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

НЕЗАВЕРШЕННЫЕ РАЗРАБОТКИ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

В июле 1960 г. ОКБ-586 представило технические предложения по разработке сверхтяжелой ракеты Р-56 с полезной нагрузкой до 40 т. Этому предшествовали проработки сверхтяжелой ракеты РК-100 со стартовым весом 1200 тс. Предложение ОКБ-586 было принято правительством.

В эскизном проекте ракеты Р-56 стартовый вес ракеты был увеличен до 1400 тс. Ракета получила индекс 8К68 и предназначалась для решения как оборонных, так и научных задач. Для боевого оснащения ракеты был разработан только предэскизный проект, в котором рассматривались ярусные конструкции головной части, укомплектованные несколькими боевыми блоками. Этим разработка боевого варианта ракеты и ограничилась.

Ракета Р-56 была предложена в качестве многоцелевого космического носителя, который мог обеспечить пилотируемый облет Луны, посадку на поверхность Луны автоматических станций с массой около 3 т, а в составе двух- или трехблочного пакета решать задачу высадки лунной экспедиции.

После того как правительством было принято решение разрабатывать сверхтяжелую уникальную ракету Н-1 и ракету УР-500 (с более низкими по сравнению с ракетой Р-56 энергетическими возможностями), а разработку ракеты Р-56 прекратить, ОКБ-586 приняло предложение разрабатывать ракетный блок лунного корабля, входящего в комплекс Н1-ЛЗ (11А52).

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ ТЯЖЕЛОГО КЛАССА Р-56 (8К68)

Основные особенности и характеристики комплекса тяжелой PH Р-56 (8К68)

Разработка ЭП комплекса тяжелой ракеты-носителя выполнена ОКБ-586 в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 22 мая 1963 г.

Выбор уровня энергетических характеристик PH проводился исходя из анализа возможности решения следующих задач: создание глобальных информационных систем связи на стационарной и суточных орбитах ИСЗ, исследование Луны и освоение дальнего космического пространства автоматическими станциями.

В области космических исследований комплекс планировался для решения задач освоения Луны и ближайших планет Солнечной системы, требующих систематических пусков PH:

— пилотируемого облета Луны и крупномасштабного фотографирования ее поверхности;

— организации автоматических станций "службы Луны" и их обслуживания;

— доставки для экспедиций необходимых грузов;

— запуска автоматических межпланетных станций.

Исходя из этого PH Р-56 должна была обеспечить запуск космических объектов:

— на стационарную орбиту — 6,0 т;

— на орбиту вокруг Луны — 12,0 т;

— в район планет Марс и Венера — 6-8 т.

Основными принципами при проектировании такого комплекса были приняты:

— минимальные затраты средств на разработку;

— обеспечение максимальной надежности полета;

— создание комплекса в заданные правительством сроки.

С целью реализации этих принципов большое внимание на стадии проектирования было уделено выбору принципиальной и конструктивной схемы PH.

Исследования различных конструктивных и принципиальных схем PH показали, что вариант двухступенчатой ракеты, выполненной по моноблочной схеме, является и наиболее перспективным с точки зрения развития производственной базы для создания более мощных PH, в т.ч. с применением других источников энергии, обеспечивающих межпланетные полеты человека.

При анализе конструктивно-компоновочной схемы PH рассматривались три принципиальные схемы:

— четырехблочная с диаметром корпуса блока 3800 мм (близким к максимально допустимому при транспортировке по железной дороге без ограничений);

— семиблочная с диаметром корпуса каждого блока 3000 мм (максимально освоенный в производстве);

— моноблочная с диаметром корпуса 6500 мм с обеспечением транспортировки носителя, полностью собранного в заводских условиях, водным путем.

В качестве основных двигателей рассматривались двигатели разработки ОКБ-456: 11Д43 и его модификация 11Д44 с высотным соплом.

Несмотря на необходимость реконструкции основного завода-изготовителя — ЮМЗ, освоение нового вида транспортировки с применением нетрадиционных средств, комплексные исследования, выполненные с привлечением специализированных институтов (в том числе строительных) показали преимущества создания PH моноблочной схемы по всем показателям.

