| |||||||||||||
| Заходите к нам на форум: задавайте вопросы - получайте ответы! |
|
Исследование Солнечной Системы - Средства Доставки
| |||||
Космические Аппараты |
|
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ. (ЧАСТЬ VI)
МНОГОРАЗОВАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА «ЭНЕРГИЯ» - «БУРАН» Головной организацией но созданию данной системы явилось ОКБ-1, ныне Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С. П. Королева. Генеральным конструктором этой организации в 1974 году стал академик В. П. Глушко, возглавивший советскую программу «Энергия»-«Буран». На космодроме Байконур работы по подготовке и проведению первых пусков проводились под руководством генерал-майора В. Е. Гудилина.
В качестве стартового и технического комплексов использовались реконструированные комплексы ракеты-носителя «Н-1». Дополнительно были построены универсальный комплекс стенд-старт, монтажно-заправочный комплекс, посадочный комплекс и ряд других сложных в техническом отношении сооружений. А тем временем в ОКБ и десятках организаций оборонного комплекса на протяжении многих лет проводились научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы по созданию ракеты-носителя и орбитального корабля. Были дооснащены наземный и морской командно-измерительные комплексы, включая ввод в строй нового центра управления полетом и задействование спутника-регранслятора. При проведении эскизного проектирования по обоснованию конструктивных решении и основных характеристик было рассмотрено несколько альтернативных вариантов. Предлагались варианты, использующие твердотопливные ускорители (ТТУ) по типу американских, однако было признано целесообразным использовать четыре жидкостных ракетных ускорителя. Число двигателей на центральном блоке первоначально предполагалось равным трем. Однако необходимость повышения энергетики ракеты-носителя и обеспечение требуемой безопасности полета при отказе одного двигателя привела к увеличению числа двигателей до четырех. Главным отличием схемно-конструктивного построения МТКС от американского МТКК, наряду с использованием жидкостных ускорителей вместо ТТУ, явилось размещение маршевых двигателей на центральном блоке, а не на орбитальной ступени. Специалисты до сих пор спорят о преимуществах и недостатках данного решения. Действительно, установка двигателей на орбитальной ступени обеспечивает их спасение после каждого полета, повышая эффективность многоразового использования системы в целом, Однако бесспорным преимуществом советской МТКС явилась независимость ракеты-носителя и орбитального корабля, что позволило осуществить запуски не только корабля «Буран», но и полезных нагрузок массой до 100 тонн. У американского МТКС деление на ракету-носитель и корабль практически отсутствует, так как без корабля система стартовать не может. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯ» Ракета-носитель «Энергия» предназначена для выведения космических аппаратов на низкие, а с использованием разгонных блоков на средние, высокие эллиптические и круговые орбиты (в том числе на солнечно-синхронные и стационарные), а также на траектории полета к Луне и планетам Солнечной системы. Ракета-носитель «Энергия» при стартовой массе - 2400 т обеспечивает выведение космических аппаратов массой - 100 т на низкие орбиты искусственного спутника Земли, - 18 т на геостационарную орбиту, 32 т к Луне и - 28 т к Венере и Марсу. Ракета-носитель «Энергия» состоит из четырех кислородно-керосиновых боковых ракетных блоков первой ступени, кислородно-водородного центрального ракетного блока второй ступени и стартово-стыковочного блока.
Боковые ракетные блоки созданы на базе первой ступени ракеты-носителя «Зенит». Каждый боковой ракетный блок вмещает 300 т кислородно-керосинового топлива. Конструктивно блок выполнен в виде цилиндра диаметром 3,9 м, в верхней части которого размещен бак кислорода, а в нижней - бак керосина. К верхнему шпангоуту топливного отсека крепится конический обтекатель, внутри которого размещена аппаратура блока. К нижнему шпангоуту топливного отсека крепится хвостовой отсек и четырехкамерный двигатель РД-170 с дожиганием генераторного газа. Тяга двигателя у Земли 7400 кН, в пустоте 8070 кН. Удельный импульс тяги у Земли 3090 Н*с/кг, в пустоте 3370 Н*с/кг. Кратность использования двигателя 10 раз. Двигатель разработан в НПО «Энергомаш» (главный конструктор В. П. Радовский) и представляет собой модификацию двигателя РД-171 первой ступени ракеты-носителя «Зенит».
Центральный ракетный блок выполнен в виде цилиндра диаметром 7,7 м, внешняя часть которого заканчивается эллипсоидом вращения. Общая длина блока - 59 м. Блок вмещает - 7 00 т кислородно-водородного топлива, втом числе - 600 т жидкого кислорода и ~ 100 т жидкого водорода. В нижней части блока размещен хвостовой отсек с четырьмя ЖРД РД-0120. Двигатели разработаны в Конструкторском бюро химической автоматики (главный конструктор А. Д. Конопатов) и изготовлены на Воронежском механическом заводе. Наиболее близким аналогом двигателя является американский кислородно-водородный двигатель SSME, установленный на МТКК «Спейс Шаттл». Двигатель РД-0120 имеет тягу в пустоте 4 х 196 кН, удельный импульс тяги в пустоте 4550 Н*с/кг. Масса двигателя 4 х 3450 кг. Каждый двигатель закреплен в карданном подвесе.
В качестве полезного груза ракеты-носителя «Энергия» используется многоразовый орбитальный корабль «Буран» или же орбитальные блоки общей массой 100 т. Корабль «Буран» (или орбитальный блок) крепится к центральному ракетному блоку. Конструктивно орбитальный блок совмещает функции силового каркаса и аэродинамического обтекателя с размещенным внутри космическим аппаратом и разгонным блоком. После прохождения плотных слоев атмосферы осуществляется сброс части конструкции, выполняющей функции аэродинамического обтекателя.
Стартово-стыковочный блок является составной частью ракеты-носителя «Энергия» и конструктивно выполнен в виде платформы, выполняющей роль силового элемента при сборке на технической позиции пакета из пяти ракетных блоков, транспортировке его на стартовый комплекс, в процессе предстартовой подготовки и при отрыве от стартового стола. Через стартово-стыковочный блок осуществляется также соединение электропневмо-гидрокоммуникаций ракеты-носителя и стартового комплекса. В процессе старта ракеты-носителя стартово-стыковочный блок остается на пусковой установке. Запуск двигателей первой и второй ступеней ракеты-носителя осуществляется на старте. После израсходования запасов топлива первой ступени происходит отделение боковых блоков, а центральный блок продолжает работу. После выключения двигателей второй ступени и отделения орбитального корабля «Буран» или орбитального блока центральный ракетный блок продолжает пассивный полет по незамкнутой траектории, что обеспечивает его падение в заданную точку. Для управления движением РН на участке выведения создан комплекс автономного управления на базе ЭВМ.
