В этот день… №3-10 (1-10 февраля)



Александр Грищенко «Бушует морской простор!
Далеко до острова Садо,
Стелется Млечный Путь.»

Басё

В ХVII веке, когда великий Мацуо Басё написал своё трёхстишие, японские корабли перемещались лишь между островами, и о путешествиях по Млечному Пути можно было лишь мечтать. В конце ХХ века до межзвёздных перелётов дело ещё не дошло, но свой тяжёлый носитель, позволяющий отправить полезный груз к другим планетам солнечной системы, Япония уже испытала.

 
3 февраля 1994 года – первый старт ракеты-носителя Н-II (Япония).

Одной из современных РН, предназначенной для вывода в космос объектов различного назначения, является ракета Н-II (точнее её современные модификации), разработанная Национальным управлением по космическим исследованиям Японии. В отличие от предыдущих РН Японии, являвшихся зачастую лицензионными вариантами американских ракет, носитель Н-II был чисто японским продуктом. Ответственным за комплектацию ракеты и общее обеспечение являлась фирма Мицубиси (Mitsubishi Heavy Industries Со). Длина ракеты равна 50 метров. Стартовая масса – 260 тонн (без полезного груза). Полезная нагрузка при выводе на стационарную околоземную орбиту – 4,1 т, на низкую околоземную орбиту – 10,0 т.

Ракета-носитель H-IIН-II является двухступенчатой ракетой-носителем, на которой установлены два твердотопливных ускорителя. Конструкция второй ступени позволяет осуществлять повторное включение маршевого двигателя LE-5A. Система управления ракетой не имеет гиростабилизированной платформы, а в системе стабилизации используются лазерные гироскопы.

Первая ступень имеет длину 35 м, диаметр 4 м. Масса ступени равна 98 т, в том числе масса топлива 86 т. В качестве компонентов топлива используются жидкий кислород и жидкий водород с соотношением компонентов 6,0.

На первой ступени установлен однокамерный ЖРД LE-7, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. Основные технические характеристики двигателя: тяга на Земле – 840 кН, в пустоте – 1080 кН, удельный импульс в пустоте – 4375 м/с; давление в камере сгорания – 12,8 МПа: степень расширения сопла – 52; продолжительность работы – 346 с; масса сухого двигателя – 1714 кг. Подача компонентов турбонасосная. Для привода турбин ТНА используется рабочее тело, вырабатываемое в ГГ (давление в ГГ – 21 МПа). ТНА имеет редукторную кинематическую схему. Частота вращения ротора насоса горючего – 42200 об/мин; частота вращения ротора насоса окислителя – 18100 об/мин.

Управление положением в пространстве после отделения ускорителей по каналам тангажа и рыскания обеспечивается поворотом двигателя LE-7 в карданном подвесе. Для управления по каналу крена используются рулевые двигатели тягой по 2 кН каждый. Двигатели работают на газообразном водороде, отбираемом от основного двигателя.

ПГС ЖРД LE-7

ПГС ЖРД LE-7:
1 – насос водорода; 2 – газогенератор; 3 – насос кислорода; 4 – камера сгорания; 5 — сопло

В хвостовом отсеке размещаются шаровая ёмкость для хранения азота, используемого для работы рулевых двигателей. Значительный объем отсека занимает нижнее днище бака горючего. Бак горючего выполнен в виде тонкостенной цилиндрической оболочки со сферическими днищами. Силовые элементы бака изготовлены из алюминиевого сплава. Корпус бака покрыт теплоизоляционным покрытием. Наддув бака горючего осуществляется газообразным водородом, отбираемым из тракта охлаждения камеры сгорания. Бак окислителя имеет длину 5,3 м. По конструкции бак окислителя аналогичен конструкции бака горючего. Для соединения баков используется межбаковый отсек, представляющий собой тонкостенную оболочку длиной 3,5 м. Продольный набор выполнен в виде стрингеров, расположенных на наружной поверхности отсека.

Двигатели LE-7A и LE-7Вторая ступень ракеты Н-II имеет массу 20 т. Длина ступени около 11 м, максимальный диаметр – 4 м. В качестве компонентов топлива также используется жидкий кислород и жидкий водород. Общая масса топлива – 17 т. Соотношение компонентов топлива – 5,5. Ступень оснащена ЖРД LE-5A, представляющего собой модификацию ЖРД LE-5, установленного на второй ступени РН Н-I. Двигатель LE-5A, имеющий тягу 122 кН, позволяет осуществить повторное включение в космосе. Максимальная продолжительность работы 609 с, из них при первом включении не менее 320 с. Подача компонентов топлива турбонасосная. Двигатель установлен в карданном подвесе и используется в качестве исполнительного органа системы стабилизации при управлении по тангажу и рысканию. Для управления по каналу крена при полете с работающим ЖРД и стабилизации ракеты при полете с выключенным ЖРД и создания положительного ускорения перед запуском основного двигателя используются управляющие двигатели, тяга в которых создаётся за счёт истечения газообразного гелия.