Сравнение компоновочных схем PH

  Моноблочная 4-блочная 7-блочная
Относительное значение надежности 1 0,93 0,88
Время подготовки носителя к пуску 100% 250% 350%
Затраты на разработку 0,86 0,95 1
Капвложения на строительно-монтажные
работы и оборудование 1,37 1 1
Стоимость стартового комплекса 0,84 0,98 1
Стоимость изготовления одной ракеты 0,88 0,94 1

 


Компоновка
ракеты Р-56

Минимальная стоимость разработки моноблочного варианта PH обеспечивалась:

— меньшей трудоемкостью изготовления и сборки;

— использованием принципиальных схемных и конструктивных решений, разработанных для ракет Р-16, Р-36;

— применением теоретически разработанной и апробированной динамической схемы;

— существенно меньшим объемом экспериментальных и исследовательских работ;

— меньшей стоимостью СК;

— минимальным объемом работ на СК.

Принятые решения позволили разработать проект мощной многоцелевой ракеты-носителя с высокой надежностью и тактико-техническими характеристиками на уровне боевых.

Особенности ракеты-носителя Р-56

PH выполнена двухступенчатой с последовательным расположением ступеней. На PH могут применяться две дополнительные ступени — орбитальная с однократным запуском двигателя и космическая с многократным запуском двигателя. Такое решение позволяет иметь унифицированный вариант PH для решения всех рассмотренных задач.

Топливные баки I и II ступеней выполнены с передним расположением бака "О". На II ступени с целью снижения веса конструкции и уменьшения габаритов баки объединены в единый топливный отсек.

Топливные отсеки и двигатели орбитальной и космической ступеней защищены экранно-вакуумной изоляцией, обеспечивающей заданный температурный диапазон компонентов топлива в условиях космического пространства.

КА устанавливаются на переходной раме и защищены обтекателем от воздействия набегающего потока при полете на активном участке траектории и при аварийном спуске на Землю.

СУ PH — автономная, разрабатывалась ОКБ-692 и НИИ-944 с учетом обеспечения выполнения задачи при отключении одного двигателя I ступени и пуска PH в любом направлении с неповоротной ПУ. СУ орбитальной и космической ступеней — комбинированного типа.

ДУ I ступени состоит из 12 основных и 4 управляющих двигателей, выполненных качающимися в тангенциальной плоскости. На II ступени ДУ состоит из основного однокамерного двигателя (высотный вариант двигателя I ступени) и четырехкамерного управляющего двигателя. На орбитальной ступени ДУ состоит из однокамерного основного двигателя и че-тырехкамерного управляющего, допускающих запуск в условиях невесомости. ДУ космической ступени состоит из однокамерного двигателя с четырехкратным запуском в условиях невесомости.

Разделение I и II ступеней — по "холодной" схеме, при работающем рулевом двигателе II ступени и торможении отделяющейся части I ступени с помощью ПРД. Разделение орбитальной и второй, космической и орбитальной ступеней, а также отделение КА от ракетных частей — с помощью тормозных ПРД.

Наддув бака "О" I ступени — скоростным напором воздуха с поднаддувом путем впрыска в бак НДМГ. Баки "Г" I, II и орбитальной ступеней надуваются с помощью специальных газогенераторов. Для наддува баков космической ступени предусматривалась газобаллонная система наддува. На всех ступенях устанавливались системы регулирования одновременного опорожнения топливных баков.

Для спасения космических объектов в случае возникновения аварийной ситуации на старте и активном участке полета I ступени на PH предусматривалась система спасения, состоящая из блока ПРД и парашютного блока. Отделение системы спасения осуществлялось по команде при разделении ступеней.

Стартовая позиция

Полностью собранная PH с завода-изготовителя транспортируется на СП.

Для запуска предусматривается наземная СП открытого типа в составе:

— двух ПУ;

— башни обслуживания (общей);

— системы заправки компонентами топлива и сжатыми газами;

— КП;

— хранилища PH;

— корпуса для подготовки КА;

— административно-служебных зданий;

— хранилищ ЗИП;

— укрытий личного состава;

— вспомогательных сооружений общего назначения.

