В этот день… №3-17 (11-20 апреля)



Александр Грищенко Поздравляем всех читателей с международным днём космонавтики!
Напомним о значительном вкладе в создание ракетно-космических систем специалистов ГКБ «Южное». Они разрабатывали ракеты и двигатели, космические аппараты и их системы.

 

 
13 апреля 1985 года – первый пуск ракеты-носителя «Зенит» (СССР).

Разработка перспективной РН «Зенит» (11К77) началась после принятия постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 16 марта 1976 года. Предполагалось, что «Зенит» положит начало новому классу средних ракет-носителей. Разработка носителя велась в КБ «Южное» под руководством В. Ф. Уткина. РН «Зенит-2» выполнена по моноблочной двухступенчатой схеме и отличается высоким уровнем энергетических характеристик и конструктивно-весового совершенства, высокой плотностью компоновки, безопасностью в эксплуатации. В качестве топлива используются жидкий кислород и керосин РГ-1. Запуск полностью автоматизирован. Доработанная 1-я ступень РН «Зенит» после оснащения кислородно-керосиновым двигателем РД-170 (11Д521) вместо РД-171 (11Д520) (обзор №2-22 1–10.06.2017), а также хвостовым и передним отсеками использовалась в качестве модульной части 11С25 блока «А» 1-й ступени РН «Энергия». На РН «Зенит-2» предполагалось запускать разрабатывавшийся в конце 1980-х годов новый многоразовый транспортный пилотируемый космический корабль «Заря», производство которого так и не было начато в связи с сокращением финансирования космических программ.

Ракета-носитель «Зенит»РН «Зенит-2» (11К77) — украинская (ранее советская) базовая двухступенчатая ракета-носитель среднего класса семейства «Зенит».

Первые два запуска РН «Зенит-2» состоялись в апреле и июне 1985 года. Оба прошли нештатно. Первый успешный пуск состоялся 22 октября 1985 года. В связи с тем, что из первых тринадцати пусков три прошли нештатно, при подписании в 1989 году акта Государственной комиссии о приёме РН «Зенит» на вооружение командование космодрома Байконур приложило к нему особое мнение. Несмотря на это, недостатки не были своевременно устранены, и 4 октября 1990 года носитель в ходе запуска взорвался, полностью разрушив одно из двух пусковых устройств стартового комплекса «Зенит» на Байконуре. По состоянию на конец 2014 года состоялись 82 пуска РН «Зенит-2» в различных модификациях. Из этого числа девять пусков были аварийными, а четыре — частично успешными.

В зависимости от решаемых задач РН «Зенит» может применяться в двухступенчатом («Зенит-2») и трёхступенчатом («Зенит-3») вариантах. В последнем случае в качестве третьей ступени используется разгонный блок «ДМ». Это позволяет выводить КА на высокие и геостационарные орбиты, а также на «отлётные» траектории.

РД-120Стартовая масса двухступенчатой ракеты-носителя – 460 т. Масса конструкции 38,8 т. Масса полезного груза, выводимого с космодрома Байконур на орбиту высотой 200 км, составляет 13,8 т.

Ракета-носитель «Зенит» выполнена по традиционной для КБ «Южное» тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Все ступени работают на нетоксичных компонентах топлива: жидком кислороде и керосине. Длина ракеты составляет от 57 до 61 м (в зависимости от длины обтекателя), а максимальный диаметр равен 3,9 м. Управление РН на участке полёта первой ступени производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя, а на участке полёта второй ступени – с помощью специального рулевого двигателя.

Первая ступень длиной 32,94 м состоит из бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все отсеки первой ступени, включая межбаковый и хвостовой, выполнены сварными из сплава АМг-6. Соединяются отсеки между собой болтами. Внутри хвостового отсека расположен маршевый двигатель первой ступени РД-171. Время работы двигателя 140-150 с.

Вторая ступень имеет длину 11,047 м. Она включает в себя приборный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего и хвостовой отсек. Кроме того, вторая ступень комплектуется ферменным переходным отсеком. При разделении ступеней эта ферма остаётся на первой ступени (аналогичная конструкция впервые была использована на РН «Космос»).

РД-8 (11Д513)Приборный отсек клёпаной конструкции предназначен для размещения системы управления ракетой, приборы отсека заключены в герметичные контейнеры. К этому отсеку стыкуются рамы для крепления КА и головной обтекатель. Сварной бак окислителя второй ступени отличается от бака окислителя первой ступени конструкцией силовой оболочки и размерами. В нем также находятся баллоны с гелием для наддува бака горючего.

Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора, во внутреннем объёме которого располагается маршевый двигатель второй ступени. Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД – маршевого РД-120, разработанного в НПО «Энергомаш» под общим руководством В. П. Радовского, и рулевого РД-8.

Схема РН «Зенит-3»ЖРД РД-120 разработан в 1976-1985 гг. Выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Камера сварно-паяной конструкции с плоской многофорсуночной смесительной головкой. Её наружное (регенеративное) и внутреннее (плёночное) охлаждение осуществляется горючим. ТНА расположен вертикально. Он выполнен двухблочным. Первый блок содержит осевую одноступенчатую газовую турбину и насос кислорода. Во втором блоке размещены насосы керосина (основной и подкачивающий). Бескавитационную работу ТНА обеспечивают бустерные насосные агрегаты (БНА). Газогенератор – окислительный, сварно-паяный. Он работает на основных компонентах топлива и охлаждается кислородом. Управление работой ЖРД обеспечивают автоматические и пневмоуправляемые клапаны, регуляторы тяги и дроссель СОБ.

Основные технические характеристики ЖРД РД-120: тяга двигателя в пустоте – 833 кН; удельный импульс в пустоте – 3432 м/с; давление в камере сгорания – 16,2 МПа; время работы – до 360 с.

Рулевой двигатель РД-8 – четырёхкамерный с одним турбонасосным агрегатом. Он также выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа (впервые в мире для рулевых двигателей). Компоненты топлива – жидкий кислород и керосин. Основные технические характеристики РД-8: тяга двигателя в пустоте – 78,45 кН; удельный импульс в пустоте – 3362 м/с; давление в камере сгорания – 7,65 МПа; продолжительность работы – 1100 с; масса двигателя – 380 кг.

Камеры рулевого двигателя могут отклоняться на углы до ±31° с помощью гидроприводов. Рулевой двигатель разработан в КБ «Южное».

Так как на двигателях второй ступени применяются несамовоспламеняющиеся компоненты топлива, то для запуска используется пусковое горючее.

Морской старт РН «Зенит»Для защиты КА на атмосферном участке полёта используется головной обтекатель. Его длина может изменяться в зависимости от размеров КА. На корпусе обтекателя, выполненного из алюминиевых сплавов, имеются зоны, в которых металлическая обшивка заменена на стеклопластиковую. Это позволяет поддерживать прямую радиосвязь КА с наземными станциями на стартовом комплексе и в процессе выведения КА на активном участке траектории.

Ракета-носитель «Зенит» обладает выдающимися эксплуатационными характеристиками. Именно на этом комплексе в результате тесного сотрудничества разработчиков стартового комплекса (КБТМ) и ракеты-носителя полностью исключены ручные работы по обслуживанию РН как при подготовке её к пуску, так и при снятии с пусковой установки, если пуск не состоялся. В составе комплекса работают агрегаты, которые устанавливают РН «Зенит» на пусковой стол и подсоединяют к ней все необходимые коммуникации от наземных систем. Причём они могут повторять эти операции многократно, в том числе на заправленной РН с целью слива компонентов топлива. На стартовом комплексе РН «Зенит» отсутствуют изделия разового применения (сгорающие при пуске РН), не требуется ремонта пусковой установки после каждого пуска, новую ракету можно пустить уже через 5 часов после пуска предыдущей с той же пусковой установки. В работах по подготовке и пуску РН «Зенит» на стартовом комплексе занято около пятидесяти операторов. Все они размещены в защищённом сооружении управления. Функции операторов заключаются в подготовке и включении систем.

Семейство РН «Зенит» включает в себя ракеты «Зенит-2», «Зенит-3SL», «Зенит-2SLБ», «Зенит-3SLБ» и «Зенит-3SLБФ».


 

19 апреля 1975 года – вывод на орбиту первого индийского спутника «Ариабхата» (Aryabhata) советской РН «Космос» (Индия, СССР).

«Индию не следует считать обычной бедной страной, имеющей массу проблем, но надо считать страной, которая изо всех своих сил и весьма героически стремится решить эти проблемы. Индия стоит за независимость взглядов и действий и желает пользоваться преимуществами, которые дают наука и техника» – эта чёткая и твёрдая позиция, высказанная премьер-министром Индирой Ганди (Indira Gandhi), позволила «Циолковскому Индии» Викраму Сарабхаи (Vikram Sarabhai) выдвинуть программу создания национальной ракетно-космической индустрии.