ЖРД LE-5AНаддув бака окислителя осуществляется газообразным гелием. Гелий в жидком состоянии хранится в шаровых баллонах, расположенных в баке горючего, и перед наддувом поступает в теплообменник, установленный на двигателе. На переднем днище бака горючего размещён контейнер с элементами системы управления ракетой в полёте, имеющий длину 0,5 м и диаметр 2,15 м. Двигатель LE-5A имеет длину 2,56 м, диаметр выходного сечения сопла – 1,63 м. Двигатель закреплён на раме, выполненной в виде усечённого конуса. Топливный отсек ступени имеет длину 6,6 м и состоит из баков окислителя и горючего, имеющих совмещённое днище. Бак окислителя имеет длину 2,75 м. Диаметр цилиндрической части бака – 2,44 м. Бак горючего имеет диаметр цилиндрической части 4 м, объём – 36,5 м3. В баке размещается 2,58 т жидкого водорода. Для обеспечения необходимой тяговооружённости на ракете-носителе Н-2 установлены два стартовых ускорителя, изготавливаемые фирмой Nissan Motor Ускорители включаются непосредственно после выхода ЖРД первой ступени на режим и работают в течении 95 с, после чего сбрасываются.

Ускоритель представляет собой твердотопливную ракету длиной 23 м, диаметром 1,8 м. Масса топлива в ускорителе – 59 т. Тяга, развиваемая каждым ускорителем на земле – 1600 кН. В ускорителе используется смесевое топливо, состоящее из 14% полибутадиена, 18% алюминиевой пудры и 68% перхлората аммония. Скорость горения топлива – 5,9 cм/с, давление в камере сгорания равно 5,7 МПа. Корпус ускорителя состоит из четырёх цилиндрических секций общей длиной 17 м и качающегося сопла. Для сборки секций применяется болтовое соединение. Корпус изготовлен из стали. Сопло имеет диаметр выходного сечения 1,6 м. Для обеспечения поворота вектора тяги для управления ракетой на участке совместного полёта с ускорителями сопло выполнено качающимся. Угол отклонения ±5°. Поворот осуществляется гидравлическими приводами. В гидравлическом приводе сопла в качестве рабочего тела используется сжатый гелий, размещённый в шаровом баллоне, установленном на ускорителе. Ускорители отделяются с помощью ТТРД, создающими тягу, вектор которой направлен перпендикулярно оси ускорителя.


 

4 февраля 1970 года – орбитальные испытания ИСЗ SERT-2 с ионными двигателями (США).

Ионные двигатели составляют один из основных классов электростатических двигателей. В них разгон тяжёлых одноимённо заряженных частиц осуществляется в продольном постоянном электрическом поле, создаваемом внешними источниками, в условиях воздействия пространственного заряда ускоряемых частиц.

Космический аппарат SERT-1Заряженными частицами в электростатических двигателях могут быть положительные и отрицательные атомарные и молекулярные ионы, коллоидные частицы, жидкие капли расплавленных металлов и даже твёрдые пылинки.

Наибольшего развития достигли электростатические двигатели на атомарных ионах – ионные двигатели, состоящие из следующих основных частей: ионного источника, ускоряющей системы и нейтрализатора ионного пучка.

Над ионными двигателями начали работать ещё в пятидесятые годы ХХ века в США и СССР. Но к лётным экспериментам подошли уже в 60-70-е гг. В США лётные испытания ионных двигателей проводились в рамках программы SERT (Space Electric Rocket Test). В 1964 году (20 июля) ракетой «Скаут» (Scout X-4) по суборбитальной траектории был отправлен аппарат SERT-1. Тридцатиминутный полёт должен был подтвердить возможность работы ионного двигателя на борту космического аппарата.

