На главную сайта   Все о Ружанах

Государственное конструкторское бюро "Южное" им. М.К. Янгеля

Ракеты и космические аппараты
конструкторского бюро "Южное"


Под общ. ред. С. Н. Конюхова

©ГКБ "Южное" им. М. К. Янгеля, Днепропетровск, 2000

Наш адрес: ruzhany@narod.ru

МОДУЛЬНАЯ ЧАСТЫ 1C25 БЛОКА А РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 11К25 МНОГОРАЗОВОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ "ЭНЕРГИЯ-БУРАН" (SL-17)

Модульная часть 11С25 блока А разработана для включения в состав I ступени PH 11К25, предназначенной для выведения на низкие околоземные орбиты пилотируемого орбитального корабля "Буран".


Модульная
часть 11C25

PH, собранная по "пакетной" схеме, состояла из четырех многократно используемых кислородно-керосиновых блоков А и кислородно-водородного блока Ц.

Модульная часть блока А представляет собой ракетный блок, состоящий из следующих основные элементов:

— двигателя 11Д521 с рамой, теплозащитой, приводами систем регулирования, датчиками, кабелями;

— баков окислителя и горючего; — пневмогидравлических систем;

— элементов системы контроля заправки и системы управления расходованием компонентов топлива;

— элементов системы управления и системы телеизмерений; — элементов системы пожаровзрывопредупреждения; — системы гидроприводов качания камер двигателя.

При сборке PH 11К25 к модульной части должны стыковаться дополнительные элементы, разрабатываемые НПО "Энергия", которые образуют с модульной частью блок А. В состав дополнительных элементов включены хвостовой отсек с узлами связи блока А с блоком Ц, приборно-агрегатный отсек, опорный конус, теплозащитные панели, средства отделе-ния и спасения блока А.

Основным принципом при разработке модульной части 11С25 была ее максимальная унификация с соответствующим ракетным блоком I ступени PH 11К77 с приоритетом в части обеспечения высоких энергетических характеристик PH 11К25, что определило выбор двигателя, габариты и конфигурацию топливных баков, выбор конструкционного материала корпуса.

Новые технические решения и особенности модульной части 11С25


Модульные части блока "А" в МИКе

Особенности компоновочной схемы и конструкции модульной части определены особенностями использования ее в составе PH 11К25.


Модульная часть блока “А"
в составе системы
"Энергия-Буран"

Из условий управления полетом I ступени PH 11К25 принята схема с синхронным качанием всех четырех камер двигателя 11Д521 в пределах конуса, в связи с чем система гидроприводов включает восемь гидроприводов (по два на каждую камеру).

В связи с существенной зависимостью энергетических характеристик PH от запаса топлива на модульной части блока А (производная ΔGкг / ΔGтопл. ~=0,2) конфигурация бака "Г" выбрана из условия обеспечения минимальных объемов "сухих" отсеков, для чего верхнее и нижнее днища бака имеют сложную форму, образованную коническими выпуклыми и сфе-рическими вогнутыми оболочками.

"Пакетная" компоновка ступеней PH с передачей осевых сил от блоков А к корпусу блока Ц через опорные узлы в верхней части блоков А (расположенные не по оси блока А, а вынесенные на его периферию) определила чрезвычайно высокий уровень нагружения корпуса модульной части. В связи с этим для цилиндрических обечаек топливных баков была разработана нагартованная модификация алюминиевого сплава АМг-6 с повышенными механическими свойствами (модификация АМг-6-Н). Одновременно совместно с Куйбышевским металлургическим заводом была разработана технология получения нагартованных плит толщиной 32,5 мм для получения вафельных обечаек диаметром 3900 мм с высокой не-сущей способностью (свыше 2000 тс).

Для механической обработки вафельной структуры обечаек Коломенским станкостроительным заводом были изготовлены уникальные шестишпиндельные фрезерные станки, обеспечивающие фрезерование вафельных ячеек с точностью 0,15 мм.