Полная подготовка к пуску PH на СП производится при помощи башни обслуживания, внутри которой постоянно поддерживается необходимая температура. Внутри башни имеются площадки обслуживания, обеспечивающие доступ к отсекам PH, по внутренним стенкам проложены коммуникации "Земля-борт". В свободных объемах металлоконструкции предусматриваются помещения для проверочной аппаратуры. что сокращает строительные объемы аппаратных и КП. Башня обслуживания передвигается от одной ПУ к другой по двум железнодорожным путям нормальной колеи, один из которых связан с железнодорожной веткой и предназначен для подвозки компонентов топлива и других материалов.

ПУ выполнена заглубленной с отводом газа работающих двигателей в одну сторону с помощью газохода лоткового типа. Бункер с пусковой аппаратурой расположен под ПУ.

Система заправки PH — насосная. Заправочные емкости, насосные установки и арматура — из числа существующих в производстве. Подвод заправочных коммуникаций и кабелей системы управления и энергоснабжения выполнен по каналам, соединяющим ПУ с КП и хранилищами компонентов топлива.

Технологический цикл подготовки PH к старту включает:

— транспортировку PH и КА;

— подъем, установку и стыковку PH и КА;

— автономную проверку всех систем;

— комплексную проверку PH;

— заправку;

— отвод башни обслуживания и пуск.

Основные характеристики ракеты-носителя

  I
ступень
II
ступень
Орбит,
ступень
Космич.
ступень
Стартовый вес. тс 1421 259 46 12,6
(кЛуне)
17.0
(стац. ИСЗ)
Конечный вес. тс 345,6 65,8 16,4
20,8
4,8
8,5
Масса компонентов топлива, т 1099,6 199,2 30,1 8,71
Тяга ДУ (на земле/в пустоте), тс 148x16/164x16 —/172.3 —/50 —/12
Удельный импульс
(на земле/в пустоте), с
285/316 —/325 —/327 —/350
Компоненты топлива АТ+НДМГ   АТ+Г-50  
Время подготовки PH к пуску, мин:
    — из готовности 1 20
    — из готовности 2 80

Комплексные исследования, выполненные НИИ-88 совместно с ведущими институтами МО показали, что PH Р-56 по своим характеристикам и энергетическим возможностям могла быть оптимальной для решения космических задач.

Энергетические возможности PH

Запуск КА на круговую орбиту i —  90°/49°:
    — Икр — 200 км 40/46,1
    — Нкр — 500 км 21/25
Запуск КА на стационарную орбиту Н — 36000 км, i — 0° 6,5
Запуск КА:     — к Луне 12,6
      — на орбиту ИСЛ 7
      — мягкая посадка на поверхность Луны 2,8
Запуск КА:     — к Марсу 8
      — на орбиту ИСМ 3
      — на поверхность Марса до 2,0
Запуск КА:     — К Венере 9
      — на орбиту ИСВ 2
      — на поверхность Венеры 1,5
Запуск космических зондов в направлении, перпендикулярном плоскости эклиптики, при высоте:
    10 млн. км 11
    20 млн. км 8,7
    50 млн. км 1,6

Эксплуатация PH

Пуски PH рассмотрены с существующих полигонов Капустин Яр, Байконур и Плесецк. С точки зрения транспортировки наиболее предпочтителен Капустин Яр.

Транспортировка PH на полигон планировалась водным путем на доработанной самоходной барже СТ-600 с доставкой PH от завода-изготовителя до места погрузки на водный транспорт и от конечного пункта водного пути до места старта грунтовыми транспортными средствами. В качестве тягача грунтовых транспортных средств предусматривался МАЗ-537.

Транспортировка в район полигона Капустин Яр возможна по реке Днепр, Черному и Азовскому морям, Волго-Донскому каналу, по реке Волге до г. Волгограда. Затем до места старта — на грунтовых транспортных средствах. Общая протяженность пути 2030 км. в том числе по грунту — 30 км.

Транспортировка в район полигона Байконур возможна тем же водным путем до реки Волга. По реке Волга — в Каспийское море, затем по реке Урал — до г. Индерборский, откуда на транспортных грунтовых средствах — до места старта. Общая протяженность пути — 4270 км, из них по грунту — 1200 км.

На полигон Плесецк общая протяженность пути — 6200 км, из них по грунту ~100 км. Транспортировка с реки Волга — в Рыбинское водохранилище, затем по рекам Сухона и Северная Двина — до станции Сия, откуда на грунтовых средствах — до полигона.

БЛОК Е ЛУННОГО РАКЕТНОГО КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА 11А52 (Н1-ЛЗ, SL-15)

Блок Е был разработан в составе лунного ракетно-космического комплекса 11А52 и предназначался для обеспечения посадки на поверхность Луны лунного корабля с космонавтом и последующего старта с Луны с выведением ЛК на орбиту искусственного спутника Луны для стыковки с пилотируемым лунным орбитальным кораблем.

Состав и задачи комплекса 11А52

В состав комплекса входили трехступенчатая ракета-носитель Н-1 и четырехступенчатый головной блок ЛЗ, предназначенный для доставки экипажа из двух космонавтов с орбиты искусственного спутника Земли на окололунную орбиту, осуществления посадки ЛК на поверхность Луны с возвратом на орбиту и возвращения космонавтов на Землю. Головным разработчиком комплекса 11А52 и лунного корабля было определено ОКБ-1. ОКБ-586 разрабатывало блок Е — ракетный блок ЛК. Кроме блока Е в состав ЛК входили лунная кабина, содержащая аппаратуру системы управления, основной состав средств жизнеобеспечения космонавта, двигательную установку управления, ориентации и стабилизации, отсек космонавта и лунное посадочное устройство, предназначенное для обеспечения устойчивого положения ЛК в момент касания поверхности Луны, смягчения удара и выполнения роли пускового стола при старте ЛК с поверхности Луны. При сборке ЛК лунная кабина устанавливается на верхний торец блока Е, а ЛПУ стыкуется с помощью дублированных разрывных пироузлов к нижнему торцу блока Е.

Основные технические решения, реализованные при разработке блока Е
Обеспечение повышенной надежности функционирования


Компоновка блока Е

Надежность работы — важнейшее требование, предъявляемое к блоку Е. Это определялось тем, что если на предыдущих этапах полета в случае отказа PH и головного блока ЛЗ спасение экипажа возможно за счет системы аварийного спасения с отказом от полета и возвращением экипажа на Землю, либо за счет изменения циклограммы работы ракетных блоков головного блока ЛЗ с изменением схемы полета и отказом от посадки на Луну, то после включения двигателя блока Е на завершающем этапе посадки на Луну жизнь космонавта зависит от надежной работы систем блока Е и в случае его отказа гибель космонавта неизбежна. Для повышения надежности блока Е в его состав введены два двигателя, близкие по характеристикам, — основной 11Д411 и резервный 11Д412. Резервный двигатель выполнен двухкамерным и его камеры расположены симметрично по обеим сторонам камеры основного двигателя. Основной двигатель имеет двукратный запуск (первое включение — при посадке на поверхность Луны, второе — при старте с Луны).

Резервный двигатель — с одноразовым запуском. Он запускается либо на участке посадки в случае отказа основного двигателя, обеспечивая возвращение ЛК на ОИСЛ, либо при старте с Луны, запускаясь одновременно с основным двигателем, подстраховывая его и обеспечивая более надежный старт с ЛПУ.

Рациональная компоновочная схема блока

Для повышения устойчивости ЛК в момент посадки на неподготовленную поверхность Луны его центр масс должен располагаться как можно ниже. Это определило как компоновку ЛК в целом с сильным заглублением блока Е в каркас ЛПУ, так и компоновку блока Е. Бак с более тяжелым компонентом топлива — окислителем, расположен ниже бака горючего и выполнен в виде тора, во внутренней зоне которого расположен блок двигателей.

Бак "Г" располагается в пространстве между блоком двигателей, которые крепятся к его нижнему шпангоуту, и лунной кабиной. Клепаный силовой переходник обеспечивает механическую связь обоих баков и стыковку к блоку Е других составных частей ЛК, а также является базой для установки основной части элементов ПГС (шаробаллоны, клапаны, трубопроводы) и приборов.

Обеспечение требуемых температурных режимов

С точки зрения температурных режимов к конструкции блока Е предъявлялись чрезвычайно высокие требования.


Лунный корабль

Это связано с продолжительностью нахождения блока Е в условиях космического пространства (до 4 суток), при котором температура компонентов топлива должна находиться в узком диапазоне. Поэтому в конструкции блока Е был реализован целый ряд мероприятий по обеспечению температурных режимов:

— наружная поверхность блока закрыта многослойной ЭВТИ. Количество слоев доходило до 90. Для повышения термического сопротивления изоляции была разработана специальная полиэтилентерефталатная пленка с рифленой поверхностью, что уменьшало площадь контакта слоев пленки друг с другом;

— для теплоизоляции блока Е в зависимости от температуры, действующей на ЭВТИ при эксплуатации, применялись несколько разновидностей пленок: ПЭТФ, тонкая алюминиевая фольга, никелевая фольга;

— незакрытые ЭВТИ части поверхности блока Е в районе, например, стыковочных шпангоутов полировались для уменьшения поглощения тепла. Суммарная площадь незакрытых ЭВТИ участков не должна была превы-шать 5% от всей поверхности блока;

— нижняя часть блока Е защищена от воздействия факела двигателей донным экраном торосферической формы, центр сферы которого находился в районе центра масс ЛК в момент старта с поверхности Луны для умень-шения угловых возмущений, действующих на ЛК со стороны отраженных от ЛПУ и неровностей поверхности Луны струй. Экран выполнялся из тонколистовой титановой обшивки, подкрепленной титановыми кольцевыми шпангоутами;

— для улучшения тепловых режимов двигателей они полностью заглублены в блок Е, а срезы сопел до первого запуска заклеены заглушками из ЭВТИ. Через 4 часа после посадки на поверхность Луны срез сопла основного двигателя закрывался специальной теплоизолирующей крышкой, которая сбрасывалась в момент старта с Луны;

— кроме пассивных средств было предусмотрено активное термостатирование компонентов топлива, для чего в баках установлены трубопроводы системы термостатирования, связанные с системой жизнеобеспечения лунной кабины.

Режим глубокого дросселирования основного двигателя

В связи с тем, что посадка ЛК предусматривалась на неподготовленную поверхность Луны, в схеме полета ЛК предусмотрен режим зависания на место посадки с маневрированием в горизонтальной плоскости для ухода от значительных неровностей. Чтобы обеспечить зависание ЛК был введен режим глубокого дросселирования двигателя 11Д411 с обеспечением регулирования величины тяги двигателя в широких пределах. Так, при номинальном значении тяги 2000 кгс в режиме глубокого дросселирования обеспечивался уровень тяги 825±300 кгс. В состав двигателя были введены соответствующие регулирующие устройства и проведен полный цикл экспериментальной отработки.

Устройства обеспечения запуска двигателя в невесомости


Ракета Н1-Л3 на космодроме

Для обеспечения запуска двигателей блока Е в условиях невесомости в баках предусмотрены разделительные устройства, отделяющие газ наддува (гелий) от компонентов топлива. Вначале были рассмотрены эластичные "мешки", закрепленные в верхней части баков, в которых создавалась газовая подушка. Однако в процессе работ не удалось найти материал для изготовления "мешков", который был бы достаточно герметичен, чтобы при длительном хранении блока Е до включения двигателя гелий не просочился в основное пространство баков. В связи с этим уже на стадии эксперимен-тальной отработки была изменена конструкция баков и введены жесткие разделители, представляющие собой перегородки в баках, выполненные из алюминиевого сплава. Соединение двух полостей каждого бака осуще-ствляется через отверстия, защищенные от прохождения газа в полость под разделителем в невесомости сетчатыми и капиллярными устройствами.

Был проведен большой комплекс экспериментальной отработки, в том числе на стендах невесомости, на самолете ТУ-16, имитировавшем условия невесомости, и жесткие разделительные устройства подтвердили свою работоспособность.

В процессе работ по созданию блока Е было решено много принципиальных задач, разработано множество оригинальных элементов конструкции и систем, которые были признаны изобретениями.

Состав блока Е

Ракетный блок Е включает в себя следующие узлы и системы;

— бак "Г" с коническим корпусом, вогнутым нижним днищем и выпуклым верхним днищем;

— тороидальный бак "О";

— ДУ 11Д410, состоящую из двух независимых двигателей 11Д411 и 11Д412;

— конический силовой переходник;

— донный экран;

— пневмогидросистему;

— элементы системы управления ЛК;

— элементы системы терморегулирования ЛК;

— теплозащиту;

— теплоизоляцию.

