В этот день… №1-08 (16-29 февраля)



Александр Грищенко Всех приветствую!
Продолжается февраль и продолжается наш обзор. 🙂 Сегодня речь пойдёт о самом старом космонавте, о первом вертикальном старте пилотируемого ракетного аппарата и о холодных ракетных двигателях.

 
 
 

17 февраля 1976 года вышло постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании межорбитальной космической системы «Буран». В тексте постановления упоминается разгонная ступень, орбитальный самолёт, межорбитальный буксир, система управления, говорится о возможности возвращения с орбиты грузов массой до 20 т, но облик системы строго не очерчен – отдан на проработку исполнителям.

В конце 1976 года была утверждена основная кооперация, в том числе КБХА (главный конструктор А. Д. Конопатов) и Воронежский механический завод (директор завода Г. В. Костин) по созданию кислородно-водородного двигателя для второй ступени ракеты-носителя.

Сегодня мы продолжим разговор о двигателе РД-0120, начатый в обзоре №1-01 1-15.11.2015.

Приведём перечень основных вопросов, решённых при создании камеры двигателя:

  • отработано регенеративное охлаждение камеры в сочетании с пристеночным слоем с пониженным соотношением компонентов топлива, создаваемым периферийным рядом форсунок от головки, выбраны параметры пристеночного слоя;
  • исследованы характеристики теплоотдачи к водороду в зависимости от шероховатости огневой стенки, определена и внедрена оптимальная геометрия искусственной шероховатости в тракте охлаждения камеры сгорания;
  • исследован уровень потерь удельного импульса тяги в сопле в зависимости от шероховатости огневой стенки, по результатам работ уточнены требования к чистоте отработки внутренних стенок сопла камеры;
  • отработаны смесительные элементы (форсунки), обеспечивающие полноту сгорания 0,996;
  • отработан способ снижения соотношения компонентов продуктов сгорания в пристеночном слое против периферийных форсунок – локальная завеса (180 отверстий диаметром 1,4 мм);
  • оценена эффективность охлаждения перфорированного огневого днища, и по результатам исследований организовано псевдотранспирационное охлаждение огневого днища (через 18828 отверстий диаметром 0,2 мм);
  • исследовано влияние регенеративного охлаждения на удельный импульс тяги, и по результатам работ определён коэффициент прироста удельного импульса тяги – 1,0056;
  • Камера сгорания с сегментом сопла двигателя РД-0120

  • проведены проливки натурной головки для определения неравномерности распределения расхода жидкого кислорода по форсункам, оценена степень влияния выявленной неравномерности на величину удельного импульса тяги;
  • проведены продувки смесительной головки для определения расхода генераторного газа по форсункам, оценена степень влияния выявленной неравномерности на величину удельного импульса тяги;
  • выполнены работы по определению величины местных потерь в тракте охлаждения камеры, проведены продувки тракта охлаждения камеры на холодном воздухе, и создана методика гидравлической настройки тракта охлаждения камеры;
  • отработана устойчивость рабочего процесса в камере сгорания.
Разрез смесительной головки

Разрез смесительной головки:
1 – блок подачи генераторного газа;
2 – блок подачи окислителя;
3 – блок охлаждения огневого днища;
4 – корпус блока подачи окислителя;
5 – днище;
6 – коаксиальные форсунки;
7 – каналы подачи окислителя;
8 – каналы подачи генераторного газа;
9 – корпус блока охлаждения огневого днища;
10 – каналы;
11 – огневое днище;
12 – втулки;
13 – каналы;
14 – смесительная выравнивающая полость

Кроме конструкторских вопросов были решены и технологические:

  • изготовление тонкой бронзовой стенки камеры сгорания, дно каналов которой имеет толщину 0,65-0,75 мм;
  • выполнение искусственной шероховатости по дну каналов охлаждения с заданным профилем;
  • изготовление заготовок внутренней стенки сопла диаметром до 2300 мм с разнотолщинностью в пределах 0,2 мм путём применения дифференциальной электромеханической обработки;
  • выполнение 18828 отверстий диаметром 0,2 мм на огневом днище в местах, свободных от форсунок с помощью электронно-лучевой установки «Штайгервальд»;
  • освоение электронно-лучевой сварки крупногабаритных узлов камеры;
  • освоение сборки и пайки крупногабаритного сопла с обеспечением необходимых зазоров под пайку;
  • нанесение двухслойного никель-хромового покрытия на внутреннюю стенку камеры сгорания с последующей термодиффузионной обработкой.

И это всё имело отношение только к камере двигателя! В результате была создана камера кислородно-водородного двигателя с удельным импульсом тяги выше, чем на двигателе SSME (США).

В разработку камеры значительный вклад внесли Рубинский В. Р., Татарко А. И., Хрисанфов С. П., Михайлов А. М., Бочалов И. И., Гриценко В. Д., Скуфинский А. И., Бережной В. Н., Гетманенко В. А., Горохов В. Д., Стрилецкий В. Б. и другие.

Камера сгорания представляет собой паяно-сварной неразъёмный агрегат и состоит из смесительной головки, камеры сгорания и сопла. Сопло и камера охлаждаются частью водорода, отбираемого после насоса ТНА высокого давления. Для управления вектором тяги двигателя на смесительной головке камеры установлен узел качания со сферическим шарниром. На шарнире, воспринимающем тягу двигателя, используется специально созданное антифрикционное покрытие «Афтал» с коэффициентом трения 0,018-0,020, способное работать без смазки в течение длительного времени. Принятая кинематическая схема подвески обеспечивает возможность поворота двигателя на угол до 16 градусов, при одновременном отклонении на угол 7-11 градусов в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

Блок «Ц»Смесительная головка камеры на основе двухкомпонентных соосно-струйных форсунок имеет огневое днище с высокоэффективным транспирационным охлаждением и обеспечивает малорасходную локальную завесу для исключения местных перегревов внутренней стенки цилиндра.

22 февраля 1986 года были проведены первые огневые испытания ракеты 5С на универсальном комплексе «стенд-старт» (УКСС), испытания №1А по программе запуска двигателей блока «Ц» (вторая ступень РН «Энергия») на 17,8 с. Баки топливных компонентов содержали около 100 т жидкого водорода и 602 т жидкого кислорода. За 2,53 с до условного сигнала «контакт подъёма ракеты» из-за превышения предельного уровня температуры в газогенераторе одного из двигателей РД-0120 была сформирована команда «аварийное прекращение пуска» и все двигатели выключились. Почти одновременно упало управляющее давление, подаваемое на борт блока «Ц». Слив компонента топлива в автоматическом режиме стал невозможен! Могли разрушиться баки в результате «вспухания» криогенных компонентов. В условиях жёсткого дефицита времени, через 55 минут аварийная ситуация была локализована! После ремонтно-восстановительных работ, связанных с доработкой блока «Ц» и двигателей на ней, в конце апреля 1986 года были успешно проведены огневые испытания ракеты длительностью 390 с.


 

20 февраля 1962 года – первый орбитальный полёт американского астронавта Джона Гленна (John Glenn) на корабле-спутнике «Меркурий» (Mercury, США).

Старт РН «Атлас-Меркурий» с КК «Дружба-7»Продолжительность полёта составила 4 часа 54 минуты. Было выполнено три витка вокруг Земли. Для выведения космического корабля «Меркурий-6» (он же «Дружба-7», Friendship) на орбиту с перигеем 160 км и апогеем 260 км использовалась ракета-носитель «Атлас-Меркурий» (Atlas-Mercury), имевшая стартовую массу не более 117,9 т. Максимальная масса полезного груза 1350 кг.

Ракета-носитель «Атлас» была создана на базе одноименной МБР, разработанной специалистами фирмы «Конвер» (Convair Div. of General Dynamics) в конце 50-х годов ХХ века и имевшей дальность полёта до 14500 км. Научно-исследовательские работы по определению возможности создания баллистической ракеты дальнего действия под индексом МХ-1593 велись на фирме «Конвер» с 1951 года, а с 1954 года началась непосредственная разработка ракеты. Руководитель группы проектантов — Карл Джон Боссарт (Karel J. Bossart). Ракету в различных источниках называют одноступенчатой, многоступенчатой или полутораступенчатой. Дело в том, что для увеличения дальности полёта на активном участке ракеты осуществляется сброс пассивной массы. Но этой массой является не стартовая ступень, а стартовые двигатели и конструкция хвостового отсека.

Топливный отсек РН «Атлас»На конструктивно-компоновочную схему ракеты «Атлас» влияли те же соображения, которые учитывались при создании советской МБР Р-7. Но решались задачи по-разному. Для уменьшения относительной массы конструкции топливного отсека, его выполнили в виде единого блока для всей ракеты (впервые в мире). Баки каждого из компонентов разделялись общим днищем. Стенки топливного отсека изготовлены из листов нержавеющей стали малой толщины (от 0,24 мм в верхней части до 1,02 мм в нижней). При радиусе цилиндрической части топливного отсека 1,5 м отношение толщины к радиусу составляет 0,00016, что соответствует очень низкой критической нагрузке при сжатии отсека. Для обеспечения необходимой несущей способности топливный отсек после сборки и в процессе всего времени эксплуатации наддувался азотом до давления 0,065 МПа.

Магистрали окислителя проложены по наружной поверхности бака горючего. Широко применялись пироклапаны вместо пневмоклапанов, что позволило отказаться от размещения на борту воздуха высокого давления. Но в полёте наддув баков осуществлялся гелием, так что газовые баллоны высокого давления на борту были.

Компонентами топлива были жидкий кислород и углеводородное горючее RP-1. Масса топлива – 112 т.

Двигательная установка ракеты состоит из двух стартовых ЖРД LR-89-NA-5, основного ЖРД LR-105-NA-5 и двух рулевых ЖРД LR-101-NA-7. Продолжительность работы стартовых двигателей – 145 с; основного двигателя – 300 с; рулевых двигателей – 360 с.
Типовая траектория РН «Атлас-Меркурий»

Циклограмма траектории полёта РН «Атлас-Меркурий»

№№
п/п
Время, с Траекторные фазы Высота, км Скорость, м/с Удаление от
места старта, км
1 0 Старт 0 0 0
2 131 Отсечка тяги
стартовых двигателей
62 3140 71
3 134 Отделение
стартовых двигателей
65 3170 77
4 154 Отделение САС 88 3383 122
5 305 Отсечка тяги основной ДУ 161 7833 703
6 306 Отделение КК от РН 161 7849 710

 
Для управления вектором тяги предусмотрен поворот маршевых двигателей.

ЖРД LR-89-NA-5 разработаны фирмой «Рокетдайн» (Rocketdyne) в 1954-1958 гг. для МБР «Атлас». Технические характеристики: тяга на земле – 823 кН, в пустоте – 876 кН; удельный импульс на земле – 2530 м/с, в пустоте – 2693 м/с; соотношение компонентов – 2,25.

Два двигателя LR-89-NA-5 объединены в блочный ЖРД (масса – 1372 кг) с общими элементами пусковой системы, газогенератором и трубопроводом отвода генераторного газа от ТНА, в который встроен теплообменник для подогрева газообразного гелия, поступающего на наддув баков РН. Камеры обоих двигателей отклоняются в карданных подвесах на угол 5° в двух взаимно перпендикулярных плоскостях с целью управления полётом ракеты по тангажу, крену и рысканию. После окончания работы блочный ЖРД отделяется от РН по двум направляющим, смонтированным на баке горючего.

ЖРД LR-105-NA-5 разработаны также фирмой «Рокетдайн» (Rocketdyne) в 1954-1958 гг. Технические характеристики: тяга на земле – 267 кН, в пустоте – 375 кН; удельный импульс на земле – 2153 м/с, КК «Меркурий»в пустоте – 3025 м/с; давление в камере сгорания – 5,1 МПа; масса – 465 кг; соотношение компонентов – 2,27. Газогенератор работал на основных топливных компонентах с избытком горючего. ТНА – одновальный, с осевой турбиной и центробежными топливными насосами. Частота вращения ротора ТНА – 175 рад/с. Расходы окислителя и горючего через камеру регулируются с целью достижения одновременного опорожнения баков. Карданный подвес обеспечивает отклонение всего ЖРД в плоскостях тангажа и рыскания на угол 3°.

Зажигание в камерах двигателей (стартовых и основного) осуществляется с помощью пускового горючего – триэтилалюминия, которое самовоспламеняется в контакте с жидким кислородом. Конструкция камер двигателей одинакова: трубчатая цилиндрическая камера, собранная из Последние проверки перед стартомникелевых трубок пайкой серебряным припоем. Смесительная головка содержит большое количество струйных форсунок (около 3000). Камера сгорания и сопло имеют обручи из стекловолокна. Рулевые ЖРД LR-101-NA-7 отклоняются на 70°.

КК «Меркурий» значительно отличался от КК «Восток». Он состоял из одного модуля – пилотируемой капсулы в форме усечённого конуса длиной 2,9 м и диаметром основания 1,89 м. Его герметичная оболочка из никелевого сплава имела обшивку из титана для защиты от нагрева при входе в атмосферу. Специальный защитный экран на поверхности был изготовлен из абляционного материала, подобного используемому на КК «Восток» Тормозной блок состоял из трёх твердотопливных двигателей тягой 5250 Н каждый и был прикреплён к защитному экрану металлическими стропами. Космический корабль имел также 18 небольших двигателей ориентации, работавших на перекиси водорода. Атмосфера внутри «Меркурия» состояла из чистого кислорода под давлением 0,36 атм. Вместо катапультируемого кресла использовалась система аварийного спасения (САС), установленная на ферме в вершине космического корабля. Если в ней не возникало необходимости, ферма отстреливалась.

После приводнения капсулу КК размещают на палубе эсминца поисково-спасательной группыПоследовательность входа КК «Меркурий» в атмосферу была в основном такой же, как и КК «Восток». Двигатели ориентации обеспечивали соответствующий угол входа, включалась тормозная установка, а затем она отделялась. «Меркурий» входил в атмосферу основанием вниз. Форма КК позволяла осуществлять аэродинамическое управление при прохождении атмосферы, поскольку капсула имела небольшую подъёмную силу.

КК «Меркурий» имел гораздо меньшую массу по сравнению с КК «Восток». Для размещения средств автоматизации не было возможности. Поэтому доля ручного управления на американском корабле была более существенна, чем на советском корабле.

Джон Гленн совершил ещё один полёт в космос. Это было в 1998 году на Шаттле «Дискавери». В возрасте 77 лет Гленн стал самым возрастным космонавтом планеты. И по сей день его рекорд никем не превзойдён!

РН «Атлас» в своей полутораступенчатой конфигурации последний раз стартовала в космос в 1995 году. Последующие модификации – «Атлас-III» и «Атлас-V» являются совсем другими ракетами. Конструкторы отказались от сверхтонкой оболочки баков, от сбрасываемых стартовых двигателей и даже от ЖРД американской разработки! Но об этом расскажем в следующих исторических обзорах.


 

25 февраля 1945 года был осуществлён первый запуск ракетного перехватчика Ba 349А «Наттэр» (Bachem Ba 349 Natter) с ЖРД и манекеном в кабине (Германия).