Для обеспечения синхронизации уровней компонентов топлива в баках четырех блоков А при заправке на модульной части установлены датчики системы контроля заправки емкости, контролирующие уровень жидкости по всей высоте бака. Наддув баков в полете обеспечивается газообразным гелием, запас которого помещается в титановых шаробаллонах. Для уменьшения объема баллонной батареи шаробаллоны помещены внутрь бака "О" и заправляются охлажденным гелием, который в полете перед подачей в баки для наддува подогревается в специальных теплообменниках, входящих в состав двигателя 11Д521. Для уменьшения массы конструкции шаробаллонов при их проектировании учитывалось упрочнение титанового сплава при криогенной температуре и соответственно была уменьшена толщина стенки баллона. Экспериментальная отработка прочности и приемочные испытания этих баллонов проводятся в среде жидкого азота.

В нижней части бака "О" на цилиндрической обечайке установлен клапан, предназначенный для слива окислителя из блока А в полете в случае аварийного выключения его двигателя. Одновременно выключается двигатель и сливается окислитель из блока, расположенного на противоположной стороне блока Ц.

При разработке модульной части были реализованы технические решения, обеспечивающие многоразовое (до 10 раз) использование блока А. Двигатель 11Д521 отрабатывался на 20-кратный ресурс. В конструкции баков и пневмогидросистем введено много разъемных соединений, позволяющих при межполетных РВР производить замену отдельных узлов и элементов.

Учитывая более низкие частоты собственных колебаний связки пяти блоков PH 11К25 и орбитального корабля, для исключения продольных колебаний в системе питания ДУ при полете PH в состав модульной части был введен газовый демпфер повышенной эффективности, размещенный в районе двигателя 11Д521.

В остальном технические решения, принятые при создании модульной части 11С25 и I ступени PH 11К77, полностью идентичны, что позволило с учетом опережающей разработки PH 11К77 провести их полную отработку до начала летных испытаний PH 11К25.

Основные технические характеристики модульной части 11С25

Масса "сухой" модульной части, т 32,74
Компоненты топлива:
    — окислитель жидкий кислород (кипящий)
    — горючее керосин РГ1
Масса заправляемых компонентов топлива, т: 313,5
    — окислителя 286,4
    — горючего 87,1
Габариты модульной части, м:
    — наружный диаметр 3,9
    — максимальная длина 32,3
Характеристики двигателя:
    — тяга (на земле/в пустоте), тс 740/806,4
    — удельный импульс (на земле/ в пустоте), с 308,5/336,2
Коэффициент соотношения весовых секундных расходов компонентов топлива 2,6

Основные этапы разработки

Эскизное проектирование 1976 г.
Разработка конструкторской документации 1977 — 1978 г.г.
Автономная отработка узлов и систем 1980 — 1985 гг.
Огневые стендовые испытания модульной части на стендах НИИхиммаш 1986 — 1987 г.г.
Первый старт PH 11К25 с грузовым отсеком 15 мая 1987 г.
Старт PH 11К25 с орбитальным кораблем 1988 г.

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС "МОРСКОЙ СТАРТ" РАКЕТА "3EHИT-3SL"


Компоновка
ракеты
m3eнит-3SLm

Ракета космического назначения "3eнит-3SL" является центральным звеном ракетно-космического комплекса морского базирования в рамках международного проекта "Морской старт", созданного предприятиями четырех стран:

Украина — Государственное конструкторское бюро "Южное" и производственное объединение "Южный машиностроительный завод";

Россия — ракетно-космическая корпорация "Энергия";

США — компания "Боинг" в лице "Боинг Коммершиал Спейс Компани";

Норвегия — компания "Кварнер" в лице "Кварнер Маритайм а.с.".

Ракетно-космический комплекс морского базирования имеет ряд преимуществ в сравнении с КРК наземного базирования. При морском старте КА может быть запущен по любому азимуту без ограничений, обусловленных наличием населенных пунктов под PH во время ее полета на активном участке траектории и расположением районов падения отделя-ющихся частей. Морской старт позволяет организовать точку старта PH с экватора или вблизи экватора, что обеспечивает максимальный вес полезного груза, выводимого PH. Кроме того, существенно уменьшаются затраты на содержание большой инфраструктуры, неизменно сопутствующей КРК наземного базирования.

Начало работ над проектом "Морской старт" было положено 25 ноября 1993 г. подписанием соглашения между фирмами "Боинг", "Энергия", "Кварнер" и КБ "Южное". Возглавляет работы по проекту международная компания "Морской старт", созданная партнерами 5 мая 1995 года в г. Сиэтл, США.

Состав и назначение РКК "Морской старт"

Ракетно-космический комплекс "Морской старт" предназначен для запуска с акватории Тихого океана грузов на околоземные орбиты, в том числе на синхронно-солнечные, геопереходные орбиты, а также на высокоэнергетические орбиты, включая геостационарную, и отлетные траектории к Луне и планетам Солнечной системы.

В состав РКК "Морской старт" входят: трехступенчатая ракета "3eнит-3SL" совместно со вспомогательным пусковым оборудованием (ракетный сегмент), сегмент космического аппарата, морской сегмент и сегмент базового порта.

Сегмент КА, находящийся в базовом порту, включает в себя корпус для подготовки аппарата и сборки блока полезного груза. В свою очередь БПГ состоит из КА, головного обтекателя, адаптера БПГ, переходной юбки, оборудования полетной авионики.

Морской сегмент включает сборочно-командное судно и плавучую стартовую платформу. СКС обеспечивает сборку, проверку и управление пуском РКН. СП обеспечивает перегрузку РКН с СКС, доставку ее в точку пуска и пуск РКН.

Сегмент базового порта, расположенный в порту Лонг Бич (штат Калифорния, США), обеспечивает прием и заправку расходными материалами, включая компоненты топлива, СКС и СП, а также прием и хранение ступеней РКН до их погрузки на СКС.

В дальнейшем в состав комплекса предполагается ввести двухступенчатую ракету космического назначения "Зенит-2SL".

Особенности ракеты "3eнит-3SL"

Ракета "3eнит-3SL" включает следующие составные части:

— ракету-носитель "Зенит-2S";

— разгонный блок ДМ-SL с собственной автономной системой управления; — блок полезного груза.

PH "Зенит-2S" разрабатывается ГКБ "Южное" как модификация I и II ступеней эксплуатируемой PH 11К77.

Блок ДМ-SL разрабатывается корпорацией "Энергия" как модификация блока ДМ, эксплуатируемого совместно с PH "Протон".

БПГ разрабатывается фирмой "Боинг" и представляет собой новую разработку специально для комплекса "Морской старт".

В качестве PH "Зенит-2S" используется PH 11К77, доработанная под условия морского старта, установку разгонного блока и БПГ, а также для усовершенствования конструкции, повышения надежности и энергетических характеристик. Основные доработки заключаются в следующем:

— применение СУ на базе БЦВМ "Бисер-3", гироплатформы ПВ300;

— модернизация системы контроля температур;

— доработка системы управления расходованием топлива;

— доработка пневмогидросистемы подачи компонентов топлива;

— прокладка дополнительных трубопроводов для заправки разгонного блока;

— исключение трех шаробаллонов из системы наддува бака "О” I ступени и одного из системы наддува бака "Г" II ступени;

— установка клапанов нештатного слива горючего;

— доработка агрегатов автоматики и приборного отсека;

— установка заглушки, обеспечивающей поддержание баков под давлением во время эксплуатации;

— введение защитной крышки с электропневмоклапаном управления на дренажном патрубке бака "О" II ступени;

— усиление нижних обечаек бака "Г" I ступени и силового кольца;

— усиление корпуса бака "О” II ступени;

— введение системы термостатирования БПГ.

Основные характеристики ракеты космического назначения "3eнит-3SL"

  I ступень II ступень РБ
Стартовая масса, т 470,7 116,7 23,9
Тяга двигателей (на земле/в пустоте), тс:
    — основных 740/806,4 —/85 —/84
    — рулевого —/8,1
Номинальный удельный импульс двигателей (на земле/в пустоте), с:
    — основных 309,5/337,2 —/350 —/352
    — рулевого —/342,8
Компоненты топлива:      
    — окислитель жидкий кислород
    — горючее керосин РГ-1
Масса БПГ (одиночной комплектации), кг 7974
    в том числе:
    — космического аппарата 5000
    — сбрасываемого обтекателя 2062
    — элементов БПГ, выводимого на орбиту 912
Масса КА, выводимых на орбиту, кг:
    — геостационарную 1800
    — геопереходную 5000