Наземные испытания ионного двигателяСледующее испытание ионного двигателя проводилось на борту ИСЗ SERT-2, выведенного на околоземную орбиту 4 февраля 1970 года РН «Тор-Аджена Д» с авиабазы Ванденберг. Спутник SERT-2 массой 1404 кг был выведен на орбиту с параметрами: перигей – 1039 км, апогей – 1046 км. Ионные двигатели на борту ИСЗ использовались до 1981 года! Такой длительный ресурс был обеспечен большим объёмом наземных испытаний. Так, прототип КА проходил наземное тестирование в течение 2400 часов работы двигателя. На борту спутника были установлены два ртутных ионных двигателя диаметром 15 см. Мощность ДУ – 0,85 кВт, тяга – 28 мН; удельный импульс – 4200 с. В процессе лётных испытаний проводилось около 300 повторных включений двигателей.

Проект марсианского КК Эрнста ШтулингераВ элементах ионного двигателя (источник ионов, ускоряющая система, нейтрализатор, система подачи, электромагнит) потребляется электрический ток различного напряжения и различной силы. В двигателе SERT-2 было предусмотрено девять электрических цепей, из которых шесть работали на постоянном токе напряжением 30, 45, 50, 1800 и 3000 В, и три на переменном токе.

Двигатель потреблял около 1 кВт электроэнергии, вырабатываемой солнечной батареей в виде постоянного тока с первичным напряжением около 60 В. Для преобразования постоянного тока низкого напряжения в переменный, трансформации его до заданного напряжения и последующего выпрямления, в двигателе SERT-2 применялся полупроводниковый преобразователь с удельной массой 15 кг/кВт.

Приблизительно так должен был выглядеть перелёт КК с ионными двигателями к МарсуКроме испытаний собственно ионного двигателя, проверялась совместимость различных систем и устройств спутника с ионной ДУ. Полученные результаты были учтены при создании аналогичных двигателей следующих поколений.

Кстати, идею ионного двигателя предложил в 1917 году Роберт Годдард (Robert Goddard), а технический проект выполнил в середине 50-х годов «импортный» специалист из команды Вернера фон Брауна – Эрнст Штулингер (Ernst Stuhlinger). В 1958 году Штулингер предложил проект космического корабля для полёта к Марсу. В качестве маршевых двигателей КК предлагались ионные двигатели.


 

7 февраля 1977 года – старт космического корабля «Союз-24» к орбитальной пилотируемой станции «Салют-5» (СССР).

В феврале далёкого 1977 года начался последний пилотируемый полёт орбитальной станции военного назначения «Алмаз» («Салют-5»).

История пилотируемых разведывательных ОС «Алмаз» началась в 1965 году, когда приказом министра общего машиностроения СССР от 27.10.1965 г. проработка этой задачи была поручена генеральному конструктору ОКБ-52 В. Н. Челомею. Дело в том, что первые разведывательные ИСЗ в СССР и США имели невысокую эффективность, так как объекты, интересующие военных, часто были закрыты облачностью, и фотоаппаратура расходовала фотоплёнку впустую. Необходимо было дополнить фотоаппаратуру другими средствами наблюдения (в других спектральных диапазонах), а также дать управление комплексными средствами разведки человеку-оператору. В его обязанности входило обнаружение объекта с помощью высокоразрешающей оптики, наведение аппаратуры и производство съёмки, обработка и оперативная передача информации по радиоканалу на Землю.

Орбитальная станция «Алмаз» 1-го этапа

Орбитальная станция «Алмаз» 1-го этапа:
1 – пилотируемый корабль «Союз»; 2 – рабочий отсек ОПС; 3 – солнечные батареи ОПС; 4 – перископ кругового обзора; 5 – бытовой отсек ОПС; 6 – стыковочный узел

В США к 1965 году уже появился проект военной орбитальной станции МОЛ (MOL), о которой мы надеемся рассказать в ближайших обзорах. Запуск станции с экипажем на орбиту намечался в 1972 году. Необходимо было срочно догнать американцев.

ОКБ-52 в аванпроекте представило разработку орбитальной пилотируемой станции весом 19-20 т на своей РН УР-500К, создаваемой на базе уже летающей двухступенчатой УР-500. ОКБ-1 предлагало военно-исследовательский корабль 7К-ВИ, состоящий из двух стыкуемых на орбите кораблей «Союз». Естественно, что «королёвская» фирма ориентировалась на РН Р-7. Меньший носитель не справлялся с выведением станции с необходимым комплексом аппаратуры наблюдения и с обеспечением расходуемыми материалами для длительной боевой эксплуатации станции и жизнедеятельности экипажа на орбите. 21  января 1966 г. на коллегии Министерства общего машиностроения СССР была признана необходимость поручить ОКБ-52 опытно-конструкторскую разработку орбитальной пилотируемой станции. Дальнейшие работы проводились в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 01.07.1966 г. Это было задание для обеспечения целеуказания МБР на этапе начала массовой постановки их на боевое дежурство. Тактико-техническим заданием Заказчика задача ракетно-космического комплекса с орбитальной пилотируемой станцией (ОПС) «Алмаз» была определена следующим образом: ведение детальной комплексной разведки особо важных малоразмерных и частично замаскированных стратегических объектов в заданных районах. Объектами разведки являлись:

  • стартовые позиции МБР и РН космических объектов;
  • аэродромы стратегической авиации;
  • военно-морские базы;
  • комплексы обнаружения и наведения ПРО и ПКО;
  • узлы коммуникации и связи;
  • военно-промышленные сооружения;
  • склады и другие объекты.

Схема ОПС «Алмаз»Рабочее проектирование станции и изготовление материальной части для наземных и лётных испытаний началось в 1968-1969 гг. Но ЛКИ были начаты лишь в 1973 году (наименование станции «Салют-2», запуск 03.04.1973 г.). Работы по «Алмазу» были замедлены неготовностью бортовой аппаратуры. Кроме того, 8 корпусов станции были переданы в ОКБ-1 для изготовления долговременной орбитальной станции (ДОС) «Салют», оснащённых доработанным комплексом бортовой аппаратуры КК «Союз».

На станции «Алмаз» устанавливался мощный, по тому времени самый современный и до настоящего времени непревзойдённый по составу и идеологии применения комплекс разведывательной аппаратуры:

  • длиннофокусный трёхканальный фотоаппарат с зеркально-линзовым объективом;
  • два фотографических канала: ширина фотоплёнки 420 мм в каждом; фототелевизионный канал с плёнкой шириной 530 мм. Разрешение фотографических каналов до 1 м (на первом этапе), фототелевизионного канала – 1,5 м;
  • топографический и звёздный фотоаппараты, использующиеся для привязки объектов съёмки на местности;
  • инфракрасная аппаратура для получения тепловой карты территории;
  • оптическая аппаратура визуального наблюдения поверхности Земли в заданных районах.

Баллистическое построение орбитальной группировки, высота полёта станции и полосы захвата спецаппаратуры с учётом разворотов станции по крену ±30° при выполнении специальных работ обеспечивали беспропускной обзор земной поверхности в диапазоне до ±80° северной и южной широты. Это позволяло в течение суток выявлять, наблюдать, производить съёмку объектов, т.е. контролировать около 80% поверхности Земли, где находятся практически все наиболее важные объекты или происходят военные операции.

Компоновка двигателей коррекции и стабилизации ОПСДля ОПС «Алмаз» была также разработана бортовая радиолокационная станция «Меч-А» для разведки в основном наземных объектов, замаскированных в видимом и ИК-диапазонах. РЛС должна была быть испытана в полёте ОПС 1-го этапа. Но обстоятельства сложились так, что РЛС «Меч-А» была испытана только в 80-е годы на автоматическом варианте ОС «Алмаз».

Наличие космонавтов на борту ОПС определяло главную задачу, решаемую при создании ДУ для КА – обеспечение высокого уровня надёжности их функционирования как в штатном режиме, так и при отказах отдельных блоков ДУ. Эта задача решалась высокой степенью наземной отработки ДУ и резервированием блоков ДУ. Предпочтение было отдано ДУ с вытеснительной системой подачи топлива.

ДУ ОПС состояла из двух секций, способных автономно решать все задачи по обеспечению управляемого движения ОПС на половине запаса топлива. В состав каждой секции входят двигатель коррекции 11Д24 с тягой 3925 Н, двигатели коррекции малой тяги (ДМТ) 11Д434 (2 штуки) с тягой 392,5 Н, ДМТ жёсткой стабилизации 11Д433 (8 штук) с тягой 196 Н, ДМТ мягкой стабилизации 11Д432 (6 штук) с тягой 11,8 Н, титановые баллоны с азотом, сферические баки с алюминиевыми разделительными диафрагмами, агрегаты системы наддува и топливоподачи, система бесконтактного контроля выработки топлива из баков на базе радиационного измерителя количества топлива.

Установка двигателей малой тяги ОПС

Двигатели 11Д24 разрабатывались в КБХА (главный конструктор – А. Д. Конопатов), ДМТ – в ТМКБ «Союз» (главный конструктор – В. Г. Степанов). Компоненты топлива – четырёхокись азота и НДМГ. Во исполнение принципа резервирования при одновременной работе обеих секций ДУ коррекция орбиты КА могла обеспечиваться:

  • двумя двигателями 11Д24 с одновременной стабилизацией с помощью ДМС, ДЖС любой секции;
  • одним двигателем 11Д24 или двумя 11Д434 одной из секций с одновременной стабилизацией с помощью ДМС, ДЖС другой секции;
  • четырьмя двигателями 11Д434 (без объединения секций);
  • двумя двигателями 11Д24 (с объединением секций);
  • четырьмя двигателями 11Д434 (с объединением секций).

Блоки ДУ в ОПС размещались в отсеке ДУ и переходном отсеках и объединялись топливными магистралями длиной около 10 м. В отсеке ДУ располагались системы наддува и топливоподачи, а также двигатели коррекции. ДУ ОПС в переходном отсеке: рама, на которой установлены ДМТ стабилизации, и установка собственно двигателей. Температура рамы стабилизировалась с помощью теплоносителя системы обеспечения теплового режима ОПС. На ДМТ стабилизации, кроме того, устанавливались электрообогреватели.

Двигатель 11Д24 (РД-0225)Несмотря на тщательное проектирование, результаты эксплуатации ОПС внесли свои коррективы. В полёте «Алмаза» были зарегистрированы случаи потери эффективности двигателей мягкой стабилизации. Анализ измерений показал, что причиной её возникновения являются повышенные утечки окислителя через клапан двигателя ДМС 11Д432, понижение температуры, подмерзание форсунок и, как следствие, потери тяги и эффективности.

В то время все ДМТ, изготовленные ТМКБ «Союз», оснащались клапанами с парами седло-клапан, выполненными из металла. Разработчики считали бесперспективным применение клапанных пар с мягким уплотнением (например, металл-фторопласт) из-за возможного разрушения фторопласта под действием радиации и из-за технологических трудностей его заделки.

Для кардинального решения этой проблемы было принято решение о передаче изготовления всей номенклатуры ДМТ ОПС «Алмаз» в НИИМАШ, к тому времени освоившего производство ДМТ с тягой 392,5 и 196 Н с клапанами с мягким уплотнением. Доработанные двигатели успешно прошли испытания на автоматической станции «Алмаз-Т». Потери эффективности более не наблюдались.

При создании ДУ ОПС были реализованы различные оригинальные конструкторские решения. В частности, одной из сложных проблем того времени было создание топливного бака, обеспечивающего подачу топлива к двигателю в условиях невесомости без нарушения сплошности потока (без газовых включений). Для решения этой проблемы был применён бак сферической формы. Полость наддува бака отделялась от топливной полости диафрагмой из чистого алюминия. Диафрагма приваривалась через переходное кольцо к одной из двух полусфер, при этом обе полусферы сваривались между собой. Рабочее давление в баке – 2,5 МПа, объём – 210 л, невырабатываемые остатки – не более 2,5 л. Эта конструкция бака нашла применение в разработках других предприятий. Баки с металлическими диафрагмами в условиях длительных космических полётов имеют существенное преимущество перед баками с мягкими диафрагмами, т.к. исключают возможность диффузионного натекания газа наддува в топливо.

И всё же, несмотря на успешные полёты «Алмазов», вскоре программа была закрыта. О причинах такого решения расскажем в следующих обзорах.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  2. В. Н. Кобелев, А. Г. Милованов. Ракеты-носители / Учеб. пос. – М.: Моск. гос. авиац. технол. ун-т, 1993.
  3. David Darling. The Complete Book of Spaceflight From Apollo 1 to Zero Gravity. – John Wiley & Sons, Ink., 2003.
  4. А. И. Маликов и др. Ракетно-космический комплекс «Алмаз» ОКБ генерального конструктора В. Н. Челомея. ОПС-1, ОПС-2, ОПС-3, ТКС. / В кн. «Развитие отечественной ракетно-космической науки и техники»: в 6 т. / кол. авт., сост. М. А. Первов / Федер. косм. агентство, Рос. акад. космонавтики им. К. Э. Циолковского. / Т.2: «История развития отечественной пилотируемой космонавтики». – М.: «Столичная энциклопедия», 2015.
  5. И. Б. Афанасьев, Д. А. Воронцов. Золотой век космонавтики: мечты и реальность. – М.: Фонд «Русские витязи», 2015.
  6. Двигатели 1944-2000. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. – М.: «АКС-Конверсалт», 2000.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru