Реферат: Основные модификации ракет-носителей на базе баллистической ракеты Р-7 - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Основные модификации ракет-носителей на базе баллистической ракеты Р-7

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Microsoft Word, 9788 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

Содержание 1. Транспортные космические средства России 2. Первая ласточка 3. Двигательная установка 4. Основные модификации ракет-носителей на базе баллистической ракеты Р -7 5. Ракета-носитель «Союз-У» 6. Ракета-носитель "Молния-М " 7. Ракета-носитель “Восток” 8. Приложения 9. Список литературы 1. Транспорт ные космические средства России Начало космической эры - 4 октября 1957 г ., кото рое связано с запуском первого в истории человечества ис кусственного спутника Земли , зафиксировало рождение ново го вида транспортных средств — ракет-носителей . Название Р Н для этого запуска вначале было определено как "Спут ник ", а несколько позднее , в трехступенчатом варианте , как "Восток ". Под этим названием с добавлением "Спутник ", "Луна ", "Молния ", "Союз " и т.д . создавались определенные модификации РН "Восток " д ля решения транспортных опера ций соответствующих космических программ . Запуск РН "Восток " засвидетельствовал знаменательный шаг от много численных баллистических ракет , олицетворяющих использо вание достижений науки и техники в военных интересах , к испо л ьзованию достижений , накопленных в военной технике , для мирного освоения космоса и зафиксировал в истории че ловечества приоритет нашей страны в этом благороднейшем направлении развития цивилизации. К этому времени отечественное ракетостроение имело дес ятилетнюю историю (в 1947 г . началась разработка пер вой отечественной баллистической ракеты [48]). За такой короткий срок в ракетную технику был внедрен ряд ориги нальных решений , которые можно встретить во всех после дующих поколениях РН во всем мир е . Во-первых , отделение головной части от корпуса ракеты (отсека полезной нагруз ки ), позволившее существенно снизить массу конструкции - в этом случае корпус рассчитывается на нагрузки , дейст вующие только на участке выведения — и ставшее естес т вен ным для раз дельного существования в космическом пространстве РН и выведенного ею космического объекта» Во— вторых , несущие конструкции топливных баков , "взявших на себя " те внешние нагрузки , которые в первых ракетах воспринимал корпус , что позволил о существенно снизить сухую массу конструкции . В-третьих , реализация компоновочной схемы , получившей название "пакет ", которая была предложена еще К.Э . Циолковским ('"эскадрилья ракет "), но в более совершен ном ее виде : пакетная схема РН "Восток " пр е дполагает со вокупность жестко связанных между собой разгонных блоков , запускаемых одновременно , а не раздельно , как у Циолковс кого . Одним из решающих факторов , определивших выбор именно такой схемы , явилась возможность запуска всех дви гателей на Земле — в то время еще не было достаточно яс ного представления об особенностях запуска двигателей в полете [49]. Семейство РН «Восток» . Слева направо : «Спутник» , «Луна» , «Восток» , «Восход» , «Луна-Венера» , «Союз» , «Прогресс» Этот перечень можно было бы продолжить , но здесь отме тим лишь еще одно решение : переход к широкому использова нию алюминиевых сплавов (на первых ракетах корпус изго товлялся из стали ), что стало одним из решающих факторов в достижении значений относительной массы конструкции , позволивших достичь космических скоростей. РН "Восток " является крупнейшим достижением советско го и мирового ракетостроения и по всем основным показате лям , резко отличается от своих предшественниц и многих последующих зарубежных РН . Ее высокие , энергетические ха рактеристики и надежность конструкции обеспечили успешную отработку советских кораблей-спутников , выведение на орбиту первого в мире космическо г о аппарата с человеком на борту 1 и дальнейшие полеты советских космонавтов по программе "Восток ", "Восход " и "Союз ". С помощью этой РН выводи лись КА "Луна -1" - "Луна -3", ИСЗ серий "Космос ", "Мете ор ", "Электрон " и др . [11,50]. На рис . 3 представл ено в схематизированном виде семейство РН "Восток ", а в табл . 1 характеристики основных ее вариантов [50]. Модификации РН "Восток " являются и до настоящего вре мени одними из основных транспортных средств СССР для обеспечения многочисленных космических программ , исполь - зующих беспилотные КА , и единственными транспортными средствами , обеспечивающими программы пилотируемых поле тов . Создание РН "Восток " послужило психологическим им пульсом , а также научной и технической базой для создания целого пок оления одноразовых РН. 2. Первая ласточка "Ласточкой " ласково называли советские космонавты ракету-носитель , которая выводила их на околоземную орбиту . А история создания этой замечательной ракеты началась задолго до ее первого старта - в конце 40-х - на чале 50-х годов . Тогда , по результатам разработок одноступенчатых баллистических ракет Р -1, Р -2, Р -3 и Р -5, которыми руководил Сергей Павлович Королев , стало ясно , что для достижения территории потенциального противника на другом континенте необходима зна ч ительно более мощная составная многоступенчатая ракета , идея которой была предложена еще К.Э.Циолковским. Техническая реальность создания таких ракет и достижения с их помощью не только больших дальностей полета , но и возможностей выведения на орбиты ИСЗ п олезных грузов впервые в нашей стране была понята одним из пионеров ракетной и космической техники Михаилом Клавдиевичем Тихонравовым . В 1947 г . он организовал в НИИ Артиллерийских наук группу , которая начала проводить систематические комплексные исследо в ания возможностей создания составных баллистических ракет . Он же предложил создавать такие ракеты на основе "пакета " одноступенчатых ракет . Полученные этой группой результаты в конце 1947 года были доложены Сергею Павловичу Королеву и академику Анатолию А р кадьевичу Благонравову , который в то время руководил всеми работами по исследованию верхних слоев атмосферы . Оба ученых сразу поняли всю важность этих результатов и открываемые ими перспективы . Работы но ракетам "пакетной " схемы были поддержаны и интенсиф и цированы. Так , в 1949 - 1950. годах группой М.К.Тихонравова был проработан двухступенчатый вариант "пакета " из трех ракет Р -3, стартовая масса каждой из которых была около 70 т , масса боевого заряда составляла 3 т , а дальность полета доходила до 3000 км : В результате проведенных расчетов было установлено , что данный двухступенчатый пакет может не . только достичь любую точку на Земле , но и вывести на орбиту ИСЗ достаточно тяжелый груз. В марте 1950 г . в РНИИ состоялась научно-техническая конференция, где с б ольшим докладом "Ракетные пакеты к перспективы их развития " выступил М.К.Тихонравов . Несмотря на имевший место определенный скептицизм ряда слушателей , этот доклад показал возможность практической реализации составных ракет и тем самым пробудил интерес к н им со стороны специалистов , занимавшихся практической разработкой баллистических ракет . После этого доклада в ряде организаций стали разворачиваться широкие исследования я опытно-конструкторские работы по всем основным техническим вопросам создания состав н ых ракет. Как раз в это время для проведения проектных работ по ракетной тематике в НИИ -88 на базе 3-го отдела было образовано Особое конструкторское бюро № 1 (ОКБ -1), которое возглавил С.П.Королев . В нем были разработаны баллистические ракеты Р -5, Р -5М , Р- 11, что позволило накопить опыт . В августе 1936 года ОКБ -1 было выделено в самостоятельную организацию. В ОКБ -1 исследования составных ракет проводились в рамках тем Н -3 (окончание - 1951 год ) и Т -1. Тема Т -1, являвшаяся дальнейшим развитием (детализацией ) темы Н -3, предусматривала исследования различных схем , позволяющих создать двухступенчатую баллистическую ракету на дальность 7000-8000 км . В результате был сформирован облик ракеты со стартовой массой около 170 т . Однако для доставки термоядерного заряд а , который был тогда разработан в Арзамасе -16, требовалась более мощная ракета (парадокс состоит в том , что когда такая ракета была создана , сам заряд существенно "похудел "). В начале 50-х годов теоретическим исследованием "пакетов " начали также заниматься в Математическом институте им . Стеклова АН СССР (МИАНе ). В 1953 г . сотрудник этого института Д.Е.Охоцимский решил вариационную задачу по определению оптимальных характеристик пакета . Результаты , полученные в МИАНе , были использованы сотрудниками ОКБ -1, ко т орые в этом же году выполнили уточненные расчеты параметров и траектории полета простейшего пакета (без переливов компонентов из блока в блок ). Результаты оказались вполне приемлемыми для практического воплощения , и , учитывая достоинства такого пакета , С. П .