 


Морской сегмент

Первый пуск PH "Зенит-3SL" с морского сегмента
РКК "Морской старт", состоявшийся 28.03.99 г.
в Тихом океане из района о. Рождества

КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС "ДНЕПР"

Договоры о сокращении и ограничении стратегических наступательных вооружений СНВ-1 и СНВ-2 поставили на повестку дня вопрос об использовании снимаемых с боевого дежурства МБР для запуска КА. Большинство ракетных КБ СНГ разработали проекты по использованию разработанных ими боевых ракет в качестве PH и приступили к их реализации ("Старт", "Рокот", "Штиль" и т.п.).

ГКБ "Южное" в 1997 г. предложило к реализации проект КРК "Днепр", основой которого является самая мощная в мире МБР 15А18 (РС-20Б), обладающая высокими энергетическими возможностями, точностью выведения и надежностью в полете.

Договорами СНВ-1 и СНВ-2 разрешается использование снимаемых с боевого дежурства ракет РС-20 для доставки объектов в верхние слои атмосферы или в космос при выполнении требований и ограничений, изложенных в договорах. При реализации проекта "Днепр" предусмотрено выполнение всех положений Договоров СНВ-1 и СНВ-2.

Во исполнение совместного заявления Президентов Российской Федерации и Украины 31 мая 1997 г. о приоритетных направлениях сотрудничества двух стран на долгосрочную перспективу Международной космической компанией "Космотрас", образованной по решению Российского космического агентства и Национального космического агентства Украины, ведутся работы по созданию, эксплуатации и маркетингу КРК. В "Космотрас" входят предприятия Украины и Российской Федерации, каждое из которых имеет свою специализацию и область работы, в том числе:

ГКБ "Южное" (разработчик МБР 15А18) — головная организация по разработке комплекса "Днепр" и технической интеграции всего проекта;

ПО "Южный машиностроительный завод” (изготовитель ракет 15А18) — переоборудование ракет 15А18 в PH "Днепр";

АО "Хартрон" (разработчик СУ ракеты 15А18) — доработка штатной СУ для решения космических задач;

КБ специального машиностроения — доработка стартового и технического комплексов МБР 15А18 под PH "Днепр".

Конструктивная схема ракеты 15А18 и инвариантность СУ позволяют создать на ее основе высокоэффективную PH, отвечающую современным требованиям к средствам выведения КА.

Материальная часть комплекса уже создана — более 150 ракет изготовлены и находятся в исправном состоянии на боевом дежурстве или хранятся в арсенале. Стартовый, технический и измерительный комплексы созданы и отработаны. Объем доработок, необходимый для их использования в качестве КРК, незначителен по сравнению с изготовлением новых PH и элементов комплекса. Это предопределяет и другие преимущества, в частности низкие затраты на создание комплекса и проведение пусков PH, гарантирует стабильность обеспечения запуска систем КА, быструю окупаемость и высокую конкурентоспособность по отношению к использованию существующих (изготовляемых) PH.


Компоновка
ракеты "Днепр"

Энергетические возможности и реализуемые наклонения орбит PH "Днепр" позволяют использовать ее при выведении перспективных систем низкоорбитальной спутниковой связи, дистанционного зондирования Земли, аппаратов научного назначения. Кроме того, PH "Днепр" имеет надежность и точность выведения полезной нагрузки более высокую, чем у существующих PH, что определяет значительный потенциальный рынок реализации услуг по запуску КА.

Ни один из существующих КРК не имеет такого короткого времени подготовки ракеты к пуску и темпа пуска, возможности проведения пуска в любых погодных условиях и находиться в заправленном состоянии в ПУ практически неограниченное время в постоянной готовности к пуску.

Имеющееся количество ракет и ПУ дает возможность создания при необходимости резерва ракет на космодроме. Возможны снятие и повторная установка космической головной части на заправленной ракете. При переносе времени пуска нет необходимости сливать топливо и удалять ракету из ПУ.

Эти особенности комплекса "Днепр" ставят его на особое место среди других средств выведения и определяют его преимущество перед ними.

Состав КРК "Днепр"

КРК "Днепр" предназначен для оперативного высокоточного выведения на круговые и эллиптические орбиты КА различного назначения весом до 4 т.

В состав КРК входят:

— PH;

— СК с КП управления;

— технический комплекс.

Ракета-носитель "Днепр"

В состав PH входят: I, II и разгонная ступени, переходники I и II ступеней, головной аэродинамический обтекатель с переходником. Все составные части PH, за исключением переходника обтекателя, являются штатными ракеты 15А18 и используются без доработок. Переходник обтекателя представляет собой цилиндрический отсек диаметром 3000 мм.

КА при помощи вновь изготовленной проставки устанавливается на корпус разгонной ступени. Защита КА от воздействия набегающего аэродинамического потока обеспечивается штатным ГО, который устанавливается на переходник обтекателя. Переходник обтекателя также выполняет функцию защиты КА от газодинамического воздействия факела при работе двигателя разгонной ступени по тянущей схеме. Внутренние объемы под обтекателем и его переходником образуют зону полезного груза, которая в случае необходимости может быть увеличена за счет изменения длины переходника на 2-2,5 м. ГО сбрасывается в конце полета II ступени путем подрыва пироболтов и разбрасывания створок в боковых направлениях.

Двигательные установки ракеты 15А18 используются без доработок. Система управления PH — штатная, ракеты 15А18, доработанная в части обеспечения оптимальных программ выведения КА. Система измерений обеспечивает прием и передачу телеметрической информации с PH и КА до отделения от PH. Система безопасности PH предназначена для прекраще-ния полета I и II ступеней в аварийных ситуациях — отклонении параметров от заданных.


Ракета “Днепр" в
пусковой установке

Старт PH — минометный, из ТПК, осуществляется по штатной схеме ракеты 15А18. Разделение ступеней — по штатной отработанной схеме, отделение КА от разгонной ступени производится путем увода отделяющейся части ступени от КА при работе двигателя на дрос-селированном режиме.

Стартовый и технический комплексы

Стартовый комплекс PH "Днепр" создается с максимальным ис-пользованием существующей инфраструктуры экспериментального комплекса ракеты 15А18 на космодроме Байконур. СК представляет собой совокупность технологических сооружений, систем и коммуникаций, обеспечивающих выполнение следующих задач:

— приведение в готовность к пуску PH "Днепр" с КА;

— проведение пусков PH;

— непрерывный и периодический автоматизированный дистанционный контроль состояния PH с КА и оборудования ПУ.

В состав СК входят:

— три ПУ шахтного типа;

— КП управления;

— унифицированная система внутреннего электроснабжения;

— межплощадные кабельные линии управления и связи;

— подвижное технологическое оборудование.

В качестве технического комплекса PH используется существующая ТП ракеты 15А18 в составе:

— площадки перегрузки для обеспечения перегрузки ракеты и комплектующих элементов с железнодорожных транспортных средств на грунтовые агрегаты;

— технической зоны для хранения и обслуживания подвижного технологического оборудования и ЗИП;

— служебно-лабораторного корпуса для проверки аппаратуры ЗИП.


Ракета "Днепр"
в полете

Для обеспечения заправочно-сливных работ компонентами ракетного топлива и сжатыми газами разгонной ступени используется существующая унифицированная заправочная станция.

Технический комплекс космического аппарата предназначен для приема, временного хранения, подготовки КА в составе космической головной части. В качестве технического комплекса КА предусмотрено использование существующей на космодроме Байконур технической позиции КА с использованием существующих сооружений с их техническими системами, инженерными коммуникациями, автомобильных и железных дорог, технологического оборудования, обеспечивающего выполнение работ, связанных с наземной подготовкой КА, а именно:

— монтажно-испытательного корпуса;

— служебно-лабораторного корпуса;

— хранилища технологического оборудования;

— заправочной станции КА.

Эксплуатация КРК "Днепр"

Порядок работ на стартовом и техническом комплексах включает следующие основные этапы эксплуатации:

— доставку ракеты 15А18 с комплектующими элементами на космодром Байконур, установку в ПУ;

— доставку КА с комплектующими элементами на космодром Байконур;

— сборку космической головной части на техническом комплексе КА;

— заправку разгонной ступени компонентами топлива и пристыковку ее ко II ступени ракеты;

— заправку I и II ступеней ракеты компонентами ракетного топлива;

— подготовку пускового сооружения и PH к приему космической головной части;

— стыковку космической головной части и приведение в готовность PH и пускового сооружения;

— подготовку и проведение пуска PH с КА;

— РВР в пусковом сооружении для проведения повторного пуска.

Время, необходимое на приведение PH с космической головной частью на стартовом комплексе в готовность, составляет ~120 ч (15 рабочих дней при 8-часовом рабочем дне). Потребное время на проведение РВР после пуска PH с установленным защитным кожухом составляет ~120 ч.

Основные характеристики КРК "Днепр"

Стартовый вес ракеты-носителя, тс. 210,8
    в том числе вес полезного груза 4
Количество пусковых установок, ед 3 (может быть увеличено до 4)
Общее время подготовки PH к пуску (от момента загрузки PH в ПУ), ч 120
Продолжительность стоянки заправленной PH в ПУ до установки КА не ограничена(в течение гарантийного срока эксплуатации)
Температурный режим в шахтной ПУ в районе КА при закрытой крыше ПУ, °С +5...+25
Метеоусловия в районе старта при пуске PH пуск осуществляется в любое время года и суток без ограничений по температуре и влажности окружающей среды при скорости ветра до 25 м/с
Количество пусков в год из трех ПУ при односменной работе персонала 25-27
Место проведения технологических операций с КА МИК технического комплекса КА с полезной площадью 2500 и чистотой окружающей среды класса 100000
Срок эксплуатации комплекса до 31.12.2011

 

Основные характеристики ракеты-носителя "Днепр"

Энергетические возможности ракеты-носителя:
    — вес полезного груза, выводимого на орбиту, кгс 4000-500
    — высота круговой орбиты, км 200-900
    — возможные наклонения орбит 46, 50, 65, 87, 98°
Стартовый вес (с учетом веса полезного груза, равного 4000 кгс), тс:
    — I ступени 210,8
    — II ступени 49,3
    — разгонной ступени 8,2
Тяга двигателей в пустоте, тс:
    — I ступени 461,2
    — II ступени 77,5
    — разгонной ступени 2,0/0,8
Топливо на всех ступенях PH: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
    — окислитель АТ
    — горючее НДМГ
Полетная надежность PH 0,97
Точность выведения КА на орбиту Нкр=300 км:
    — по высоте орбиты, км ±4,0
    — по наклонению орбиты, угл. мин ±2,4
    — по прямому восхождению восходящего узла, угл. мин ±3,0
Габаритные размеры, м:
    — диаметр 3
    — длина (со штатной длиной переходника обтекателя) 34,3

Для повышения энергетических возможностей PH и расширения диапазона вы-сот выведения КА Gпг=5500-1000 кг, Нкр=200-3000 км возможно применение другой разгонной ступени.

Основные этапы создания

Техническое предложение по использованию боевых ракет РС-20 в качестве космических ракет-носителей 1994 г
Соглашение между правительствами Украины и Российской Федерации о сотрудничестве в области создания и эксплуатации ракетно-космической техники 1995 г.
Меморандум Российского космического агентства и Национального космического агентства Украины о создании совместного российско-украинского предприятия "Космотрас" для реализации проекта КРК "Днепр" 1996 г.
Постановление Кабинета министров Украины о включении работ по КРК “Днепр" в Национальную космическую программу Украины 1997 г.
Постановление Правительства Российской Федерации о включении работ по созданию и эксплуатации КРК “Днепр" в Федеральную космическую программу России 1998 г.
Технический проект PH “Днепр-1" 1998 г.
Начало эксплуатации PH "Днепр-1" (запуск британского КА “УоСАТ-12") 1999 г
Выпуск ЭЛ КРК "Днепр" с PH "Днепра" и "Днепр-М" 2000 г.
Запуск пяти КА PH “Днепр-1" 2000 г.

 


Яндекс.Метрика