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

Содержание 1. Транспортные космические средства России 2. Первая ласточка 3. Двигательная установка 4. Основные модификации ракет-носителей на базе баллистической ракеты Р-5. Ракета-носитель Союз-У 6. Ракета-носитель Молния-М 7. Ракета-носитель Восток 8. Приложения 9. Список литературы 1. Транспортные космические средства

России Начало космической эры - 4 октября 1957 г которое связано с запуском первого в истории человечества искусственного спутника Земли, зафиксировало рождение нового вида транспортных средств ракет-носителей. Название РН для этого запуска вначале было определено как Спутник, 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 для решения транспортных операций соответствующих космических программ. Запуск РН Восток засвидетельствовал знаменательный шаг от многочисленных баллистических ракет, олицетворяющих использование достижений науки и техники в военных интересах, к использованию достижений, накопленных в военной технике, для мирного освоения космоса и зафиксировал в истории человечества приоритет нашей

страны в этом благороднейшем направлении развития цивилизации. К этому времени отечественное ракетостроение имело десятилетнюю историю в 1947 г. началась разработка первой отечественной баллистической ракеты 48. За такой короткий срок в ракетную технику был внедрен ряд оригинальных решений, которые можно встретить во всех последующих поколениях РН во всем мире. Во-первых, отделение головной части от корпуса ракеты отсека полезной нагрузки, позволившее

существенно снизить массу конструкции - в этом случае корпус рассчитывается на нагрузки, действующие только на участке выведения и ставшее естественным 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 позволило 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 совершенном ее виде пакетная схема РН Восток предполагает совокупность жестко связанных между собой разгонных блоков, запускаемых одновременно, а не раздельно, как у Циолковского. Одним из решающих факторов, определивших выбор именно такой схемы, явилась возможность запуска всех двигателей на Земле в то время еще не было достаточно ясного 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 отметим лишь еще одно решение переход к широкому использованию алюминиевых сплавов на первых ракетах корпус изготовлялся из стали, что стало одним из решающих факторов в достижении значений относительной массы конструкции, позволивших достичь космических скоростей. РН Восток является крупнейшим достижением советского и мирового ракетостроения

и по всем основным показателям, резко отличается от своих предшественниц и многих последующих зарубежных РН. Ее высокие, энергетические характеристики и надежность конструкции обеспечили успешную отработку советских кораблей-спутников, выведение на орбиту первого в мире космического аппарата с человеком на борту1 и дальнейшие полеты советских космонавтов по программе Восток, Восход и Союз. С помощью этой РН выводились

КА Луна-1 - Луна-3, ИСЗ серий Космос, Метеор, Электрон и др. 11,50. На рис. 3 представлено в схематизированном виде семейство РН Восток, а в табл. 1 характеристики основных ее вариантов 50. Модификации РН Восток являются и до настоящего времени одними из основных транспортных средств СССР для обеспечения многочисленных космических программ, исполь - зующих беспилотные

КА, и единственными транспортными средствами, обеспечивающими программы пилотируемых полетов. Создание РН Восток послужило психологическим импульсом, а также научной и технической базой для создания целого поколения 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

- начале 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 значительно 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 полезных 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 исследования 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 Аркадьевичу 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 интенсифицированы.

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 большим 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 ним 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 составных 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 заряда, 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, которые 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 баллистической 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 специального 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 районе 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 июне 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. Работы 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 испытания 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 проблем 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 1948-1950 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 различных 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 немецкой 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,

которые 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 ней 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 стартовом- 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 полета, 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 стали 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 Центрального 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 долетела 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.Тихонравова. 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 Авангард. 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 завод, 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 авиационного 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 концу 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 забрасывала 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 подготовки 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 турбины 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 жидкого азота для наддува топливных 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 повышенного числа оборотов.

Поэтому они приводятся в движение от основного вала турбины через мультипликатор 6. Коль скоро перекись водорода подается насосом, приводимым в движение продуктами разложения подаваемой им же перекиси, 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 различные варианты, но принцип один. Необходим аккумулятор энергии. Для запуска может быть использован небольшой запас перекиси водорода, разлагаемой в реакторе и подаваемой сжатым газом, либо же просто сам сжатый газ, поступающий даже без

подогрева на лопатки турбины. Турбину необходимо лишь раскрутить до такого числа оборотов, при котором двигатель мог бы выйти на расчетный режим самостоятельно. Создание двигателей РД-107 и РД-108 сыграло очень важную роль в развитии ракетно-космической техники. Двигатели очень 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, применение третьего компонента специально для привода турбины не может считаться лучшим решением. Во-первых, третий компонент, тем более такое нестойкое соединение, как перекись водорода, усложняет наземное обслуживание, а, во-вторых, энергия, выделяемая при разложении 80-ной перекиси 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 Земли, Нскг 2520 2430 Удельный импульс в пустоте, Нскг 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.Куйбышеве 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 возложена 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 конструкторское 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 модификаций 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 элементов 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. Фактически 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-

У2 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 исследования 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 индийский спутник 1К5-1В. 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 разработанный 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 аварийных 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 блока 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 Молния-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 сильно 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-У2. 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 удельный 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 носить 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 предусматривается 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 средние 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 бьла 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-У2 . годах. РН Союз-У и Союз-У2 обеспечивают запуск 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. РН 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 четыре 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 происходит 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 жестких 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 сбрасывается 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, которая 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, которые 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 осуществляется 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, большая 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 блоков 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 стартовых 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 полетным, 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 крейсеров. 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, переходного 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 разделения. 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 конструкцию 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 подкреплена 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 бака 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 стыковочными 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 проходит 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 водорода. 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 нагрузки 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 оболочки 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 люки 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 отсека 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 хромированными 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 машиностроения 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 разложения 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 двухступенчатую 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 турбины. 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 выбрасывается 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 пиротехнических 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 передается 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 торцу 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 клепаной 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 коническими 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. Силовой 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 конструкцию, 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 переходная 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 стыковочному 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 обечаек, 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. Назначение 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, состоящую 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 торцевого 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 поверхность 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 двигателю 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 опорожнения баков.

Тяга двигателя передается на корпус блока Атакже 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 блоков, 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, которые 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 данной 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 номинальной. 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 выключается 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 продольной 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 элементами 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 собой 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. Бак 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 подкреплены 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 капроновой 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 расположены 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 состоит 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 стыков. 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 Нскг. 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 камерами 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. Первоначальная 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 наддув 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 двигателя 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 космодроме 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 четырехступенчатых 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 расширения 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, позволяет 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 около 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 выведения 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 возможности 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 диаметром 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 третьей 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 рисунке. В качестве четвертой ступени РН Молния-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, которые 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 для 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 клапаны. Маршевый ЖРД С1-5400 данного блока однокамерный с турбонасосной системой подачи, выполненной по схеме с дожиганием окислительного газа. Он имеет тягу в пустоте 68 кН при удельном импульсе 3400 Нскг. Это один из первых ЖРД с дожиганием. Он разработан в начале 60-х годов в Центральном конструкторском бюро экспериментального машиностроения так стало называться в те 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 управления 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 основного 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 трехосной 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 расчетное 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 двигателя 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 1,70,4 мс. Угловая скорость космического аппарата после отделения не превышает следующих значений по оси X не более 1,1 градс, по осям У и 7 не более 9 градс. 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 достижения 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. Впервые 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 блока разрабатывал НИИ под руководством Н.А. Пилюгина. Блок Е обеспечивал выведение межпланетных станций Е1 для пролета вблизи Луны, Е1А для достижения поверхности

Луны, Е2, Е2А, Е3 облет Луны, фотографирование ее обратной стороны и передача изображения на Землю. В целях экономии времени и затрат материальной части трехступенчатая ракета отрабатывалась одновременно с выполнением лунной программы. Первый пуск РН с лунной станцией Е1 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 ракетостроения 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 1959 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 на 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 tbody Ракета-носителькодступеней длина, ммдиаметр, мм масса, кгВосток 8К72К33824610300287000 Восток-2 8А9233824610300287000 Восток-2М 8А92М33824610300287000 Восход 11К5734462810300298400 Луна 8К7233350010300279000 Молния 8К7844344010300305000 Молния-М 8К78М44344010300305000

Полет 11К5923000010300277000 Союз 11А51135067010300308000 Союз-2 14А1435067010300311000 Союз-2 с БВ Икар 14А1434578310300311000 Союз-2 с РБ Фрегат 14А1444578310300311000 Союз-Л 11А511Л34400010300305000 Союз-М 11А511М35067010300310000 Союз-У 11А511У35110010300313000 Союз-У с БВ Икар 11А511У44728510300308000 Союз-У с

РБ Фрегат 11А511У44664510300308000 Союз-У2 11А511У235110010300313000 Союз-ФГ 11А511ФГ34947610300305000 Союз-ФГ с РБ Фрегат 11А511ФГ44246310300305000 Спутник 8К71ПС22916710300267000 Спутник-3 8А9123100010300269300 tbody конец второй колонки Модели - Ракеты отбор аппаратов по МОДЕЛИ ракеты через CrossRoketsCrafts строки аппаратов Космические аппараты, выводившиеся

РН данного семейства tbody Аппарат Длинамм Диаметрмм Время жизнимес. Масса б.п.кг Масса приб.кг Прогресс-М1 72302200149202400Союз-ТМ 11Ф732, Союз-ТМА 71202200172702350Бион 16300Прогресс-М 72302200149202400Фотон-М 16425600ПС-1 588580384ПС-2 508Д-1 1327968Е-1 Луна 650361Е-2А Луна 714435Е-3 Луна 730440Е-1А Луна 6703901М

Марс 6401ВА Венера 20006442МВ-1 Венера 2МВ-3 Марс 8902МВ-4 Марс 894Е-6 Луна 14223МВ-1 Молния-1 11Ф67 3МВ-4А 3МВ-4 Восток-1П 1КП 4400243045402270Восток-1 1К 4400243045402270Восток-3 3К Восток-3А 3КА Зенит-2 11Ф61 4700Электрон-I 2Д 340Электрон-II 2Д 444Зенит-2 11Ф61 4700Целина-Д 13140787061750630Метеор

Зенит-4 11Ф69 6300Восход-3КВ Восход-3КД Полт И-2Б 1959Е-6 Луна 14223МВ-3 Прогресс-М1 72302200149202400Союз-ТМ 11Ф732, Союз-ТМА 71202200172702350Статистика запусков РН на базе Р-7ГодПопытки запусковАварийных запусковР7А-СпутникВостокМолнияВосходСою зПАПАПАПАПАПА Всего Список 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, Машиностроение, 1987 4. Павутницкий, Отечественные ракеты-носители 5. Soyuz User s Manual, httpwww.arianespace.com 6. РКК

Энергия, httpwww.energia.ru