ИСЗ «Ариабхата» (Aryabhata)Упор был сделан на решение практических задач социально-экономического развития: ликвидацию неграмотности через спутниковые образовательные программы, развитие связи, создание спутниковой службы прогноза погоды, формирование кадастра водных ресурсов и т.п. Естественно, львиная доля «ракетного опыта» нашла применение и в военной области. В 1962 г. был учреждён Индийский национальный комитет по космическим исследованиям INCOSPAR (Indian National Committee for Space Research) под контролем Департамента по атомной энергии, того самого, который руководил разработкой ядерного оружия в стране.

В 1969 г. INCOSPAR заменила Индийская организация по космическим исследованиям ISRO (Indian Space Research Organization). Руководимая доктором Сарабхаи ISRO стала главной движущей силой национальной космической программы.

В августе 1972 г. были сформулированы её основные положения: «В космических областях для нас важно быть в курсе последних достижений и развиваться в ногу со временем, т.к. мы имеем возможность быть среди передовых стран мира в этой области. У нас есть людские ресурсы и сеть предприятий. Мы все ещё должны полагаться на импорт готовых изделий, но нет причин, почему мы не должны нацеливаться на полную самостоятельность в космической технике.

Сотрудничество с зарубежными странами должно всячески поощряться…»

РН «Космос-3М» с ИСЗ «Ариабхата» на стартовом столе19 апреля 1975 г. Республика Индия с помощью СССР «шагнула в космос»: первый индийский спутник «Ариабхата» (Ariabhata), предназначенный для исследования природных ресурсов, был запущен с советского космодрома Капустин Яр ракетой-носителем «Космос-3» (11К65). Но вклад отечественных специалистов заключался не только в предоставлении пусковых услуг (космодром Капустин Яр и РН «Космос-3»), но также и в создании некоторых систем самого спутника. Специалисты КБ «Южное» разработали в 1973 году газореактивную двигательную установку (ГРДУ) «Импульс» для индийского спутника. Рабочее тело ГРДУ – сжатый воздух.

Назначение установки – закрутка КА на орбите. Спутник должен был находиться на низкой орбите, поэтому требовалось несколько подкруток КА вследствие постепенного уменьшения скорости его вращения. Осуществление подкруток обеспечивалось последовательным подключением к соплам шести изолированных друг от друга баллонов. Было предусмотрено выполнение шести подкруток. В составе ГРДУ использовалось шесть баллонов ёмкостью 3,5 л. Максимально допустимое давление в баллонах – 25 МПа. Рабочее давление перед соплами – 25 МПа. Суммарный импульс тяги от одного баллона при температуре -40°С – 553 Н·с, а при температуре +40°С – 616 Н∙с. Удельный импульс тяги при температуре 20°С – 650 м/с. Максимальная величина тяги – 30 Н. Время работы ГРДУ в натурных условиях – 6 месяцев. Масса установки, заправленной газом – 40 кг.

ГРДУ «Импульс» успешно работала на спутнике «Ариабхата» и обеспечивала требуемую угловую скорость закрутки КА при каждом из шести включений. Замечаний к работе ГРДУ от разработчиков ИСЗ не было. К сожалению, спутник проработал всего пять дней, а затем связь с ним была утеряна. Кстати, Ариабхата – это имя индийского астронома и математика, жившего в V-VI веке нашей эры.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. Александр Железняков. 100 лучших ракет СССР и России. Первая энциклопедия отечественной ракетной техники. – М.: «Яуза-пресс», 2016.
  2. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  3. Двигатели 1944-2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.
  4. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» / Под ред. генерального конструктора, академика С. Н. Конюхова. – Днепропетровск: ГКБ «Южное» им. М. К. Янгеля, 2000.
  5. И. Б. Афанасьев, А. Н. Лавренов. Большой космический клуб. – М.: «РТСофт», 2006.
  6. Б. Е. Черток. Ракеты и люди. Горячие дни «холодной войны». – М.: «РТСофт», 2007.
  7. Газореактивные двигательные установки: Учебное пособие / В. И. Драновский, В. М. Анищенко, В. А. Доброгорский, М. И. Кошкин, Б. В. Сергейчук, Д. И. Завистовский. – Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «ХАИ», 2003.
  8. http://kik-sssr.ru/Kapustin_Yar.htm

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru