявший их от флеш. Как скоро они спустились в овраг, дым выстрелов орудийных и ружейных на флешах стал так густ, что застлал весь подъем той стороны оврага. Сквозь дым мелькало там что то черное – вероятно, люди, и иногда блеск штыков. Но двигались ли они или стояли, были ли это французы или русские, нельзя было видеть с Шевардинского редута.
Солнце взошло светло и било косыми лучами прямо в лицо Наполеона, смотревшего из под руки на флеши. Дым стлался перед флешами, и то казалось, что дым двигался, то казалось, что войска двигались. Слышны были иногда из за выстрелов крики людей, но нельзя было знать, что они там делали.
Одна из ступеней ракеты-носителя. При помощи разгонного блока космический аппарат переводится с орбиты, называемой опорной, на другие околоземные орбиты либо выводится на отлетную траекторию к другим планетам.
Первым из советских разгонных блоков, позволяющих осуществлять старт в условиях невесомости, был блок «Л». Первый полет должен был состояться в 1960 г., но из-за недоработок компьютера запуск не был произведен. 12 февраля 1961 г. произошел первый успешный пуск в составе автоматической межпланетной станции «Венера-1». Разгонный блок «Л» создавался для запуска первых межпланетных станций серии «Венера», «Марс» и лунных станций «Луна-4», «Луна-13». Разгонный блок «ДМ», работающий на топливной смеси, в состав которой входит жидкий кислород и керосин, является модификацией блока «Д» космического ракетного комплекса Н1-ЛЗ, который предназначался для полетов на Луну. Блок «Д» был четвертой ступенью в комплексе. Первые три выводили аппарат на низкую орбиту, а пятая разгоняла экспедицию к Луне. Кислородный бак выполнялся в виде сферы и оборудовался теплоизоляцией. Заправка бака осуществлялась кислородом, температура которого около -200 °С. Такая низкая температура кислорода необходима для сокращения потерь в результате испарения, ведь температура кипения жидкого кислорода--183 °С. С понижением температуры увеличивается плотность кислорода и соответственно уменьшается занимаемый объем. Ракета «Протон» с разгонным блоком «Д» использовалась для запуска межпланетных станций серии «Венера» с № 9 по № 16, станций «Вега» и «Фобос», лунных станций «Луна» с № 15 по № 24. Позднее, в 1974 г., начался вывод спутников «Горизонт» и «Экран» на стационарные орбиты с использованием разгонных блоков «Д».
Все новые требования, предъявляемые межпланетными станциями и спутниками связи, привели к тому, что был внесен ряд изменений. Время активного существования увеличилось до 9 ч, и при этом сократилось количество запусков двигателя. Это позволило убрать теплоизоляцию бака двигателя и ряд блоков системы обеспечения запуска.
В настоящее время использование разгонного блока «Д» в составе комплекса «Протон» подходит к концу, но модификация «ДМ-SL» остается в составе комплекса «Зенит». На ракете «Протон» будет использоваться блок «Бриз-М», так как он использует такие же компоненты топлива, по этой же причине остается в строю блок «ДМ-SL» в составе «Зенита». Разгонный блок «Бриз-М», первый запуск которого в составе ракетного комплекса «Протон-М» состоялся 7 апреля 2001 г., обеспечивает выведение полезной нагрузки на низкие, средние, высокие орбиты, в том числе и геостационарные орбиты.
При использовании блока «Бриз-М» увеличивается до 3,3 т масса полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту Земли. Модификация, разгонный блок «Бриз-КМ», благодаря возможности многократного включения своего маршевого двигателя, позволяет использовать различные схемы выведения космических аппаратов в космос, в том числе позволяет реализовать групповой запуск на несколько различных орбит. В НПО Лавочкина был разработан разгонный блок нового поколения «Фрегат». Сфера применения - в составе ракет-носителей среднего и тяжелого классов. Может осуществлять вывод на опорные орбиты, геостационарную и геопереходную орбиты, используется на различных участках для стабилизации и ориентации. В 2000 г. произошел первый пуск «Фрегата». В 2005 г. «Фрегат» в составе ракеты-носителя «Союз-ФГ» позволил запустить межпланетную станцию «Венера-экс-пресс».
Что касается перспектив развития, то в настоящее время в ГКНПЦ им. Хру-ничева совместно с НПО «Молния» ведется разработка многоразовых ускорителей типа «Байкал» вместо универсальных одноразовых разгонных блоков. Для реализации этого проекта разгонный блок нового образца должен снабжаться системой спасения, основанной на концепции беспилотного летательного аппарата, который должен возвращаться в режиме дозвукового крейсерского полета на место старта. Необходимо оснащать разгонный блок вспомогательным воздушно-реактивным двигателем и оперением, компоновка осуществляется по аэродинамической схеме.
Для ориентации отработавшего разгонного блока перед входом в плотные слои атмосферы блоки оснащаются реактивной системой управления, после входа в атмосферу управление производится аэродинамическими органами управления. Планирование переходит в моторный полет, реализуемый воз-душно-реактивными двигателями, которые могут быть установлены в носовой части многоразового ускорителя. Для посадки блок может оснащаться колесным шасси самолетного типа. Необходимо оснащать разгонный блок бортовым измерительным комплексом, который будет осуществлять сбор и передачу на космодром информации о состоянии и функционировании бортовых систем.
Первые испытания многоразовых ускорителей ракеты-носителя семейства «Ангара» на масштабных моделях были уже проведены разработчиками. Технология многоразовых разгонных блоков достаточно проста, чтобы могла быть реализована и использована при запуске ракетоносителей уже в ближайшие годы. При оптимизации конструктивно-баллистических характеристик и различных программ управления потери, вызванные применением системы спасения, не превысят 50% от массы полезного груза, выводимого на низкую круговую орбиту. Внедрение таких многоразовых разгонных блоков, помимо снижения удельной себестоимости, позволит сократить поля падения отработавших частей ракетоносителей и разгрузить производственные линии для последующей реализации других проектов.
Разгонный блок (РБ) (межорбитальный буксир)
- средство выведения космического аппарата, предназначенное для перемещения выводимых полезных грузов с опорной орбиты на целевую орбиту или направление их на отлетные и межпланетные траектории.Чем ниже орбита, тем больше масса груза, который может вывести на неё ракета-носитель при прочих равных условиях. Поэтому опорную орбиту выгодно делать как можно ниже.
Для перемещения на целевую орбиту 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 космического аппарата 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.
1 - первоначальная переходная орбита;
2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту;
3 - определение положения на орбите;
4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа;
5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок;
6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок;
7 -остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой;
8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора;
9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.
Низкая опорная орбита
(НОО, низкая околоземная орбита) - орбита космического аппарата около Земли. Орбиту правомерно называть «опорной», если предполагается её изменение - увеличение высоты или изменение наклонения. Если же маневры не предусмотрены или космический аппарат вообще не имеет собственной двигательной установки, предпочтительно использование названия «низкая околоземная орбита». В общем случае считается, что космический аппарат находится на опорной орбите, если он движется с первой космической скоростью, которая для планеты Земля порядка 7,9 км/с, и находится на высоте, где соответствующая плотность верхних слоёв атмосферы, в первом приближении, допускает круговое или эллиптическое движение. При этом на орбите такого типа аппарат может находиться и менее одного витка. Типичные параметры опорной орбиты, на примере космического корабля «Союз-ТМА» составляют:
Минимальная высота над уровнем Земли (в перигее) - 193 км,
Максимальная высота над уровнем Земли (в апогее) - 220 км,
Наклонение - 51,6 градуса,
Период обращения - около 88,3 минуты.
Первым советским разгонным блоком был ДМ
- член семейства разгонных блоков (верхних ступеней), работающих на топливе «жидкий кислород - керосин», и ведущих родословную от Блока «Д» космического ракетного комплекса Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну советских космонавтов.
В составе штатного комплекса блок Д отвечал за перевод связки ЛК-ЛОК (лунный корабль - лунный орбитальный корабль) 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 было равно семи, а время жизни блока Д было равно 7 суткам. Кислородный бак имел форму сферы и был снабжён теплоизоляцией. Бак керосина имел тороидальную форму. Тяга двигателя 11Д58 составляла 8,5 тонны.
Разгонный блок Д советской лунной программы.
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 330 000 км).
Ракета УР-500К, получившая имя «Протон», вместе с блоком Д и дальше использовалась для запуска лунных станций Луна-15…Луна-24, и межпланетных станций Венера-9…Венера-16, Марс-2…Марс-7, Вега и Фобос. В 1974 году начались полёты и на стационарную орбиту для вывода спутников связи «Горизонт», «Радуга», «Экран».
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.
Самым первым разгонным блоком является знаменитая в свое время RM-81 «Аджена»
- 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 , «Аджена» стала 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 (от Джемини-6A и до Джемини-12 включительно). В качестве разгонного блока применялся в составе ракет-носителей «Атлас-Аджена», «Тор-Аджена», «Торад-Аджена» и Титан-3B . Всего, начиная с 28 февраля 1959 года, «Аджена» запускался 365 раз, последний запуск состоялся в феврале 1987 года.
Ракета "Аджена", применявшаяся в качестве разгонного блока.
RM-81 «Аджена» приспособлена для длительного пребывания в условиях космического пространства с повторными запусками двигательной установки для коррекции орбиты и спуска космического аппарата (не отделяемого от «Аджены» на орбите). Масса ступени с топливом составляет около 7 тонн, тяга жидкостного ракетного двигателя 72 кН.
Из современных российских разгонных блоков можно выделить «Фрегат» - универсальный разгонный блок , который может быть использован в составе ракеты-носителя среднего и тяжелого классов. Разработан и производится в НПО Лавочкина.
Разгонный блок "Фрегат".
Первый пуск разгонного блока «Фрегат» состоялся в 2000 году с космодрома Байконур.
Испытания модификации «Фрегат-СБ» стартовали в апреле 2009 года на космодроме Байконур.
Ракета-носитель «Союз-ФГ» с разгонным блоком «Фрегат» использовалась для запуска в 2003 межпланетной станции «Марс-экспресс», а в 2005 похожей станции «Венера-экспресс». Всего было 25 удачных пусков.
Рассматривается возможность использования разгонного блока «Фрегат» на западноевропейской ракете-носителе Ариан-5 для развертывания системы спутниковой навигации Галилео.
Большая часть запусков РН Союз-2 осуществлена и планируется осуществляться с использованием РБ «Фрегат», в частности, именно такой связкой будут выводиться все спутники Глонасс-К - аппараты 3-го поколения системы ГЛОНАСС.
«Центавр»
- разгонный блок, в разных модификациях использовался в составе ракет-носителей лёгкого и тяжёлого классов. Использовался для большинства межпланетных исследовательских программ НАСА и вывода на геостационарную орбиту («ГСО») спутников США различного назначения. Широко использовался на РН «Титан-4», в настоящее время используется на РН «Атлас-5» и в видоизменённом виде на РН «Дельта-4».
Центавр использует криогенные компоненты топлива жидкий кислород и жидкий водород (LH2/LOX), стабилизация содержимого баков обеспечивается давлением. В качестве двигателя используется один или два ЖРД RL10A-4-2 разработки Рокетдайн с тягой 10.1 тс (99.2 кН). Система инерциальной навигации («СИН»), расположенная на Центавре, способна обеспечивать управление и навигацию всей ракеты-носителя, т.е. у первой ступени нет собственной системы управления.
Разгонный блок "Центавр".
«Паром» - межорбитальный буксир многократного использования
, проектировался в РКК «Энергия» с 2000 года, и который, предполагался на смену одноразовым транспортным космическим кораблям типа «Прогресс».
«Паром» должен был поднимать с низкой опорной орбиты, (200 км.) до орбиты МКС (350,3 км.) контейнеры - сравнительно простые, с минимумом оборудования, выводимые в космос при помощи «Союзов» или «Протонов» и несущие, соответственно, от 4 до 13 тонн грузов. «Паром» имеет два стыковочных узла: один для контейнера, второй - для причаливания к МКС. После вывода контейнера на орбиту паром за счёт своей двигательной установки спускается к нему, стыкуется с ним и поднимает его к МКС. А после разгрузки контейнера «Паром» спускает его на более низкую орбиту, где тот отстыкуется и самостоятельно тормозит (у него тоже есть небольшие двигатели), чтобы сгореть в атмосфере. Буксир же останется ждать новый контейнер, для последующей буксировки на МКС. И так много раз. От контейнеров же «Паром» дозаправляется, а, находясь на дежурстве в составе МКС, проходит, по мере надобности, профилактический ремонт. Вывести контейнер на орбиту можно будет практически любым отечественным или иностранным носителем.
Российская космическая корпорация «Энергия» планировала запустить в космос первый межорбитальный буксир типа «Паром» в 2009 году, однако, с 2006 года, официальных анонсов и публикаций, посвящённых развитию этого проекта, не было.
Я поделился с Вами информацией, которую "накопал" и систематизировал. При этом ничуть не обеднел и готов делится дальше, не реже двух раз в неделю. Если Вы обнаружили в статье ошибки или неточности - пожалуйста сообщите.E-mail: [email protected]. Буду очень благодарен.
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.
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.