Основные характеристики блока Е

Масса конструкции, кг 525
Габариты, мм:  
    — максимальный диаметр 2380
    —высоте 1720
Топливо: жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами
    — окислитель АТ
    — горючее НДМГ
Масса заправляемых компонентов топлива, т
    — окислителя 1,58
    — горючего 0,81
  11Д411 11Д412
Тяга двигателей (в пустоте), тс 2,05 2,045
Удельный импульс двигателей, с 315 312
Коэффициент соотношения массовых секундных расходов компонентов топлива 2 2

Основные этапы разработки

Проектирование (аванпроект и три ЭП) 1963 — 1968 г.г.
Разработка конструкторской документации 1965 — 1969 г.г.
Автономная отработка узлов и систем 1967—1969 г.г.
Огневые стендовые испытания блока Е 1969 —1970 г.г.
Летные испытания блока Е в составе экспериментального образца лунного корабля (Т2К), запускаемого на орбиту ИСЗ ракетой-носителем "Союз" (3 запуска) 1970—1971 г.г.

Результаты всех трех пусков положительные. ЛК допущен к полетам в составе комплекса 11А52.

После четырех аварийных пусков ракеты-носителя Н-1 с макетом лунного комплекса ЛЗ (с 1969 по 1972 г.г.) дальнейшие работы по проекту Н1-ЛЗ были прекращены в 1974 г.

 

КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА "СПЕЙС КЛИПЕР"

К числу перспективных предложений по использованию конструктивно-технологического задела КБ "Южное" в разработке твердотопливных двигателей боевых ракет в создании PH легкого класса относится проект "Спейс Клипер".

Состав и назначение системы

Космическая авиационно-ракетная система "Спейс Клипер" предназначена для выведения КА весом до 500 кгс во всем диапазоне орбит и траекторий. Система обеспечивает проведение пусков над любой заданной географической точкой планеты.

В состав системы "Спейс Клипер" входят:

— самолет-носитель Ан-124 СК;

— PH унифицированного ряда;

— наземный производственно-эксплуатационный комплекс.


Самолет-носитель системы "Спейс Клипер" с ракетой

Самолет-носитель Ан-124 СК

В качестве самолета-носителя системы применяется дооборудованный серийный тяжелый транспортный самолет Ан-124 "Руслан". Высокопроходимое шасси позволяет эксплуатировать самолет как с бетонированных ВПП, так и с грунтовых аэродромов с прочностью грунта (Ϭв≥10 кгс/см2, Наличие двух вспомогательных силовых установок обеспечивает автономную эксплуатацию самолета на малооборудованных аэродромах. Самолет оснащен носовым и хвостовым грузовым люками, грузовой кабиной, кабиной для сопровождающих.

В грузовой кабине самолета монтируются элементы авиационной пусковой установки систем термостатирования и очистки воздуха, загрузочно-стыковочный модуль. В кабине сопровождающих оборудуются: пультовая с рабочими местами операторов, аппаратура подготовки PH и КА с системой электропитания, салон для специалистов. Самолет оснащается комплектом навигационной системы.

Основные характеристики самолета-носителя Ан-124 СК

Взлетный вес, тс 360-390
Сбрасываемый вес, тс 34-68
Потребная длина ВПП для взлета, м 3000
Потребная длина ВПП для посадки, м 2000
Дальность полета с PH (с АНЗ на 1 ч полета), км до 9000
Скорость полета, км/ч (крейсерская) 800-850
Высота полета самолета при пуске PH, км 10.ноя

Ракеты-носители "Спейс Клипер"

PH системы выполнены по схеме с последовательным расположением ступеней и комплектуются из унифицированных ТТРД пяти типоразмеров, двух модификаций СУ и единого ГО.

Полезная нагрузка и верхняя ступень PH с СУ размещаются под сбрасываемым ГО. Конструктивно ГО представляет собой наборную конструкцию из алюминиевых сплавов, состоящую из двух продольных створок, закрепленных в завесах и сбрасываемых с помощью пружинных толкателей при скоростном напоре 1 кгс/м2 на высоте ~100 км.

В зависимости от веса КА и характеристик орбиты или траектории может применяться любой из шести основных вариантов PH. Для их обозначения принята следующая система: четыре последовательные цифры — тип ТТРД, применяемого соответственно на I, II, III и IV ступенях.

Варианты ракет-носителей

  1234 2234 0234 1235 2235 235
Число ступеней 4 4 4 4 4 4
Стартовый вес, тс 64 52 32 64 52 32
Решаемые задачи:
    — высокие эллиптические, переходные орбиты и отлетные траектории + + +
    — низкие круговые и солнечно-синхронные орбиты в диапазоне Нкр=600-2000 км + + + +
Максимально выводимые веса КА, кгс 820 530 160 2200 150 600

Варианты PH 1234, 2234, 0234 характеризуются наиболее высокой энергоотдачей при выведении на наиболее энергоемкие орбиты и траектории. СУ выполняется из двух комплектов, устанавливаемых на предпоследней и последней ступенях.

Варианты PH 1235, 2235, 0235 на верхней ступени оснащены пятым типом ТТРД, представляющим собой апогейный двигатель двукратного включения, и наиболее эффективны в диапазоне орбит от нескольких тысяч километров. Эти PH оснащаются модификацией СУ, рассчитанной на длительность активного участка 60 мин, и специальной системой ориентации и стабилизации.

Условия эксплуатации

В процессе совместной эксплуатации КА и PH в самолете-носителе в районе центра тяжести PH действуют следующие эксплуатационные значения перегрузок, не более:

 

nx= 0,8;    ny= -2,0;    nz= ±0,4

 

В процессе выведения КА значение продольной перегрузки не превышает 10 единиц.

При совместной эксплуатации КА и PH в подобтекательном пространстве поддерживается температура в интервале 20±5°С.

Технология работ при эксплуатации

При проведении работ по пуску PH извлекается из складского помещения, где она хранится на стартовой платформе, и перегружается бескрановым способом на транспортноперегрузочный термостатирующий агрегат.

На указанном агрегате PH доставляется на аэродром, на котором находится самолет- носитель Ан-124 СК. Загрузка PH производится через задний загрузочный люк бескрановым способом. После загрузки проводится контроль функционирования систем PH и самолета. Затем самолет-носитель с PH перелетает на аэродром заказчика, где к PH подстыко-вывается КА.

При этом загрузочно-монтажный модуль через передний загрузочный люк вместе с ГО выводится из грузовой кабины. В нем устанавливается контейнер с КА, после чего загрузочно-монтажный модуль вновь устанавливается в грузовой кабине. При помощи гибких перегородок выгораживается монтажная зона, проводится принудительная вентиляция, очистка и кондиционирование воздуха в зоне. Затем КА извлекается из контейнера и к PH последовательно подстыковываются КА и ГО.

Производится взлет самолета и полет в зону пуска или на промежуточный аэродром. В бортовую аппаратуру СУ ракеты-носителя вводятся полетное задание и исходные данные для пуска. Далее самолет-носитель ложится на курс пуска,.раскрываются створки заднего грузового люка. В расчетное время сбрасывается вытяжной парашют и расфиксируется пусковая платформа с ракетой. Платформа с ракетой выводится из самолета. Изменяется место крепления к ней подвесной системы и платформа с PH устанавливается на пусковой угол к горизонту. На безопасном расстоянии от самолет-носителя, через 3-5 с производятся запуск двигателя нижней ступени PH и отделение парашюта и платформы. Самолет возвращается на аэродром постоянной дислокации.


Варианты компоновок ракет системы "Спейс Клипер"

Экологические показатели системы

В конструкции систем и агрегатов ракет-носителей "Спейс Клипер" не предусматривается применение токсичных веществ и жидкостей.

Применяемая рецептура твердого ракетного топлива имеет низкое процентное содержание соединений хлора, что, в свою очередь, оказывает влияние на снижение количества хлористого водорода, содержащегося в продуктах сгорания. Возможен переход на рецептуру, практически не содержащую соединений хлора.

Состояние разработки

По теме "Спейс Клипер" в течение 1989-1991 г.г. проводилось эскизное проектирование, не завершенное в связи с распадом СССР.


Яндекс.Метрика