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
Обойти Антиплагиат
Повысьте уникальность файла до 80-100% здесь.
Промокод referatbank - cкидка 20%!
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
– Нам нужны твои навыки убийцы. Вот деньги, цель хитра и опасна.
– Убери свои 12 рублей, я уже сказал, что не буду выгонять осу из комнаты.
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 - 2017
Рейтинг@Mail.ru