Довыведение орбитального корабля «Буран» на рабочую орбиту осуществляется с помощью его бортовой двигательной установки. Довыведение на рабочую орбиту космических аппаратов, входящих в состав орбитальных блоков, осуществляется или с помощью их бортовых двигательных установок, или с помощью состыкованных с космическими аппаратами разгонных блоков. Первый запуск ракеты-носителя «Энергия» состоялся 15 мая 1987 года. В качестве полезного груза использовался космический аппарат «Полюс» массой 100 т, имеющий собственную двигательную установку. В результате неправильного направления импульса тяги этой двигательной установки космический аппарат на орбиту не вышел. Однако все системы ракеты-носителя «Энергия» работали нормально и испытательный запуск самой ракеты-носителя считается успешным. 2й запуск РН «Энергия» состоялся 15 ноября 1988 года. В качестве груза использовался многоразовый корабль «Буран». Задачи полета были выполнены полностью. КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «БУРАН» «Энергия»-«Буран» обеспечивает не только доставку на орбиту больших грузов, но и возвращение их на Землю. С краткими характеристиками мощной ракеты-носителя «Энергия» мы уже познакомили наших читателей, здесь мы хотим рассказать о космическом корабле «Буран». «Буран» является логическим продолжением работ конструкторов космической техники, он объединяет в себе весь накопленный опыт отечественной и мировой ракетно-космической и авиационной науки и техники. В основу конструкции космической системы положена самолетная схема типа «бесхвостка» с крылом переменной стреловидности. Общая длина его составляет 36,4 м. Размах крыльев около 24 м, высота на стоянке 16,5 м. Его грузовой отсек под стать грузовому вагону, в котором может быть размещен груз массой до 30 т при общей стартовой массе до 105 т. Посадочная скорость около 340 км/ч, как у современного истребителя. В носовом отсеке располагается герметичная цельносварная вставная кабина объемом более 70 м3. С внешней стороны корпуса нанесено специально разработанное теплозащитное покрытие массой не менее 9 т. Для довыведtния «Бурана» на рабочую орбиту, межорбитальных переходов, точных маневров, ориентации и стабилизации на нем установлена объединенная двигательная установка, работающая на высокоэнергетических компонентах топлива: кислороде и углеводородном горючем (синтин). Общий запас топлива составляет около 14 т. Тяга маршевого двигателя 17Д12 86,4 кН, из двух установленных двигателей один является резервным. Управляющий ЖРД 17Д15 многократного включения и многоразового использования является исполнительным органом реактивного управления орбитального корабля «Буран». Тяга, создаваемая двигателем в пустоте, равна 3,7 кН. Количество включений за один полет 2000, время работы за один полет 1200 с, гарантированное количество включений за 10 полетов 26000. Оба двигателя созданы в РКК «Энергия».
Система управления «Бурана» после отделения его от центрального блока РН «Энергия» выводит корабль на заданную орбиту, полностью обеспечивает орбитальный полет корабля, в том числе осуществляет ориентацию и стабилизацию корабля, управляет процессом сближения его и стыковки с другими космическими объектами, обеспечивает работу бортовых манипуляторов, осуществляет контроль за работой всех бортовых систем планера корабля и его двигательной установки, управляет процессом сбора информации и передачи ее на Землю, наконец, осуществляет перевод корабля на траекторию спуска, управляет процессами спуска, предпосадочного маневрирования, захода на посадку, вывода корабля на глиссаду посадки и самой посадкой, включая процессы выравнивания, касания, пробега, торможения, остановки и самовыключения. Первый полет «Бурана» в автоматическом беспилотном режиме состоялся в ноябре 1988 года. РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ЭНЕРГИЯ-М» (проект) На базе ракеты-носителя «Энергия» разработан проект ракеты-носителя тяжелого класса «Энергия-М», которая при стартовой массе 1050 т обеспечивает выведение космических аппаратов массой до 34 т на низкие орбиты искусственного спутника Земли и массой 3,0-7,0 т (в зависимости от модификации разгонного блока) на геостационарную орбиту. «Энергия-М» состоит из кислородно-керосиновых ракетных блоков первой ступени, кислородно-водородного центрального блока второй ступени и стартово-стыковоч-ного блока. В состав ракеты-носителя «Энергия-М» входит разгонный блок, использующий кислородно-керосиновое и кислородно-водородное топливо.
Боковые ракетные блоки, стартово-стыковочный блок, кислородно-водородная двигательная установка и элементы конструкции центрального ракетного блока заимствованы с ракеты-носителя «Энергия». Центральный ракетный блок имеет меньшую длину и, соответственно, меньший запас кислородно-водородного топлива, а также один двигатель, являющийся модификацией РД-0120. Боковые ракетные блоки в верхних узлах крепления соединяются с силовыми элементами головного обтекателя. Стартовый и технический комплексы, производственная и экспериментальная базы ракет-носителей «Энергия» и «Энергия-М» общие. Источник: С. Уманский "Ракеты-носители. Космодромы", 2001
| |||||||||||||||||||||||||||
 |
|
|