Королев принял решение провести эскизное проектирование мощной составной ракеты (получившей индекс "Р -7") по схеме простейшего пакета. В мае 1954 г . вышло Постановление Правительства , в котором официально перед ОКБ -1 была поставлена задача создания баллис тической ракеты , способной нести тяжелый термоядерный заряд на межконтинентальную дальность . Одновременно была создала комиссия во главе с генерал-лейтенантом Василием Ивановичем Вознюком , которая должна была рассмотреть вопрос о строительстве специальног о испытательного полигона . На новом полигоне должны были быть предусмотрены районы падения всех отделяемых частей такой ракеты и необходимый для отработки точности стрельбы полигон падения ее головных частей . Комиссия остановила свой выбор на местности в р а йоне станции Тюра-Там Кзыл-Ординской области , ставшей затем космодромом Байконур , а соответствующие полигоны падения были запланированы в Акмолинской области (для отработавших ступеней ракеты ) и на полуострове Камчатка (для головных частей ракеты ). Уже в и юне 1955 г . военные строители под командованием генерала Георгия Максимовича Шубникова начали работы на территории будущего космодрома. Непосредственно конструирование ракеты Р -7 началось в ОКБ -1 уже в 1953 году . Новые мощные двигатели для Р -7 параллельно разрабатывались в ОКБ -456, руководимом Валентином Петровичем Глушко . Систему управления проектировали Николай Алексеевич Пилюгин и Борис Николаевич Петров , стартовый комплекс - Владимир Павлович Бармин . К работе был привлечен и ряд других организаций. Рабо ты по созданию первой межконтинентальной ракеты возглавил Сергей Павлович Королев . Они должны были проходить в три этапа : с января 1954 по март 1957 года - отработка конструкции в НИИ и на заводах ; с марта 1957 по июль 1958 года - ленто-конструкторские ис п ытания ; с сентября 1958 по ноябрь 1959 года - зачетные государственные испытания. Коллективу конструкторов предстояло решить ряд очень сложных задач , связанных в первую очередь с проблемой разделения ступеней , надежным запуском второй ступени , решением про блем низкочастотных колебаний тяжелого , крупногабаритного корпуса ракеты . Кроме этого , необходимо было разработать новую конструкцию головной части , которая могла бы совершать вход в атмосферу со скоростями , близкими к первой космической . Довольно сложной оказалась задача обеспечения синхронизации и одновременного опорожнения баков различных ракетных блоков. Опыта создания двухступенчатых ракет к тому времени практически не было ни в нашей стране , ни за рубежом , кроме экспериментальных пусков в США в 1948-1 950 гг . двухступенчатой жидкостной ракеты по проекту "Бампер ". На этой ракете в качестве первой ступени использовалась доработанная ракета "ФАУ -2", а в роли второй ступени -небольшая экспериментальная ракета "WAK-Corporal" с вытеснительной системой подачи. Эти пуски лишь подтвердили принципиальные преимущества двухступенчатых ракет. В 1954-1957 гг . в ОКБ -1 и во всех других организациях , участвующих в создании Р -7, с величайшим энтузиазмом шли работы по конструированию и всевозможным наземным испытаниям разл ичных агрегатов новой ракеты. Часто можно услышать мнение , что ракета Р -7 была создана на основе немецкого опыта ракетостроения . Однако это не так . Действительно , наши первые ракетчики многому научились у немцев . Ракета Р -1 фактически являлась копией немец кой ФАУ -2. Ракеты Р -2, Р -5 явились развитием Р -1. Это была школа . Немецкую школу ФАУ -2 прошли и американцы. Ракета Р -7 явилась экзаменом на зрелость . Она являет собой яркий пример самобытного , творческого , "прорывного " подхода к решению сложнейших задач , к оторые до этого даже не возникали в технике . В ней отчетливо проявились черты "королевской " школы в отечественном ракетостроении . В качестве доказательства достаточно просто перечислить основные оригинальные технические идеи и достижения , реализованные в н ей : · "пакетная " схема соединения блоков , позволившая осуществить запуск всех двигателей еще на земле ; · конструктивно-компоновочная схема , обеспечившая рациональное нагружение корпуса в полете ; · система разделения ступеней ; · способ крепления РН в старто вом - устройстве ; · использование многокамерной двигательной установки с · принципиально новой конструкцией основных агрегатов и новыми компонентами ракетного топлива ; · использование рулевых камер вместо газоструйных рулей для · управления ракетой в полете ; · ступенчатое выключение двигателей и "добор " необходимой скорости ; за счет работы рулевых камер ; · применение системы синхронного опорожнения баков ; · система управления РН , обеспечившая высокую точность попадания ГЧ на межконтинентальной дальности поле та , и ряд других. Для проведения ее летных испытаний на созданном полигоне была сформирована специальная отдельная опытно-испытательная войсковая часть , которая 15 мая 1957 года в 19 часов с площадки № 1 произвела первый пуск "семерки " (так неофициально ст али называть новую ракету ). Он оказался неудачным : один из боковых блоков отстыковался за десять секунд до срока , вследствие чего возник пожар в хвостовом отсеке . Очередной пуск , запланированный на 11.06.57, не состоялся из-за неисправности двигателя Цент р ального блока - на старте вследствие попадания влаги "замерзли " кислородные клапаны . Пуск 12.07.57 тоже оказался аварийным из-за неисправности системы управления - ракета упала в 6 км от старта . И только попытка 21.08.57 стала успешной : головная часть дол е тела до Камчатки и упала в заданном районе. Параллельно с работой над ракетой шла разработка и первого искусственного спутника Земли , возможность запуска которого с помощью двухступенчатой ракеты была просчитана еще в конце 1953 года группой М.К.Тихонравов а . Одновременно над этой проблемой работали и американские конструкторы . В начале 1957 года ими было заявлено , что США первыми запустят искусственный спутник Земли . Американцы самоуверенно считали , что не имеют конкурентов , поспешив назвать свою ракету "А в ангард ". После второго удачного пуска ракеты Р -7 стало ясно , что с ее помощью можно вывести на орбиту существенно больший полезный груз , чем это планировали американцы , и сделать это раньше их . Работы над первым спутником резко интенсифицировались , причем- большой вклад в реализацию этой идеи внес Мстислав Всеволодович Келдыш , бывший в те годы Президентом АН СССР. Первый простейший спутник был сделан очень быстро , буквально за месяц , и уже 4 октября 1957 года был осуществлен его успешный запуск . Так началась эра освоения космоса . Золотыми буквами эта дата вписана и в историю Военно-космических сил. Первые "семерки " были изготовлены в подмосковном Калининграде - на . заводе № 88, который являлся опытным производством ОКБ -1. В годы войны это был артиллерийский з авод , на базе которого в мае 1946 года и был создан НИИ -88. Возможности опытного завода были ограничены , поэтому в феврале 1958 года один из ведущих конструкторов "семерки " Дмитрий Ильич Козлов получил назначение в г.Куйбышев для организации на базе авиац и онного завода (ныне завод "Прогресс "), на котором изготавливались бомбардировщики , серийного производства ракет Р -7. И уже в декабре 1958 года со сборочной линии завода сошли первые два серийные изделия . Зачетные испытания боевой ракеты шли по плану , и к к онцу 1959 года комплекс усовершенствованных ракет Р -7А был принят на вооружение. МБР Р -7 имела стартовую массу 278 т и обеспечивала доставку ГЧ массой 5,4 т па дальность до 8800 км . Модификация Р -7А оснащалась более легкой ГЧ , массой 3,0 т , которую она "за брасывала " на дальность 12500 км при стартовой массе ракеты 275 т . Боевое дежурство первым соединением данных МБР было организовано на севере страны , в Архангельской области , недалеко от железнодорожной станции Плесецк. Ракета Р -7А требовала 14 часов подго товки на технической позиции и 9 часов на старте , поэтому она , конечно , достаточно быстро стала не удовлетворять все возрастающим требованиям по боеготовности и в качестве боевой просуществовала недолго . Однако идеи , заложенные в конструкцию данной ракеты, оказались настолько плодотворными , что вот уже более 38 лет РН , созданные на ее основе , являются основным транспортным средством выведения космических аппаратов как научного , так и военного назначения. 3. Двигательная установка Двигатели боковых блоков ракеты СК имеют индекс РД -107 (верхний рисунок ) и центрального — РД -108 (нижний рисунок ). Внешний вид первого из них с двумя управляющими камерами показан на рис . 3.6. Этот двигатель дает тягу 102 тс при удельной тяге 314 единиц в пустоте . Для работы турби ны требуется запас перекиси около полутора тонн . Вытеснительная подача такого количества перекиси привела бы к весьма ощутимым весовым потерям . Поэтому в двигателях РД -107 и РД -108 применена насосная подача перекиси , и не только перекиси , но заодно и жидк о го азота для наддува топ ливных баков . Турбонасосный агрегат стал четырехнасосным (рис . 3.7). Один насос для кислорода 2, второй - для керосина 3 и два маленьких насоса 4 и 5 — для перекиси водорода и для азота . Вспомогательные насосы потребовали повышенно го числа оборотов . Поэтому они приводятся в движение от основного вала турбины через мультипликатор 6. Коль скоро перекись водорода подается насосом , приводи мым в движение продуктами разложения подаваемой им же пе рекиси , необходимы специальные меры для запуска двигателя . Турбина не будет работать , пока не подана перекись , а та не поступит в реактор , пока не работает турбина . В технике тепловых машин это не ново . Двигатель внутреннего сгорания также не будет работать , пока нет сжатия смеси в рабочих цилиндрах , а сжатия нет , пока не работает двигатель . Нужен стартер . Теперь и в жидкостном ракетном двигателе возникла та же самая ситуация. Для конструкции стартера могут быть предложены различ ные варианты , но принцип один . Необ ходим аккумулятор энер гии . Для запуска может быть использован небольшой запас пе рекиси водорода , разлагаемой в реакторе и подаваемой сжатым газом , либо же просто сам сжатый газ , поступающий даже без подогрева на лопатки турбины . Турбину необходимо лишь рас крутить до такого числа оборотов , при котором двигатель мог бы выйти на расчетный режим самостоятельно. Создание двигателей РД -107 и РД -108 сыграло очень важ ную роль в развитии ракетно-космической техники . Двигатели оче нь надежны . Они живут и здравствуют и по сей день . Но творческая мысль на этом достижении не могла остановиться. С высот уже современного понимания ракетной техники и тех требований , которые сейчас предъявляются к двигателям , при менение третьего компонент а специально для привода турбины не может считаться лучшим решением . Во-первых , третий ком понент , тем более такое нестойкое соединение , как перекись во дорода , усложняет наземное обслуживание , а , во-вторых , энер гия , выделяемая при разложении 80%-ной пер е киси водорода , существенно меньше той , что дает горение основных топливных компонентов. Основные параметры ЖРД приведены в таблице. Параметры , размерность РД -107 РД -108 Тяга у Земли , кН 821 779 Тяга в пустоте , кН 1000 997 Удельный импульс у Зе мли , Н *с /кг 2520 2430 Удельный импульс в пустоте , Н *с /кг 3080 3090 Давление в основных камерах , МПа 5,9 5,42 Давление на срезе сопла , МПа 0,04 0,036 Соотношение компонентов 2,47 2,39 Масса конструкции (сухая ), кг 1155 1250 Основные модификации ракет-носителей на базе баллистической ракеты Р -7 После запуска первого спутника РН , созданная на базе ракеты Р -7А , в течение почти пяти лет являлась единственным национальным средством выведения КА . Ее производство было налажено в г.Куйбыше ве (ныне г.Самара ) на заводе "Прогресс ". А на соседнем авиационном моторостроительном заводе им М.В.Фрунзе было начато серийное производство ЖРД для этой ракеты. Ответственность за организацию серийного производства ракеты Р -7 на заводе "Прогресс " была воз ложена на Д.И.Козлова . 23 июля 1959 года на территории завода создается серийно-конструкторский отдел , который через год преобразовывается в Куйбышевский филиал ОКБ -1. Вновь организованному филиалу поручается совершенствование ракет-носителей и конструкто р ское сопровождение изготавливаемых на заводе "Прогресс " ракет. Начиная с 1961 года , все проектные работы , отработка , летные испытания и эксплуатация РН типа Р -7 (Р -7А ) ведутся филиалом как головным конструкторским бюро . В 1974 году филиал был преобразован в Центральное специализированное конструкторское бюро (ЦСКБ ), а в апреле 1996 года - в Государственный Космический Центр "Прогресс " (ГКЦ ). Начальник и Генеральный конструктор ГКЦ -Дмитрий Ильич Козлов. Всего с 1957 года было разработано более 17 модификаци й ракет-носителей . Однако крупных модернизаций , связанных , например , с установкой новых верхних ступеней было немного . Некоторые модификации были произведены в единичных экземплярах и часто отличались от "базовых " РН лишь циклограммами функционирования эл е ментов пневмогидравлической системы и незначительными конструктивными изменениями. Первой в этом длинном ряду модификаций стоит РН "Спутник ", с помощью которой на околоземную орбиту был выведен первый в мировой истории искусственный спутник Земли . Фактичес ки это была МБР Р -7А с доработанной системой управления . В дальнейшем наиболее активно (число пусков более 50 к сентябрю 1995 года ) использовалось шесть модификаций : "Восток -2", "Восток -2М ", "Восход ", "Молния-М ", "Союз-У ", и "Союз-У 2" (см . табл . П .2 и рис. 2.1). Ракеты-носители "Восток -2" и "Восток -2М " трехступенчатые . В качестве третьей ступени используется блок "Е ", также работающий на кислороде и керосине . Первый пуск "Востока -2" был осуществлен 1 июня 1962 года . С его помощью запускались КА для исследова ния Луны , а также космические корабли серии "Восток ". Всего было проведено 50 пусков РН "Восток -2", из них 44 успешных . После некоторой модернизации РН "Восток -2М " успешно эксплуатировалась В КС до 29 августа 1991 года , когда на орбиту был выведен инди й ский • спутник 1К 5-1В . Всего было проведено 88 пусков этой РН , из них 87 успешных. Ракета-носитель "Восход " была впервые запущена 16 октября 1963 года . Основные отличия у новой ракеты состояли в третьей ступени . В качестве ее использовался вновь разработан ный блок "И ", который был существенно мощнее , чем применявшийся ранее на "Востоках " блок "Е ". С помощью данной РН были выведены на околоземную орбитукосмические корабли серии "Восход ". Но наиболее широко эта РН использовалась для запусков ИСЗ серии "Зенит " . Всего проведено 300 пусков РН "Восход " с космодромов Плесецк и Байконур , из которых 286 успешных. Для запусков пилотируемых КА типа "Союз " использовалась РН , практически не отличавшаяся от "Восхода ", но имевшая название "Союз " - было 30 успешных и 2 авар ийных пуска . Отличия состояли , в основном , в форме переходника между блоком "И ", а также в головном блоке , в качестве которого выступал КА "Союз " под обтекателем . На обтекателе смонтирована система аварийного спасения. Ракета-носитель "Молния-М " (как и РН "Молния ") - это четырех ступенчатый вариант "семерки ". Фактически это РН "Восход " с дополнительной четвертой ступенью - блоком "Л ". Другие отличия состоят , в основном , в конструкции переходника между блоками "И " и "Л ", а также в пневмосистеме запуска блок а "И ". "Молния-М " эксплуатируется с 1967 года (ЛКИ начаты в 1966 году ) и широко используется для запусков спутников связи типа "Молния " на высокоэллиптические орбиты , а также для запуска межпланетных автоматических станций . Всего выполнено 272 пуска РН "Мо л ния-М ", из которых 252 успешных . Кроме того , еще 14 пусков были частично успешными - КА были выведены на нерасчетные орбиты. В начале 70-х годов была выполнена крупная модернизация "семерки " с целью унификации наземного оборудования , которое до этого сильн о отличалось для РН различных модификаций , а также с целью некоторою повышения энергетических возможностей носителя . Новая РН получила название "Союз-У " и заменила собой РП "Восход ", "Союз ", "Союз-М ". В настоящее время это самая массовая отечественная РН - было произведено 648 пусков , из которых 630 успешных . Первый пуск ее состоялся 18 мая 1973 года . Этой РН выводятся корабли серии "Союз ", "Прогресс ", а также КА "Зенит ", "Ресурс ", "Фотон ", "Бион " и другие. В декабре 1982 года стартовала еще одна модификация знаменитого носителя - "Союз-У 2". Этот вариант представляет собой РН "Союз-У ", у которой на центральном блоке вместо керосина используется синтетическое углеводородное горючее синтин . Топливная пара жидкий кислород - синтин обеспечивает более высокий уде л ьный импульс двигателя , что несколько улучшило энергетические возможности РН. Новый носитель обладает высокой надежностью - все его пуски (71) были успешными. В настоящее время ГКЦ планирует выполнить еще одну модификацию данной ракеты , которая будет носи ть название "Союз -2" (также известна по газетным публикациям под наименованием "Русь "). Ее летные испытания запланированы на 1996 г . Ракета создается с опорой только на промышленную базу России . Она призвана заменить все типы РН на базе Р -7, выпускавшиеся прежде . Благодаря ей с производства будут сняты сразу пять типов двигателей и шесть типов ракетных блоков. Отличительная особенность последней РН - новая система управления на основе бортового вычислительного комплекса и оригинальная третья ступень с новым экономичным двигателем замкнутой схемы . По сравнению с РН "Союз-У " грузоподъемность нового носителя повысится примерно на 800 кг и , что особенно важно , это позволит обеспечить пуски пилотируемых аппаратов с российского космодрома Плесецк . На РН "Союз -2" п редусматривается возможность использования новой четвертой ступени или разгонного блока "Фрегат " на долгохранимых компонентах топлива , который разрабатывается в НПО им.С.АЛавочкина . Использование разгонного блока позволит решать задачи по выведению на сре д ние и высокие орбиты КА типа "Молния ", "Метеор " и других с космодрома Плесецк. Ракета-носитель «Союз-У» Ракета-носитель "Союз-У " является самой известной и наиболее используемой из всех модификаций , разработанных на базе баллистической ракеты Р -7А . Она б ьла создана путем модернизации РН "Союз ", первый пуск которой состоялся 28 ноября 1966 года . РН "Союз " находилась в активной эксплуатации до 1973 года. За это время были проведены многочисленные усовершенствования конструкции и доработки отдельных систем и агрегатов РН , направленные на повышение ее тактико-технических характеристик и безопасности обслуживания . Наиболее значительные работы в этом направлении были выполнены в 1973 ("Союз-У ") и 1982 ("Союз-У 2") . годах . РН "Союз-У " и "Союз-У 2" обеспечивают за п уск космических - аппаратов с космодромов Байконур (площадки 1, 31) и Плесецк (площадки 2, 43, 16). Они выводят на орбиты КА типа "Ресурс ", "Фотон ", "Бион ", спутники серии "Космос ", а также пилотируемые и грузовые космические корабли "Союз " и "Прогресс ". Р Н "Союз-У " - это трехступенчатая ракета-носитель . На всех ступенях в качестве окислителя используется жидкий кислород , в качестве горючего - керосин. Первая и вторая ступени РН соединены по схеме "пакет ", причем в качестве первой ступени используются четыр е боковых блока "Б ", "В ", "Г ", "Д ", в качестве второй ступени выступает центральный блок "А ". Третья ступень (блок "И ") соединена со второй ступенью по схеме . "тандем ". На третью ступень через переходный отсек под головным обтекателем устанавливается КА. В зависимости от типа аппарата обтекатель может иметь различные размеры и форму . Стартовая масса РН приблизительно 310 т , максимальная длина - 50,67 м , максимальный поперечный габарит 10,3 м. Общий вид и конструктивно-компоновочная схема РН представлены на рис .2.2. На участке выведения РН функционирует по следующей схеме . Запуск двигателей боковых и центрального блоков осуществляется одновременно с выходом на промежуточную ступень тяги . На этом режиме тяговооруженность ракеты меньше единицы , Старт РН происх одит в процессе выхода ДУ центрального блока на главную ступень тяги , при этом ДУ боковых блоков работают на режиме промежуточной тяги . Выход ДУ боковых блоков на режим главной ступени начинается после команды "Контакт подъема ". В условиях отсутствия жест к их креплений боковых блоков к центральному в продольном направлении наличие режима промежуточной тяги устраняет опасность "развала " пакета из-за разбросов тяг двигателей разных блоков при их выходе на полную тягу . После израсходования компонентов топлива в боковых блоках (примерно на 118 с ) они отделяются от центрального блока . В конце работы второй ступени (примерно через 286 с после старта ) происходит разделение второй и третьей ступеней . Оно осуществляется по "горячей " схеме. Головной обтекатель сбрасыва ется после прохождения плотных слоев атмосферы - на 150..170 с полета. Третья ступень функционирует 520...540 с , и при достижении ею заданной скорости происходит отделение КА . Система отделения КА использует пирозамки и пружинные толкатели . После отделения КА третья ступень тормозится и уводится с траектории за счет сброса газа наддува из бака горючего через специальное сопло. В случае запуска пилотируемых космических кораблей ракета-носитель "Союз-У " комплектуется системой аварийного спасения экипажа , кото рая устанавливается на вершине головного обтекателя. Управление полетом РН на этапе работы первой ступени осуществляется с помощыо поворотных рулевых камер маршевых ЖРД боковых и центрального блоков , а также за счет использования аэродинамических рулей , ко торые кинематически соединены с поворотными камерами боковых блоков . После отделения боковых блоков управление полетом РН обеспечивают четыре поворотные рулевые камеры маршевого двигателя центрального блока . Управление полетом третьей ступени -блока "И " о с уществляется с помощью четырех рулевых сопел маршевого двигателя данного блока. Первая ступень РН образована четырьмя одинаковыми по конструкции блоками , которые располагаются вокруг центрального блока по плоскостям стабилизации и крепятся к нему автономно двумя узлами связи - верхним и нижним . Для отделения боковых блоков они снабжены соответствующими механизмами . Верхние узлы связи предназначены для передачи осевых усилий (тяги двигателей ), а нижние - для восприятия поперечных нагрузок . Таким образом , бо л ьшая часть корпуса центрального блока в полете не нагружается тягой боковых блоков . А при нахождении на стартовом устройстве РН закреплена на нем в районе верхних узлов крепления боковых блоков , что также обеспечивает благоприятные условия нагружения блок о в РН. Данная схема размещения ракеты пакетной схемы на стартовом устройстве не имеет аналогов . Такое решение при создании ракеты Р -7 пришло не сразу . Первоначально предполагалось традиционно ставить пакет хвостовыми частями боковых блоков на четыре стартов ых стола . Однако это приводило к большим нагрузкам на конструкцию , особенно при воздействии ветра из-за большой парусности ракеты (рассматривался даже вариант постройки "китайской стены " вокруг старта ).Идея создать ракете условия на Земле , близкие к полет н ым , закрепив РН в стартовых опорах в районе силового пояса , стала настоящим прорывом . Экспериментальная проверка идеи была выполнена в 1956 году на Ленинградском металлическом заводе в огромном цехе , где собирались башни главного калибра линкоров и крейсе р ов . В нем было смонтировано стартовое устройство , а ракета "взлетала " с помощью мощных кранов. Длина бокового блока 19,6 м , диаметр по нижнему силовому кольцу 2,68 м , масса конструкции 3915 кг . Конструктивно боковой блок состоит из опорного конуса , переход ного конуса , бака окислителя , межбакового отсека , бака горючего , силового кольца , хвостового отсека и двигательной установки. Опорный конус служит для стыковки бокового и центрального блоков , через него осуществляется передача продольных усилий . Изготовлен он сваркой из титановых сплавов . Конус имеет в вершине сферическую опору , в которую запрессован палец , предотвращающий разворот бокового блока вокруг продольной оси в момент разделения . В сферической опоре также устанавливается контактный датчик системы р азделения. Переходный конус расположен между опорным конусом и баком окислителя . В нем размещены элементы системы отделения бокового блока от центрального , а также арматура и трубопроводы системы наддува бака окислителя . Конус представляет собой сварную ко нструкцию из титанового сплава , состоящую из обечайки и шпангоутов. Бак окислителя выполнен по несущей схеме из алюминиевого сплава АМг-б . Он состоит из конических обечаек переменной толщины , верхнего и нижнего сферических днищ . Обечайка бака изнутри подкр еплена шпангоутами Z-образной формы . Днища обработаны • химическим фрезерованием по специальному рисунку для уменьшения массы и обеспечения равнопрочности . Нижнее днище имеет теплоизоляцию из стекловолокнистого материала с капроновым покрытием . Внутри бак а установлены демпфирующие перегородки. Межбаковый отсек образован частью обечайки бака горючего . Внутри него расположены приборы системы управления первой ступени . Обечайка межбакового отсека негерметичная , имеет технологические люки и подкреплена двумя ст ыковочными и четырьмя промежуточными шпангоутами , а также набором стрингеров. Бак горючего выполнен по несущей схеме из сплава АМг -6. По конструкции он аналогичен баку окислителя ; особенностью является наличие тоннельного трубопровода , внутри которого прох одит расходная магистраль окислителя . Кроме того , бак горючего не имеет демпфирующих перегородок. Обечайка бака горючего в нижней его части за нижним днищем образует негерметичный отсек , в котором расположены два торовых бака - для хранения жидкого азота и перекиси водорода . Жидкий азот используется для полетного наддува баков , а перекись служит для привода турбонасосного агрегата двигателя . Этот отсек клепаной конструкции , имеет люки для доступа к агрегатам , находящимся в этом отсеке , и подкреплен силовым набором из Z-образных шпангоутов и уголковых стрингеров. Торовый бак азота расположен непосредственно под нижним днищем бака горючего . Бак сварной и выполнен из алюминиевого сплава . Он закреплен на кронштейнах , находящихся в верхней части бака перекиси вод орода . Снаружи бак закрыт теплоизоляцией из стекловолокна и капроновой ткани. Торовый бак перекиси водорода расположен ниже бака жидкого азота . Он больше по объему и выполнен из алюминиевого сплава АМг -5В , который хорошо сваривается и , в отличие от АМг -6, мало разлагает перекись водорода . В целях наиболее полного слива компонента бак имеет небольшой наклон (3 градуса ) в сторону заборного устройства. Силовое кольцо соединяет отсек , в котором расположены торовые баки , с хвостовым отсеком и воспринимает нагруз ки от рамы двигательной установки . Оно представляет собой клепаную конструкцию коробчатого сечения , которая стыкуется с отсеками посредством болтового соединения . На силовом кольце установлены два кронштейна , к которым крепятся тяги поперечного соединения бокового блока с центральным . Тяги стальные , сварены из труб . К силовому кольцу тяги крепятся с помощью карданного соединения. В хвостовом отеске размещены двигательная установка , рулевой агрегат и часть приборов . Отсек состоит из силовой цилиндрической об олочки и днища . Оболочка собирается го четырех панелей , каждая из которых имеет поперечный и продольный силовой набор . Панель , обращенная к центральному блоку , имеет срез под обтекатель рулевой камеры центрального блока . В обшивке панелей предусмотрены лю к и и вырезы , В плоскости стабилизации на оболочке корпуса установлен пилон , на котором располагается воздушный руль . Днище корпуса хвостового отсека имеет квадратное , с закругленными углами , отверстие , в которое входят выступающие за торец хвостового отсек а сопла двигательной установки . На днище смонтированы две балки , к которым прикреплены опорные площадки под рулевые камеры . Наружная часть днища и часть боковой поверхности корпуса хвостового отсека имеют теплозащиту в виде слоя асбеста , покрытого хромиров а нными листами . Хвостовой отсек выполнен клепаным , из сплава Д -16. В хвостовом отсеке каждого бокового блока размещается ЖРД РД -107, который разработан под руководством В.П.Глушко в ОКБ -456. Ныне это Научно-производственное объединение Энергетического маши ностроения (НПО "Энергомаш "). ЖРД включает в себя четыре основные неподвижные и две рулевые подвижные камеры (рулевые камеры разработаны в ОКБ -1 под руководством М.В.Мельникова ), а также питающий их турбонасосный агрегат (ТНА ), генератор каталитического р а зложения перекиси водорода , агрегаты управления и силовую раму . Двигатель выполнен по открытой схеме . Его основные характеристики на режиме главной ступени представлены в табл .2.1. ТНА содержит два основных насоса (горючего и окислителя ) и осевую двухступе нчатую турбину , установленные на одном валу , а также два вспомогательных насоса , приводящиеся во вращение через шестеренчатый мультипликатор. Первый из вспомогательных насосов подает жидкий азот в теплообменник , который встроен в выхлопной коллектор турбин ы . Испарившийся в теплообменнике азот используется для наддува всех баков блока . Второй вспомогательный насос питает 82-процентной перекисью водорода парогенератор , вырабатывающий парогаз с температурой 830 К , который затем вращает турбину ТНА и выбрасыва е тся через выхлопной патрубок . • Тяга каждой из рулевых камер примерно в шесть раз меньше , чем основных . Рулевые камеры при помощи гидроприводов могут отклоняться на углы до 45 градусов. Зажигание топлива в камерах при запуске осуществляется от пиротехниче ских устройств , устанавливаемых на деревянных штативах со стороны сопел . Регулирование тяги ЖРД производится с помощью изменения подачи перекиси водорода в парогенератор . Соотношение компонентов в двигателе регулируется дросселем горючего. Тяга ЖРД передае тся на силовое кольцо бокового блока через стальную трубчатую раму . Узлы крепления основных камер к раме расположены на наружных днищах их смесительных головок. ЖРД РД -107 устанавливается под углом 3,5 градуса к продольной оси бокового блока . При этом оси всех ЖРД боковых блоков оказываются параллельными продольной оси РН. Вторая ступень РН (центральный блок "А ") состоит (см . рис .2.2) из фермы , отражателя , приборного отсека , бака окислителя , бака горючего , силового кольца , торовых баков перекиси водорода и жидкого азота , а также хвостового отсека , в котором установлен ЖРД РД -108. Ферма связывает центральный блок с третьей ступенью ракеты - блоком "И " и обеспечивает свободный выход газов при запуске его двигателя . Она сварена из стальных труб . По верхнему тор цу фермы расположены 12 опор , на шести из которых имеются пирозамки крепления блока "И ". Отражатель представляет собой клепаную куполообразную конструкцию , состоящую из каркаса , выполненного из АМг -6 и включающего в себя радиальные лонжероны и кольцевые шпангоуты , а также покрывающую их оболочку . Последняя изготовлена из титановых листов . Кроме того , на титановой оболочке закреплен слой ТЗП из асботекстолита . В вершине купола из асботекстолита сформирован конический выступ. Приборный отсек классической кл епаной конструкции выполнен из сплава Д -16Т . Внутри корпуса к стрингерам силового набора прикреплены фанерные стенки . Они делят внутреннее пространство па отсеки , доступ к которым осуществляется через люки. Бак окислителя образован двумя усеченными коничес кими оболочками и сферическими днищами . В месте стыка конусов расположен силовой пояс . Все элементы бака выполнены из АМг -6. Конические оболочки сварены из обечаек переменной толщины , которые изнутри с помощью точечной сварки подкреплены шпангоутами. Силов ой пояс является основным элементом , воспринимающим осевые и радиальные усилия , а также крутящий момент от боковых блоков . Он состоит из двух силовых шпангоутов , обечайки и четырех силовых кронштейнов . Шпангоуты приварены к обечайке и образуют жесткую кон с трукцию , которая воспринимает нагрузки от силовых кронштейнов . Они выполнены цельноштампованными и приварены к обечайке силового пояса. В месте стыка каждого днища с конической оболочкой к нему точечной сваркой крепился распорный силовой шпангоут и переход ная обечайка юбки . С наружной стороны к днищу приклеена теплоизоляция из стекловолокнистого материала , покрытого капроновой тканью . Конструкция верхнего и нижнего днищ идентична. Нижняя юбка имеет силовой набор и образует межбаковый отсек . К нижнему стыков очному шпангоуту юбки посредством болтового соединения крепится бак горючего. Важной особенностью РН является раздельная транспортировка баков окислителя и горючего блока "А " с завода-изготовителя на космодром ' из-за габаритных ограничений железной дороги. Окончательная сборка блока осуществляется уже в полигонных условиях. Внутри бака окислителя установлены 8 радиальных перегородок и другая внутрибаковая арматура. Бак горючего - сварной , цилиндрической формы . Он состоит из верхнего и нижнего днищ и семи об ечаек , изготовленных из АМг -6. В конструкции бака горючего много общего с баком горючего бокового блока . В негерметичном хвостовом отсеке блока "Л " ча нижним днищем бака горючего размещен сначала бак с перекисью водорода , а за мим -бак с жидким азотом . На з начение этих компонентов то же , что и на первой ступени. Силовое кольцо воспринимает нагрузки от рамы двигателя , хвостовой части блока "А " и от боковых блоков через механизмы связей . Оно представляет собой клепаную конструкцию коробчатого сечения , состоящу ю из силовых элементов и обшивки . На кольце расположены четыре кронштейна с механизмами связи центрального блока с боковыми . Каждый механизм включает в себя шариковый замок и пиропатрон. Хвостовой отсек состоит из силовой цилиндрической оболочки , нижнего т орцевого шпангоут и четырех обтекателей рулевых агрегатов . Оболочка образована четырьмя панелями , каждая из которых включает в себя набор из сегментов шпангоутов , стрингеров и обшивки . Конструкция клепаная из Д -16. Оболочка корпуса , а также нижняя поверхн о сть торцевого шпангоута защищены от воздействия струи двигателя слоем асбеста или асботекстолта и стальными хромированными полированными листами. В хвостовом отсеке размещен маршевый ЖРД второй ступени РД -108. По конструкции он аналогичен маршевому двигате лю РД -107 бокового блока и отличается от него характеристиками (см . табл .2.1), числом рулевых камер (на РД -108 их четыре ) и конструкцией дросселя горючего , осуществляющего регулирование соотношения компонентов топлива в двигателе с целью синхронизации опо р ожнения баков . Тяга двигателя передается на корпус блока "А "'также через силовую раму . На ней закреплены все агрегаты систем топливоподачи и пневмосистемы двигателя , а также часть , приборов системы управления. Система разделения первой и второй ступеней РН отличается оригинальностью и не имеет аналогов . Она обеспечивает надежное одновременное отделение четырех боковых блоков , размешенных вокруг центрального блока . В состав системы разделения входят реактивные сопла баков окислителя и горючего боковых блоко в , обеспечивающие необходимые усилия разведения блоков за счет истечения через них газов наддува баков , верхние и нижние узлы механических связей боковых блоков с центральным и система управления разделением . При этом реактивные сопла снабжены крышками , ко т орые имеют соответствующие механизмы открытия с пиротехническим приводом. Система разделения функционирует следующим образом . В конце работы первой ступени от системы управления РН подается команда на отделение боковых блоков (команда "Разделение 1"). По д анной команде рулевые камеры двигателей этих блоков выводятся в нейтральное положение и фиксируются . Предварительно на 112-й с полета маршевые ЖРД данных блоков переводятся с режима номинальной тяги на режим промежуточной ступени с тягой в 84 % от номинал ь ной. Через 0,3 с после подачи команды "Разделение 1" подается команда на разрыв нижних силовых связей , и под действием момента , создаваемого тягой двигателя , каждый боковой блок начинает поворачиваться вокруг своей вершины . Еще через 0,2 с двигатель выключ ается и открывается реактивное сопло на баке горючего . Его ось направлена под углом 45 градусов к продольной оси блока для создания тормозной силы , обеспечивающей отставание бокового блока от нейтрального . При торможении бокового блока срабатывает контакт разделения и подается напряжение -на пиропатрон шарикового замка , удерживающего крышку бака окислителя . Пиропатрон подрывается , и образовавшиеся газы открывают шариковый замок . Давлением наддува крышка отбрасывается , и находящийся в баке газообразный азот и кислород истекают через сопло , создавая тягу . После схода с направляющих кинематическая связь бокового блока с центральным нарушается и боковой блок , продолжая отставать , отходит в сторону от центрального блока с одновременным разворотом относительно пр о дольной оси последнего. Третья ступень (блок "И ") состоит из переходного отсека , бака горючего , бака окислителя , хвостового отсека и маршевого ЖРД РД -0110. Существуют три модификации блока "И ", различающиеся конструкцией переходных отсеков и некоторыми эле ментами пневмогидравлической системы . Соответственно несколько различаются длина блока (7,94...9,4 м ) и сухая масса (среднее значение 2710 кг ). Диаметр - 2,66 м. Переходный отсек служит для связи блока с КА . Он имеет цилиндрическую форму и представляет соб ой клепаную конструкцию , которая включает в себя два торцевых шпангоута , два промежуточных , набор стрингеров и обшивку , выполненных из сплава Д -16Т . На верхнюю часть отсека крепится головной обтекатель , а внутри находятся толкатели системы отделения КА. Ба к горючего расположен в верхней части блока . Конструктивно он состоит из двух сваренных между собой полусферических днищ и соединенных с ними снаружи двух цилиндрических юбок . Обечайки юбок приварены к днищам с помощью точечной сварки . Изнутри они подкреп л ены стрингерами и промежуточными шпангоутами . К свободному торну каждой юбки приклепан стыковочный шпангоут . Днища и обечайки выполнены из АМг -6, а силовой набор - из Д -16. Внутри бака расположены датчик уровня системы синхронного опорожнения баков (СОБ ), указатель наполнения , заправочная труба и гренажно-наддувная труба. Бак окислителя выполнен аналогично баку горючего . Отличия состоят к том , что между днищами вварена цилиндрическая обечайка , а сами днища бака покрыты теплоизоляцией из стекловолокна и капр оновой ткани . Обечайка юбки верхнего днища образует межбаковый отсек , который используется для размещения приборов системы управления . В нем имеется шесть люков для установки приборов и один люк . для установки дражно-предохранительного клапана окислителя. К нижнему днищу дополнительно приварена коническая обечайка , к которой крепится рама двигательной установки . Внутри бака расположены тоннельный трубопровод , демпфирующие перегородки и другая арматура. Хвостовой отсек предназначен для крепления блока "И " с фермой блока "А " и защиты двигателя от внешних воздействий . Он представляет собой клепаную конструкцию , состоящую из силового набора из двух торцевых , трех промежуточных шпангоутов и набора стрингеров , а также обшивки . На нижней торцевой поверхности распо л ожены сегменты тепловой защиты . Основной материал Д -16, крышки люков выполнены из АМг -6. а сегменты защиты - из титанового сплава ОТ -4. Главная особенность хвостового отсека заключается в том , что он является сбрасываемым . Конструктивно хвостовой отсек со с тоит из трех панелей , соединенных между собой рычажными замками продольного стыка . В состав системы сброса входят также шесть шариковых пирозамков поперечного стыка , шесть пружинных толкателей поперечной ) стыка и три пары пружинных толкателей продольных с т ыков. На блоке "И " установлен ЖРД РД -0110 с тягой 304 кН . Он создан в Конструкторском бюро химической автоматики (КБ ХА ) под руководством Семена Ариевича Косберга . Удельный импульс ЖРД в пустоте 3260 Н *с /кг . ЖРД разработан на базе двигателей РД -0106 (МБР Р -9), РД -0107 (РН "Восход "), РД -0108 (РН "Союз "). Этот четырехкамерный двигатель выполнен но открытой схеме с турбонасосной системой подачи топлива . Все четыре камеры (давление в них 7 МПа ) питаются от одного ТНА , который расположен по оси блока между кам е рами вертикально . Рабочим телом газовой турбины являются продукты сгорания восстановительного газогенератора , работающего на основных компонентах . Генераторный газ после турбины направляется в четыре поворотных рулевых сопла , управляющих полетом блока . Пе р воначальная раскрутка ТНА при запуске осуществляется пороховым стартером . Система зажигания в камерах и газогенераторе - пиротехническая. В состав ЖРД входят также элементы системы наддува - газификатор , в котором испаряется жидкий кислород , идущий на надд ув бака окислителя , и теплообменник , в котором охлаждается генераторный газ , отбираемый из коллектора турбины и идущий на наддув бака горючего. Рулевые сопла с тягой 6 кН установлены в нижней части силовой рамы двигателя . В полете регулируется тяга двигате ля и соотношение компонентов топлива в камерах . Оно осуществляется по командам систем РКС и СОБ блока . Большинство агрегатов автоматики ЖРД выполнено с применением пиротехнического привода . Масса двигателя -248 кг. Отделение центрального блока от блока "И " происходит по "горячей " схеме . Через заданный промежуток времени после отделения блока ''А " от блока "И " подается команда на раскрытие шариковых пирозамков системы отделения хвостового отсека блока "И ". Общая продолжительность подготовки РН "Союз " на косм одроме от выгрузки из железнодорожных вагонов до пуска составляет около 62 Часов . Из них подготовка РН к пуску непосредственно на стартовом комплексе - около 16 часов. Ракета-носитель "Молния-М " Название "Молния " имеет серия четырехс тупенчатых РН , также разработанных на базе "пакета " ракеты Р -7А с добавлением блоков третьей и четвертой ступеней. Первый пуск РН этой серии был осуществлен 10 октября 1960 года . В 1965 и 1985 годах данная РН претерпела существенную модернизацию с целью ра сширения возможностей и повышения безопасности обслуживания . В настоящее время продолжает активно применяться под названием "Молния-М ". Экономичная схема выведения , использующая промежуточную орбиту с запуском четвертой ступени в условиях невесомости , позв оляет выводить этой РН полезные грузы на "отлетные " траектории и вытянутые эллиптические орбиты . Она обеспечивает выведение КА массой от 1000 до 2000 кг на высокоэллиптические орбиты с высотой перигея до 700 км и высотой апогея до 36000 км при наклонении о коло 63 градусов или на орбиты перелета к другим планетам Солнечной системы. Ракетой-носителем осуществляется запуск космических аппаратов с космодромов Байконур и Плесецк с тех же площадок , что и РН "Союз-У ". РН "Молния " и "Молния-М " использовались для вы ведения первых межпланетных аппаратов к Лупе , Венере и Марсу , а также для выведения радиотрансляционных спутников типа "Молния ", исследовательских спутников типа "Прогноз " и спутников серии "Космос ". В настоящее время принципиально решены вопросы о возможн ости проведения пусков ракеты-носителя с космическим аппаратом массой 1800 кг с космодромов Байконур и Плесецк на круговую солнечно-синхронную орбиту наклонением 99 градусов и высотой 820 км. Стартовая масса ракеты-носителя около 305 т , максимальная длина 43,4 м. Ракета-носитель "Молния-М " отличается от ракеты-носителя "Союз-У " наличием дополнительной четвертой ступени , которая совместно с головным обтекателем , космическим аппаратом и блоком обеспечения запуска образует головной блок с максимальным диаметро м 2,7 м и длиной 8,46 м . Различия также состоят в конструкции приборного отсека центрального блока и стержневой фермы связи блока второй ступени (блок "А ") с третьей ступенью (блоком "И ") и в отсутствии системы управления на блоке "И ". Функционирование тр е тьей ступени ракеты-носителя "Молния-М " в отличие от ракеты-носителя "Союз-У " обеспечивается системой управления четвертой ступени. Конструктивно-компоновочная схема верхних блоков РН "Молния-М " представлена па рис унке . В качестве четвертой ступени РН "Мол ния-М " используется разгонный блок "Л ". Конструктивно он состоит из приборного отсека , блока топливных баков и двигателя. Блок топливных баков , в свою очередь , состоит из торового бака горючего (керосин ) и торового бака окислителя (жидкий кислород ), которы е соединены между собой с помощью цилиндрической обечайки . В верхней части блока , на внутреннем шпангоуте бака окислителя , закреплен переходник клепаной конструкции , который служит для крепления КА . На нижнем шпангоуте бака окислителя имеются кронштейны д л я узлов крепления двигателя . Оба бака с наружной стороны закрыты слоем стекловолокнистой теплоизоляции . Внутри баков расположены перегородки для предотвращения колебаний жидкости , а в верхней их части находятся дренажно-предохранителъные и заправочные кла п аны. Маршевый ЖРД С 1-5400 данного блока однокамерный с турбонасосной системой подачи , выполненной по схеме с дожига нием окислительного газа . Он имеет тягу в пустоте 68 кН при удельном импульсе 3400 Н *с /кг . Это один из первых ЖРД с дожиганием . Он разработан в начале 60-х годов в Центральном конструкторском бюро экспериментального машиностроения (так стало называться в т е годы ОКБ -1) под руководством Михаила Васильевича Мельникова . ЖРД работает на жидком кислороде и керосине с соотношением компонентов 2,45. Двигатель закреплен в карданном подвесе и позволяет управлять полетом блока "Л " по углам тангажа и рыскания . Для уп р авления по вращению используются сопла , работающие на газе , вырабатываемом специальным газогенератором . Этот же газ используется для наддува бака горючего. Бак окислителя наддувается кислородом , предварительно газифицированным и подогретым в теплообменнике . Давление в камере ЖРД равно 5,45 МПа , а давление на срезе сопла 5 кПа . Расчетное время работы двигателя 250 с. Блок обеспечения запуска включает в себя переходную ферму , соединяющую блоки "Л " и "И ", на которой установлены два двигателя твердого топлива , предназначенные для создания начальной перегрузки перед включением двигателя блока "Л ". На этой же ферме крепятся элементы системы стабилизации , которая функционирует на этапе пассивного полета блока "Л " на промежуточной орбите и в процессе запуска основн о го двигателя . Исполнительными органами системы стабилизации являются газовые сопла , сблокированные с электропневмоклапаном . После запуска двигателя блока "Л " блок обеспечения запуска отстыковывается и сбрасывается. Тремя ступенями ракеты-носителя головной блок выводится на промежуточную орбиту искусственного спутника Земли с высотой перигея от 200 до 250 км , апогея от 400 до 700 км и наклонением 63 градуса. После выведения на промежуточную орбиту головной блок совершает стабилизированный полет по орбите с т рехосной ориентацией до точки старта с промежуточной орбиты на расчетную . Точность стабилизации при пассивном полете по промежуточной орбите ± 5 градусов по каждой оси . Время пассивного стабилизированного полета по промежуточной орбите 50...60 минут. В рас четное время запускается двигательная установка четвертой ступени ракеты-носителя и осуществляется старт с промежуточной орбиты на расчетную . Для обеспечения запуска двигательной установки в условиях невесомости используются два пороховых реактивных двига т еля тягой от 572 до 860 Н и временем работы не менее 42,5 с. При достижении двигателем 75 % номинальной тяги ферма блока обеспечения запуска отделяется от блока четвертой ступени РН . После достижения расчетной скорости двигатель выключается , и через 8(± 1) секунд происходит отделение космического аппарата от блока "Л " РН . Скорость отделения космического аппарата 1,7(± 0,4) м /с . Угловая скорость космического аппарата после отделения не превышает следующих значений : по оси X не более 1,1 град /с , по осям У и 7 не более 9 град /с . После этого происходит закрутка блока "Л " и увод его с направления отстрела КА. Ракета-носитель “Восток” Создание трехступенчатой РН предусматривалось Постановлением Правительства от 20 марта 1958 года на базе Р -7 с целью достиже ния второй космической скорости и доставки лунной станции на Луну (первый вариант ) или облет ею Луны (второй вариант ). Эскизный проект третьей ступени ракеты Р -7, названной блоком Е , был выпущен в 1958 году. Ракетный блок Е имел начальную массу 8 т , массу полезной нагрузки 350-450 кг , тягу двигателя 5 тс и компоненты топлива кислород-керосин . Стабилизация блока Е осуществлялась по командам автономной системы управления специальными соплами , работающими на отработанном газе после турбонасосного агрегата . Вп е рвые предусматривалось поперечное деление ступеней ракеты с запуском двигателя в условиях космического пространства . Работа по созданию двигателя для ракетного блока Е проводилась совместно ОКБ С.А . Косберга и ОКБ - 1 (М.В . Мельников ). Систему управления б лока разрабатывал НИИ под руководством Н.А . Пилюгина. Блок Е обеспечивал выведение межпланетных станций Е 1 (для пролета вблизи Луны ), Е 1А (для достижения поверхности Луны ), Е 2, Е 2А , Е 3 (облет Луны , фотографирование ее обратной стороны и передача изображени я на Землю ). В целях экономии времени и затрат материальной части трехступенчатая ракета отрабатывалась одновременно с выполнением лунной программы. Первый пуск РН с лунной станцией Е 1 состоялся 23 сентября 1958 года . Однако полет завершился аварией РН на 87-секунде полета из-за возникновения возрастающих продольных колебаний . При повторном пуске 12 октября 1958 года ракета опять потерпела аварию на 104-ой секунде по той же причине . Физика этого явления была выяснена и впервые в мировой практике ракетостро е ния появился демпфер продольных колебаний , встроенный в топливную магистраль двигательной установки . Пуск 4 декабря 1958 года вновь завершился аварией на 245-й секунде полета из-за дефекта мультипликатора насоса перекиси водорода. Успех пришел 2 января 19 59 года - старт и полет всех трех ступеней прошел нормально . В дальнейшем эта РН использовалась также для запуска космических аппаратов "Зенит ", спутников "Электрон " и космических аппаратов "Восток ". На корабле "Восток " 12 апреля 1961 года успешный полет н а орбиту ИСЗ совершил первый космонавт планеты Ю.А . Гагарин . После этого полета РН получила название "Восток ". Стартовая масса РН "Восток " около 287 т , а космического аппарата - 4725 кг. Ракеты-носители семейства Р -7 Ракета-носитель код ступеней длина , мм диаметр , мм масса , кг Восток 8К 72К 3 38246 10300 287000 Восток -2 8А 92 3 38246 10300 287000 Восток -2М 8А 92М 3 38246 10300 287000 Восход 11К 57 3 44628 10300 298400 Луна 8К 72 3 33500 10300 279000 Молния 8К 78 4 43440 10300 305000 Молния-М 8К 78М 4 43440 10300 305000 Полет 11К 59 2 30000 10300 277000 Союз 11А 511 3 50670 10300 308000 Союз -2 14А 14 3 50670 10300 311000 Союз -2 с БВ Икар 14А 14 3 45783 10300 311000 Союз -2 с РБ Фрегат 14А 14 4 45783 10300 311000 Союз-Л 11А 511Л 3 44000 10300 305000 Союз-М 11А 511М 3 50670 10300 310000 Союз-У 11А 511У 3 51100 10300 313000 Союз-У с БВ Икар 11А 511У 4 47285 10300 308000 Союз-У с РБ Фрегат 11А 511У 4 46645 10300 308000 Союз-У 2 11А 511У 2 3 51100 10300 313000 Союз-ФГ 11А 511ФГ 3 49476 10300 305000 Союз-ФГ с РБ Фрегат 11А 511ФГ 4 42463 10300 305000 Спутни к 8К 71ПС 2 29167 10300 267000 Спутник -3 8А 91 2 31000 10300 269300 Космические аппараты , выводившиеся РН данного семейства : Аппарат Длина мм Диаметр мм Время жизни мес . Масса (б.п .) кг Масса (приб .) кг Прогресс-М 1 7230 2200 1 4920 2400 Союз-ТМ (11Ф 732, Союз-ТМА ) 7120 2200 1 7270 2350 Бион 1 6300 Прогресс-М 7230 2200 1 4920 2400 Фотон-М 1 6425 600 ПС -1 588 580 3 84 ПС -2 508 Д -1 1327 968 Е -1 (Луна ) 650 361 Е -2А (Луна ) 714 435 Е -3 (Луна ) 730 440 Е -1А (Луна ) 670 390 1М (Марс ) 640 1ВА (Венера ) 2000 644 2МВ -1 (Ве нера ) 2МВ -3 (Марс ) 890 2МВ -4 (Марс ) 894 Е -6 (Луна ) 1422 3МВ -1 Молния -1 (11Ф 67) 3МВ -4А 3МВ -4 Восток -1П (1КП ) 4400 2430 4540 2270 Восток -1 (1К ) 4400 2430 4540 2270 Восток -3 (3К ) Восток -3А (3КА ) Зенит -2 (11Ф 61) 4700 Электрон -I (2Д ) 340 Электрон -II (2Д ) 444 Зенит -2 (11Ф 61) 4700 Целина-Д 13140 7870 6 1750 630 Метеор Зенит -4 (11Ф 69) 6300 Восход -3КВ Восход -3КД Полёт (И -2Б ) 1959 Е -6 (Л уна ) 1422 3МВ -3 Прогресс-М 1 7230 2200 1 4920 2400 Союз-ТМ (11Ф 732, Союз-ТМА ) 7120 2200 1 7270 2350 Статистика запусков РН на базе Р -7 Год Попытки запусков Аварийных запусков Р 7А-Спутник Восток Молния Восход Союз (П ) (А ) П А П А П А П А П А 1957 6 2 6 2 1958 11 8 8 5 3 3 1959 20 4 15 3 5 1 1960 17 6 1 0 14 4 2 2 1961 16 2 14 2 2 0 1962 15 2 9 1 6 1 1963 19 3 13 2 4 1 2 0 1964 28 4 4 0 8 4 6 0 1965 37 3 13 1 12 2 12 0 1966 40 4 15 1 9 1 14 1 2 1 1967 40 3 9 0 7 0 20 3 4 0 1968 42 2 2 0 6 1 29 1 5 0 1969 44 1 3 1 4 0 32 0 5 0 1970 44 1 5 0 7 0 30 1 2 0 1971 44 4 5 0 3 0 31 4 5 0 1972 48 1 5 0 11 0 29 1 3 0 1973 54 1 3 0 10 0 32 1 9 0 1974 52 3 6 0 7 0 24 2 15 1 1975 59 1 6 0 12 0 28 0 13 1 1976 55 1 5 0 11 0 12 0 27 1 1977 56 2 7 0 10 0 39 2 1978 59 0 5 0 9 0 45 0 1979 62 2 8 0 7 0 47 2 1980 64 1 7 1 12 0 45 0 1981 62 1 6 0 14 0 42 1 1982 61 2 5 0 11 0 45 2 1983 58 1 4 0 11 0 43 1 1984 55 0 11 0 44 0 1985 57 0 1 0 16 0 40 0 1986 51 1 14 0 37 1 1987 48 1 4 0 44 1 1988 58 3 11 0 45 2 1989 44 0 6 0 38 0 1990 44 2 12 0 32 2 1991 30 0 1 0 5 0 24 0 1992 32 0 8 0 24 0 1993 25 0 8 0 17 0 1994 18 0 3 0 15 0 1995 16 0 4 0 12 0 1996 20 2 3 0 9 2 1997 13 0 3 0 10 0 1998 11 0 3 0 8 0 1999 14 0 2 0 12 0 2000 13 0 13 0 Всего 1654 74 30 10 195 17 308 12 301 14 820 21 Сп исок используемой литературы 1. Феодосьев В . И , Основы техники ракетного полета , Москва , Наука , 1979 2. Сердюк В . К , Транспортные средства обеспечения космических программ , 1990 3. Глушко В . П , Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР , Машинострое ние , 1987 4. Павутницкий , Отечественные ракеты-носители 5. Soyuz User ’ s Manual, http://www.arianespace.com 6. РКК Энергия , http://www.energia.ru

1Архитектура и строительство
2Астрономия, авиация, космонавтика
 
3Безопасность жизнедеятельности
4Биология
 
5Военная кафедра, гражданская оборона
 
6География, экономическая география
7Геология и геодезия
8Государственное регулирование и налоги
 
9Естествознание
 
10Журналистика
 
11Законодательство и право
12Адвокатура
13Административное право
14Арбитражное процессуальное право
15Банковское право
16Государство и право
17Гражданское право и процесс
18Жилищное право
19Законодательство зарубежных стран
20Земельное право
21Конституционное право
22Конституционное право зарубежных стран
23Международное право
24Муниципальное право
25Налоговое право
26Римское право
27Семейное право
28Таможенное право
29Трудовое право
30Уголовное право и процесс
31Финансовое право
32Хозяйственное право
33Экологическое право
34Юриспруденция
 
35Иностранные языки
36Информатика, информационные технологии
37Базы данных
38Компьютерные сети
39Программирование
40Искусство и культура
41Краеведение
42Культурология
43Музыка
44История
45Биографии
46Историческая личность
47Литература
 
48Маркетинг и реклама
49Математика
50Медицина и здоровье
51Менеджмент
52Антикризисное управление
53Делопроизводство и документооборот
54Логистика
 
55Педагогика
56Политология
57Правоохранительные органы
58Криминалистика и криминология
59Прочее
60Психология
61Юридическая психология
 
62Радиоэлектроника
63Религия
 
64Сельское хозяйство и землепользование
65Социология
66Страхование
 
67Технологии
68Материаловедение
69Машиностроение
70Металлургия
71Транспорт
72Туризм
 
73Физика
74Физкультура и спорт
75Философия
 
76Химия
 
77Экология, охрана природы
78Экономика и финансы
79Анализ хозяйственной деятельности
80Банковское дело и кредитование
81Биржевое дело
82Бухгалтерский учет и аудит
83История экономических учений
84Международные отношения
85Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
86Финансы
87Ценные бумаги и фондовый рынок
88Экономика предприятия
89Экономико-математическое моделирование
90Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
Если лекарство пролежало в аптечке несколько лет без дела и у него сошёл срок годности — это вовсе не так уж и плохо.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Основные модификации ракет-носителей на базе баллистической ракеты Р-7", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2016
Рейтинг@Mail.ru