Проектирование самолёта Ba 349А «Наттэр» («Гадюка») было начато в августе 1944 года фирмой «Бахэм». Самолёт представлял собой дешёвый истребитель-перехватчик однократного применения. Самолёт Ba 349А «Наттэр»Самолёт оснащался ЖРД Вальтер (Walter) HWK 109-509A, первоначально спроектированный для ракетного перехватчика Ме-163. Двигатель работал на двухкомпонентном топливе. Окислитель – 80% перекись водорода («Т-Stoff») , горючее – «С-Stoff», представлявшее собой смесь 57% метилового спирта, 30% гидразингидрата, 13% воды и небольшого количества купроцианида калия в качестве катализатора.

Перехватчик должен был осуществлять вертикальный взлёт с наземной пусковой установки, атаковать противника неуправляемыми ракетами, а после использования всех ракет совершить таран. Ba 349А «Наттэр»Непосредственно перед столкновением пилот должен был катапультироваться, одновременно с этим при помощи разрывных болтов отсоединялась хвостовая часть фюзеляжа с ЖРД и приземлялась на парашюте. Уцелевшая двигательная установка могла быть использована повторно.

Конструкция Ba 349А «Наттэр» была в основном выполнена из дерева, прямое крыло не имело никакой механизации, а управление самолётом осуществлялось при помощи рулевых поверхностей, расположенных на хвостовом крестообразном оперении. В носовой части фюзеляжа располагалась кабина лётчика, а под сбрасываемым пластиковым носовым обтекателем – сотовая батарея неуправляемых ракет (24 ракеты калибра 73 мм или 34 ракеты калибра 55 мм). Для защиты лётчика предусматривалось Перехватчик Ba 349А «Наттэр» на стартовой установкебронирование кабины – установка за батареей ракет передней бронеплиты, а за креслом – задней бронеперегородки.

Взлёт самолёта с пусковой установки осуществлялся при помощи четырёх пороховых стартовых ускорителей «Шмиддинг 533» (Schmidding) и ЖРД, установленного на режим малого газа. Ограничение тяги ЖРД сделали для ограничения стартовой перегрузки до 2,5g. Считалось, что и при этой перегрузке лётчик мог не справиться с управлением, поэтому рули блокировались перед запуском в заданном положении, обеспечивающем безопасный сход самолёта с направляющих стартовой установки. На высоте 170-200 м сбрасывались ускорители, ЖРД выводился на режим полной тяги и включался автопилот, управлявшийся по радио с земли. После снижения перегрузки на высоте около 1200 м лётчик должен был перейти на ручное управление.

В процессе разработки конструкция самолёта изменилась. Катапультное кресло не размещалась в кабине, да и конструкция самого кресла не была отработана. Поэтому была пересмотрена процедура покидания самолёта. Лётчик должен был отстегнуть привязные ремни, отсоединить ручку управления самолётом, ЖРД HWK 109-509Aоткинуть фонарь и сбросить носовую часть самолёта. Носовая часть отделялась вместе с лобовым остеклением, передней перегородкой и панелью управления. Раскрывавшийся тормозной парашют в хвостовой части как бы вытряхивал вперёд лётчика из кресла, после чего срабатывали пироболты, соединявшие хвостовую и среднюю часть фюзеляжа. После разделения лётчик и хвостовая часть с двигательной установкой приземлялись каждый на своём парашюте.

Первый беспилотный вертикальный старт с помощью пороховых стартовых ускорителей 18.12.1944 г. закончился неудачей – стартовые ускорители прогорели в местах проводки зажигания и самолёт не сошёл с направляющих стартовой установки. Первый удачный беспилотный старт состоялся 22.12.1944 г. После ещё десяти Двухкамерный ЖРД HWK 109-509Вбеспилотных стартов, 25.02.1945 г. состоялся первый запуск ракетоплана по полной программе с ЖРД и манекеном в кабине. Полёт прошёл успешно.

28 февраля 1945 года лётчик-испытатель Лотар Зиберт (Lothar Siebert) впервые стартовал на Ba 349А. Полёт начался удачно, но при наборе высоты самопроизвольно открылся фонарь кабины, контузив лётчика. Самолёт, набрав высоту около 1500 м, спикировал и при ударе о землю взорвался. Лётчик погиб.

Испытания продолжили, до апреля 1945 г. выполнили 34 пуска, в том числе 7 пилотируемых. Конструкция самолёта была переработана под новый двухкамерный ЖРД Вальтер HWK 109-509D (модификация Ba 349В). Всего до конца войны построили 36 самолётов. Ни один из них не успел принять участие в боевых действиях.

Расположение групп форсунок в камере ЖРД HWK 109-509AХарактеристики Ba 349А: взлётный вес – 2180 кг; максимальная скорость – 865 км/час; скороподъёмность – 182 м/с; время работы ЖРД – 2 мин. Характеристики Ba 349В: взлётный вес – 2234 кг; максимальная скорость – 990 км/час; скороподъёмность – 190 м/с; время работы ЖРД – 4,36 мин.

Характеристики ЖРД Вальтер HWK 109-509A: тяга – 980…15700 Н; удельный импульс у земли – 1864 м/с; масса двигателя – 168 кг; количество камер – 1.

Характеристики ЖРД Вальтер HWK 109-509В: тяга – 1960…16680 Н; удельный импульс у земли – 1864 м/с; масса двигателя – 200 кг; количество камер – 2.

Система подачи топливных компонентов – турбонасосная. Для привода турбины использовался парогаз (продукт разложения 80% перекиси водорода). Дросселирование тяги двигателей осуществлялось селективным подключением групп форсунок.


 

28 февраля 1967 года произведён запуск первого советского метеорологического спутника системы «Метеор» (СССР). Правда, первый «Метеор» назывался «Космос-144».

Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 30 октября 1961 г. ОКБ-586 (ныне Государственное КБ «Южное» им. М. К. Янгеля, г. Днепропетровск) была поручена разработка космического аппарата для отечественной метеорологической системы «Метеор». Для выведения космических аппаратов планировалось использовать разрабатываемую в то время в ОКБ-586 двухступенчатую ракету-носитель 65С3 (11К65, «Космос-2»).

«Метеор-1»Разработка эскизного проекта КА «Метеор» проводилась в 1961-1962 гг. В состав спутника входила телевизионная, инфракрасная и актинометрическая аппаратура. Система электроснабжения создавалась на базе ориентируемой солнечной батареи. Предусматривалась гравитационная система ориентации и стабилизации с газореактивной системой для первоначальной ориентацией КА на Землю.

В процессе разработки в ОКБ-586 была определена основная кооперация смежников, найдены удачные технические решения по отдельным системам (в частности, раскрывающаяся зонтичная антенна для телевизионной аппаратуры). Однако в силу загруженности ОКБ-586 другими первоочередными задачами (разработка нового поколения ракет стратегического назначения), М. К. Янгель предложил передать разработки космического аппарата «Метеор» во Всесоюзный научно-исследовательский институт электромеханики (г. Москва), а ракеты-носителя 65С3 и космических аппаратов связи – в ОКБ-10 (г. Красноярск-26). В мае 1962 г. во Всесоюзный НИИ электромеханики была передана разработанная проектная документация по КА «Метеор» и направлена бригада специалистов для оказания помощи в дальнейшей его разработке.

Схема спутника «Метеор-1»В течение 1962 г. в проект были внесены существенные изменения: гравитационная система ориентации и стабилизации была заменена на активную электромаховичную систему, разработана система ориентации солнечных батарей, внесены изменения в конструкцию КА. За ОКБ-586 осталась разработка, а за заводом №586 – изготовление и поставка корпусных узлов, газореактивной системы, антенно-фидерных устройств и ряда других.

Вследствие перетяжеления КА и отставания в работах по носителю 65С3, было принято решение использовать для запуска КА «Метеор» ракету 8А92М (модификация РН «Восток»). Первые пять запусков КА «Метеор» были проведены с космодрома Байконур, последующие – с космодрома Плесецк, сначала ракетой 8А92М, а затем 11К68 (РН «Циклон-3»). В 1969 г. космическая метеорологическая система «Метеор» была принята в эксплуатацию.

Основные характеристики КА: масса – 1200 кг; параметры начальной орбиты: высота – 650 км, наклонение орбиты – 65°…82,5°; срок активного существования – 6…12 мес.

С 1966 по 1971 гг. изготовление КА «Метеор» производилось Южным машиностроительным заводом по документации Всесоюзного НИИ электромеханики, переработанной КБ «Южное» в соответствии с нормативно-техническими требованиями отрасли.

На этом участке космической гонки США значительно опередил СССР. Первый американский метеорологический ИСЗ «Тирос-1» был запущен ещё 01.04.1960 г. Но, пусть и с отставанием, в СССР была развёрнута система весьма необходимых и полезных прикладных спутников.

Интересна газореактивная система спутника. Газореактивные двигательные установки (ГРДУ) – особый класс установок, в которых в качестве рабочего тела используется «холодный» газ, т.е. рабочее тело без предварительного подогрева. Этим достигается простота и надёжность в работе. Принцип работы ГРДУ заключается в преобразовании потенциальной энергии сжатого газа в кинетическую энергию струи, которое происходит в сверхзвуковых соплах, в результате чего создаётся тяга. Отличительные особенности ГРДУ: высокое быстродействие, возможность получения малых значений тяги, неагрессивность и стабильность применяемых рабочих тел, простота эксплуатации. Всё это позволяет широко применять ГРДУ на различных типах КА.

«Метеор 3М»ГРДУ ориентации предназначены для остановки вращательного движения КА после отделения от ракеты-носителя, обеспечения его требуемой пространственной ориентации и в некоторых случаях резервирования или разгрузки электромаховичной системы ориентации, а также резервирования гравитационной системы ориентации КА.

ГРДУ метеорологического КА «Метеор» была разработана в 1965 году. Рабочее тело – азот, находившийся в одном шаровом баллоне объёмом 35 л и с начальным давлением 20 МПа. Основные технические характеристики: номинальное рабочее давление перед соплами – 0,33 МПа; удельный импульс тяги – не менее 650 м/с; номинальная тяга каждого из 12 двигателей – 0,4 Н; гарантийное время работы в натурных условиях – 1 год; масса незаправленной установки – 31,5 кг; масса установки, заправленной газом – 39 кг.

Метеорологические спутники системы «Метеор» и сегодня используются в целях точного прогнозирования погоды. Только сейчас запускают спутники «Метеор-М», с более разнообразной и совершенной аппаратурой.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. Научно-технический юбилейный сборник. – Воронеж: КБ химавтоматики. ИПФ «Воронеж», 2001.
  2. КБ химавтоматики. Страницы истории. Том 2. – Воронеж: Издательство им. Е. А. Болховитинова, 2001.
  3. Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2127820. СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ.
  4. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  5. К. Гэтланд и др. Космическая техника. – М.: «Мир», 1986.
  6. В. Н. Кобелев, А. Г. Милованов. Ракеты-носители: Учебное пособие. – М.: Моск. гос. авиац. технол. ун-т, 1993.
  7. Космонавтика. Энциклопедия. – М.: «Советская Энциклопедия», 1985.
  8. Журнал «Америка», №68, 1962.
  9. Иностранные авиационные и ракетные двигатели (по данным иностранной печати). Институт им. П. И. Баранова, 1967.
  10. В. Грин и Р. Кросс. Реактивные самолеты мира. – М.: Издательство иностранной литературы, 1957.
  11. М. Козырев, В. Козырев. НЛО земного происхождения. От третьего рейха до наших дней. – М.: ЗАО Центрполиграф, 2009.
  12. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  13. 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.
  14. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» / Под ред. генерального конструктора, академика С. Н. Конюхова. – Днепропетровск: ГКБ «Южное» им. М. К. Янгеля, 2000.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru