RU (495) 989 48 46
Пленка на бампер

АНТИГРАВИЙНАЯ ЗАЩИТА БАМПЕРА

 

Космический ракетный комплекс сверхтяжелого класса


Сверхтяжелая ракета

Эта статья посвящена новой концепции ракеты-носителя сверхтяжелого класса, которую рассматривает Роскосмос в качестве базового варианта с 2017 года. О предыдущих проектах Роскосмоса можно прочитать здесь.

Как мы к этому пришли

В 2015 году из-за резкого сокращения бюджета Роскосмос был вынужден отказаться от планов по созданию сверхтяжелой ракеты. Это решение сразу лишило долгосрочную программу российской космонавтики хоть каких-то амбиций. Хотя формально планы полета к Луне не отменялись – просто предполагалось, что вместо сверхтяжелой ракеты для них будет использоваться «утяжеленная» водородная «Ангара-А5В», – все понимали, что даже «на бумаге» облет Луны с помощью четырех ракет выглядит не очень реалистично. А без Луны российская пилотируемая космонавтика обречена либо навечно застрять на низкой орбите Земли, либо закрыться.

В 2016 году, с задержкой на два года, Федеральная космическая программа 2016-2025 была утверждена правительством. По сравнению с первым проектом 2014 года объем финансирования космонавтики по этой программе упал в два раза. Уже после принятия ФКП была дополнительно секвестрована на 10%, и этот процесс может продолжиться.

Финансирование ракетно-космической отрасли помимо ФКП идет еще по двум федеральным целевым программам. Если с программой по ГЛОНАСС проблем не возникло, то программа развития космодромов добавила чиновникам много головной боли. Расходы на нее также уменьшились приблизительно в два раза, из-за чего от планов по строительству двух пусковых комплексов для ракет «Ангара» на космодроме Восточный пришлось отказаться. Хотя поначалу это отрицалось, нехватка стартовых столов окончательно похоронила идею многопускового полета к Луне.

В теории, полный отказ от лунной экспедиции вполне возможен. Проблема лишь в том, что при этом потеряется смысл разработки нового пилотируемого космического корабля ПТК НП «Федерация». Этот заказ выполняет РКК «Энергия», которая в последние годы сумела проявить себя как самого сильного лоббиста в отрасли.

Именно «Энергия» и протолкнула новую долгосрочную программу развития средств выведения, логичным концом которой становится создание новой свертяжелой ракеты.

В принятой основательно урезанной ФКП оставалась опытно-конструкторская работа «Феникс» по созданию ракеты среднего класса. Изначально ее целью было создание носителя на замену украинской ракете «Зенит». Эту ракету среднего класса нельзя назвать востребованной, и потому удивительно, что данная ОКР пережила сокращение программы. Именно она, однако, стало отправной точкой для нового плана «Энергии» и «Роскосмоса».

Согласно обобщенной программе от 2015 года, в 2021 году при помощи тяжелой ракеты-носителя «Ангара-А5П» (пилотируемая модификация, грузоподъемность 24,5 т или, по другой концепции, 20 т) должны были начаться летные испытания нового пилотируемого корабля «Федерация». С 2024 года планировалось начать испытания «утяжеленной» водородной «Анагы-А5В» грузоподъемностью 37,5 т. У этого плана есть сразу три проблемы. Во-первых, тяжелую ракету «Ангара» предполагалось использовать для всех модификация корабля «Федерация», включая и лунную (масса около 20 т), и низкоорбитальную (около 15 т), что очень дорого и неэффективно. Во-вторых, развертывание серийного производства универсальных ракетных модулей (УРМ) «Ангары» в ПО «Полет» в Омске столкнулось с трудностями и не завершено до сих пор. В-третьих, строительство стартовой площадки для «Ангары» на Восточном до сих пор не начато, и шансов успеть к 2021-2022 году не так уж много. Значит, летные испытания ПТК НП будут неоднократно откладываться. Ну и помимо этого, как было написано выше, водородная «Ангара» для лунной экспедиции совсем не подходит.

Чтобы решить эти проблемы, РКК «Энергия» решила полностью вычеркнуть из пилотируемой программы ракеты «Ангара», которые разработал и производит Центр им. Хруничева. На первом этапе «Энергия» решила разрабатывать не лунную, а более легкую низкоорбитальную модификация корабля «Федерация», и для ее испытаний использовать среднюю ракету, разрабатываемую по ОКР «Феникс» – она получила два названия: «Союз-5» и «Сункар». «Союз-5» получит двигатель РД-171 на первой ступени и будет внешне отличаться от «Зенита» разве что диаметром. Он сможет летать с модернизированного пускового стола для «Зенитов» на космодроме Байконур и с морского космодрома Sea Launch компании S7, причем работы на Байконуре должны быть выполнены на средства Казахстана, а модернизация комплекса Sea Launch, соответственно, на средства S7. Благодаря схожести новой ракеты с «Зенитом» переделка стартовых комплексов будет простой и недорогой. Именно «Союз-5» будет использован для начала испытаний «Федерации», которое одновременно с первым пуском новой ракеты назначили на 2022 (а скорее 2023) год.

Контракт на разработку «Союза-5», конечно же, достался РКК «Энергия», но основным субподрядчиком и производителем станет самарский РКЦ «Прогресс».

Водородная ракета «Ангара-А5В» пока не исключена из программы. У нее осталась задача выведения тяжелых спутников военного назначения. Тем не менее, по словам главы Центра им. Хруничева Андрея Калиновского (в июне 2017 года перешел на работу в Роскосмос), разработка этой ракеты в ближайшие годы не начнется. К ней планируется приступить после появления стартового стола для «Ангары» на Восточном, т.е. в начале 2020-х годов. Если в проект стартового стола не будет заложена возможность использования его с водородной «Ангарой», отказ от нее станет просто вопросом времени.

А где же сверхтяжелая ракета?

Ставка на «Союз-5» решила первоочередную проблему. Эта ракета, если будет создана в срок, позволит начать летные испытания ПТК НП. Но для лунной программы «Союз-5» не подходит. Зато подходит многомодульная ракета, которую можно связать из первых ступеней «Союза-5» так же, как американская Falcon Heavy состоит из трех Falcon 9 или как «Ангара-А5» состоит из пяти модулей «Ангары-А1.2». Ракету, состоящую из трех модулей среднего класса на первой и второй ступени, неофициально в широком смысле называют «тризенитом». А пятимодульную ракету можно по аналогии назвать «пятизенитом». Эту идею РКК «Энергия» взяла на вооружение довольно давно, назвав «Энергией-5» (см. предыдущую версию статьи о сверхтяжелых ракетах). Первая ступень «Энергии-5» состоит из четырех ускорителей с одним двигателем РД-171 (т.е. каждый такой ускоритель является аналогом первой ступени ракеты «Союз-5»). Вторая ступень – аналогичный центральный модуль. Третья ступень – кислородно-водородная, что, как раз, является отличием от первоначальной концепции «многозенита». Грузоподъемность «Энергии-5» составит более 90 т на низкую орбиту Земли, что позволит доставить ПТК НП на орбиту Луны в один пуск или организовать высадку на Луну в два пуска.

6 июля 2017 года стало известно, что РКК «Энергия» планирует на первом этапе создать трехмодульную версию ракеты, получившую логичное название «Энергия-3». Она сможет выводить на орбиту около 70 т. Ее первый полет может состояться в 2028 году.

Пусковой комплекс для «Энергии-3» и «Энергии-5» планируется построить на космодроме Восточный, но работа над ним начнется только после 2025 года.

Автор иллюстрации: Большой

Итоги кратко

В первой половине 2020-х (официально – в 2022 году) должна появиться ракета-носитель среднего класса «Союз-5» с двумя стартовыми площадками: на Байконуре и Sea Launch. Она будет использоваться для испытательных беспилотных и, в дальнейшем, пилотируемых (с Байконура) запусков нового корабля «Федерация».>

К 2028 году планируется построить стартовую площадку на Восточном, с которой можно будет производить пуски «Союза-5», «Энергии-3» и «Энергии-5» по пилотируемой программе. В дальнейшем этот комплекс может быть использован для организации экспедиций к Луне или на ее поверхность.

Дата последнего обновления: 7 июля 2017 года

kosmolenta.com

Н-1 — Википедия

Это советская тяжёлая ракета. Про японский носитель и другие значения см. N-1
Н-1 («Носитель-1»)

Ракета Н-1
Страна  СССР
Назначение ракета-носитель
Разработчик «ОКБ-1» (Королёв С. П., Мишин В. П.)
Изготовитель «Прогресс»
Количество ступеней 5
Длина (с ГЧ) 105,3 м
Диаметр 17,0 и 15,6 м
Сухая масса 208 т
Стартовая масса Н1: 2735 т
Н1Ф: 2950 т
Масса полезной нагрузки
 • на НОО Н1: 90 т
Н1Ф: 100 т
 • на ГПО[прим. 1]

 — на ГСО

 — на ГЛО

Н1: 46 т
Н1Ф: 51 т
Н1: 22 т
Н1Ф: 24 т
Н1:
Н1Ф:
 • на лунной орбите Н1:
Н1Ф:
 • на Луне 5,56 т
Состояние закрыт
Число запусков 4
 • неудачных 4
Первая ступень — «Блок А»
Длина 30,1 м
Диаметр от 10,3 до 16,9 м (конус)
Сухая масса 130 т
Стартовая масса 1880 т
Маршевый двигатель Н1: 30 × НК-15 / Н1Ф: 30 × НК-15, НК-33
Тяга Н1: 4615 тс (45 258 кН)
Н1Ф: 5130 тс (50 308 кН)
Удельный импульс Уровень моря: 297 с
Вакуум: 331 с
Время работы 115—125 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Вторая ступень — «Блок Б»
Длина 20,5 м
Диаметр от 7,3 до 10,3 м (конус)
Сухая масса 55 т
Стартовая масса 561 т
Маршевые двигатели 8 × НК-15В (НК-43)
Тяга 1432 тс (14 043 кН)
Время работы 120 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Третья ступень — «Блок В»
Длина 11,1 м
Диаметр от 5,5 до 7,6 м (конус)
Сухая масса 14 т
Стартовая масса 189 т
Маршевые двигатели 4 × НК-31 (НК-21)
Тяга 164 тс (1608 кН)
Время работы 370 с
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Четвёртая ступень — «Блок Г»
Диаметр 4,1 м
Сухая масса 6 т
Стартовая масса 62 т
Маршевый двигатель НК-19 (НК-9В)
Тяга 45,5 тс (446 кН)
Время работы 443 с (неск. включений)
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
Пятая ступень — «Блок Д»
Диаметр 4,1 м
Сухая масса 3,5 т
Стартовая масса 18 т
Маршевый двигатель RD-58 (фр.)
Тяга 40 тс (392 кН)
Время работы 600 с (неск. включений)
Горючее РГ-1
Окислитель LOX
 Медиафайлы на Викискладе

H-1, h2 (индекс ГУКОС — 11А52) — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с начала 1960-х годов в ОКБ-1 под руководством Сергея Королёва, а после его смерти — под руководством Василия Мишина[1].

Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжёлого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием запоздалого решения по включению СССР в так называемую «лунную гонку», по организации полёта человека на поверхность Луны и возвращения его обратно, программа Н1 была форсирована и стала носителем для экспедиционного космического корабля Л3 в комплексе Н1-Л3 советской лунно-посадочной пилотируемой программы[2].

Все четыре испытательных запуска Н-1 были неудачными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская лунно-посадочная пилотируемая программа была фактически закрыта до достижения целевого результата, а несколько позже — в 1976 году — также официально закрыты и работы по Н-1.

Вся пилотируемая лунная программа, включая носитель Н-1, была строго засекречена и стала достоянием общественности только в 1989 году.

Техническое наименование Н-1 было производным от «Носитель-1», по другим данным [источник не указан 1007 дней] от слова «Наука-1». На Западе ракета-носитель была известна под условными обозначениями SL-15 и G-1e.

В КБ С. П. Королёва проработки ракеты велись задолго до начала официального проектирования. Уже в 1961—1962 годах отрабатывались отдельные агрегаты и их части, была определена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты[3]. Проектные материалы по ракете Н-1 (всего 29 томов и 8 приложений) в начале июля 1962 года были рассмотрены экспертной комиссией под председательством президента Академии наук СССР М. В. Келдыша. Постановлением от 24 сентября 1962 года было установлено начать лётные испытания РН Н-1 в 1965 году[4].

Основные характеристики ракеты-носителя[править | править код]

Схематичный чертёж ракеты в развитии от изделия 3Л к 7Л

Носитель Н-1 был выполнен по последовательной схеме расположения и работы ступеней и включал 5 ступеней, на всех из которых использовались кислород-керосиновые двигатели. На установке таких двигателей настаивал С. П. Королёв. Не имея технологических и инфраструктурных возможностей рискованного и затратного создания передовых высокоэнергетичных кислород-водородных двигателей и отстаивая более мощные двигатели на токсичных высококипящих компонентах, ведущее по ракетному двигателестроению КБ Глушко отказалось делать двигатели для Н1, и их создание было поручено авиадвигательному КБ Кузнецова, которое добилось наивысшего энергетического и ресурсного совершенства для двигателей кислород-керосинового типа. На всех ступенях топливо хранилось в шаровых баках, подвешенных на несущей оболочке (керосиновые баки 4 и 5 ступеней - торовые). Двигатели КБ Кузнецова были недостаточно мощными, их приходилось устанавливать в больших количествах, что привело к ряду негативных эффектов[5].

Ступени именовались блоками «А», «Б», «В» (использовались для выведения корабля Л3 на околоземную орбиту), «Г», «Д» (предназначались для разгона корабля от Земли и торможения у Луны). Таким образом, Н1 как носитель для вывода на низкую околоземную орбиту фактически был 3-ступенчатым, а 43,2-метровый 95-тонный отлётный лунный ракетный комплекс под общим головным обтекателем диаметром 5,9 метра с системой аварийного спасения состоял из 2 верхних блоков носителя Н1 и корабля Л3, включавшего как модули 9,85-тонный лунный орбитальный корабль ЛОК (11Ф93) и 5,56-тонный лунный корабль ЛК (11Ф94).

На первой ступени (блоке «А») со стартовой массой 1880 (в том числе сухой — 130) тонн, диаметром от 10,3 до 16,9 метра и длиной 30,1 метра вдоль двух концентрических окружностей было установлено 30 (до лунной программы было только 24 по внешней окружности; затем к ним добавились ещё 6 по внутренней) двигателей НК-33 на варианте Н1Ф (ранее на Н1 — НК-15) с единичной тягой 171 (ранее — 154) тонн и суммарной 5130 (4615) тонн. Количество двигателей у Н-1 остаётся рекордным в истории космонавтики[6]. На старте до отделения блок «А» должен был отрабатывать 115—125 секунд.

На второй ступени (блоке «Б») стартовой массой 561 (в том числе сухой — 55) тонн, диаметром от 7,3 до 10,3 метра и длиной 20,5 метра было установлено 8 двигателей НК-43 (ранее — НК-15) с единичной тягой 179 тонн и суммарной 1432 тонн. Блок «Б» должен был отрабатывать 120 секунд.

На третьей ступени (блоке «В») стартовой массой 189 (в том числе сухой — 14) тонн, диаметром от 5,5 до 7,6 метра и длиной 11,1 метра было установлено 4 двигателя НК-31 (ранее — НК-21) с единичной тягой 41 тонн и суммарной 164 тонн. Блок «В» должен был отрабатывать 370 секунд.

На четвёртой ступени (блоке «Г») стартовой массой 62 (в том числе сухой — 6) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель НК-19 (ранее — НК-9В) с тягой 45,5 тонн. Блок «Г» должен был отрабатывать 443 секунд при возможности многократных включений.

На пятой ступени (блоке «Д») стартовой массой 18 (в том числе сухой — 3,5) тонн, диаметром 4,1 метра был установлен 1 двигатель РД-58 с тягой 8,5 тонн. Блок «Д» должен был отрабатывать 600 секунд при возможности многократных включений. На основе этой ступени впоследствии был создан разгонный блок ДМ, нашедший широкое применение и после закрытия советской лунной программы.

Сборка и изготовление крупногабаритных ступеней ракеты осуществлялась непосредственно на космодроме Байконур, в специально построенном филиале завода «Прогресс» и огромном монтажно-испытательном корпусе (МИК) на 112-й площадке, так как из-за негабаритных размеров ступеней не было возможности транспортировать их на космодром в собранном виде с завода-изготовителя, находящегося в городе Куйбышев. Головной блок готовили на площадке № 2. Сборка РН и головного блока в МИКе пл. 112 производилась в горизонтальном виде, так же, как и вывоз на стартовый стол силами двух тепловозов на установщике, двигавшемся по двум параллельным железнодорожным путям.

Предполагалось, что на основе конструктива Н1 будет эксплуатироваться семейство ракет-носителей, включая форсированную версию Н1Ф и модернизированный до полезного груза в 155—175 тонн вариант на кислород-водородных двигателях Н1М, меньшие по размерам Н11/11А53 (три средние ступени Н1) стартовой массой 700 тонн для полезного груза в 25 тонн и Н111/11А54 (третья и четвёртая ступени Н1) стартовой массой 200 тонн для полезного груза в 5 тонн, а в перспективе и бо́льшие носители Н2, Н3, Н4 стартовой массой соответственно 7000, 12 000, 18 000 тонн (у которых под две нижние ступени Н1 последовательно подставлялись ещё более мощные первые ступени).

Первое время внутренней советской альтернативой лунному носителю Н-1 КБ Королёва были нереализованные проекты аналогичных носителей УР-700 КБ Челомея и Р-56 КБ Янгеля.

Несмотря на некоторые менее прогрессивные технические решения (большее число ступеней, большее количество двигателей, большая суммарная тяга и меньший размер их сопел на первой ступени, отказ от использования более высокоэнергетического кислород-водородного топлива на верхних ступенях, меньшая масса полезной нагрузки) советский носитель Н1 был соизмерим с американским носителем Сатурн V.

Н1 изначально также планировался как носитель собираемого на орбите многоцелевого тяжёлого межпланетного корабля (ТМК), а позже как носитель также нереализованных проектов тяжёлого марсохода «Марс-4НМ», межпланетной станции для доставки грунта с Марса «Марс-5НМ», тяжёлых орбитальных станций.

Было проведено четыре испытательных пуска Н-1. Все они окончились неудачей на этапе работы первой ступени. Хотя на стендовых испытаниях отдельные двигатели показали себя достаточно надёжными, большинство возникавших проблем с носителем было вызвано автоколебаниями ракеты,[7]гидродинамическим ударом, разворачивающим моментом, электрическими помехами и другими неучтёнными эффектами, вызванными одновременной работой такого большого количества двигателей и большим размером ракеты. Эти проблемы были выявлены на этапе лётных испытаний, а не на стендах, поскольку из-за нехватки средств наземные стенды для динамических и огневых испытаний всего носителя или первой ступени в сборе не строились. Такой спорный подход, ранее с переменным успехом применявшийся к намного меньшим по размерам и несравнимо более простым по устройству баллистическим ракетам, привёл к череде аварий[8][9][10].

Все пуски носителя Н-1 производились с площадки № 110 (с двумя стартовыми столами) космодрома Байконур.

Первый пуск[править | править код]

Изделие № 3Л. Пуск произведён в 12 часов 18 минут 07 секунд 21 февраля 1969 года, с беспилотным кораблем 7К-Л1А/Л1С (11Ф92) «Зонд-М» (прототипом ЛОК) в качестве полезной нагрузки, закончился аварийно[11]. Через несколько секунд после старта, в результате кратковременного скачка напряжения, система управления КОРД (КОнтроль Ракетных Двигателей) выключила двигатель номер 12. После этого КОРД выключил двигатель номер 24, для того, чтобы симметризировать тягу ракеты. Через 6 секунд продольные колебания корпуса ракеты привели к разрыву линии подачи окислителя, а через 25 секунд — к разрыву топливопровода[прим. 2]. Когда топливо и окислитель соприкоснулись, произошло возгорание. Огонь повредил проводку, возникла электрическая дуга. Датчики КОРД интерпретировали дугу как проблему с давлением в турбонасосах, и КОРД выдал команду отключить всю первую ступень на 68-й секунде запуска. Эта команда была также передана второй и третьей ступеням, что привело к запрету принятия сигналов ручного управления с земли, за которым последовал взрыв носителя на высоте 12,2 км. Ракета упала по трассе полёта в 52 километрах от стартовой позиции.

Второй пуск[править | править код]

Изделие № 5Л с беспилотным кораблём 7К-Л1А/7К-Л1С (11Ф92) «Зонд-М» (прототипом ЛОК) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3. Пуск состоялся 3 июля 1969 года и также закончился аварийно из-за ненормальной работы периферийного двигателя № 8 блока А. Ракета успела вертикально взлететь на 200 метров — и началось отключение двигателей. За 12 секунд были отключены все двигатели, кроме одного — № 18. Этот единственный работающий двигатель начал разворачивать ракету вокруг поперечной оси. На 15-й секунде сработали пороховые двигатели системы аварийного спасения, раскрылись створки обтекателя, и спускаемый аппарат, оторванный от носителя, успешно улетел, после чего носитель на 23-й секунде полёта плашмя упал на место старта. В результате крупнейшего в истории ракетостроения взрыва стартовый стол был практически разрушен, а расположенный неподалёку с ним второй стартовый стол сильно повреждён. По заключению аварийной комиссии под председательством В. П. Мишина, причиной аварии было разрушение насоса окислителя двигателя. На анализ результатов испытаний, дополнительные расчёты, исследования и экспериментальные работы и подготовку второй пусковой установки ушло два года[8].

Третий пуск[править | править код]

Изделие № 6Л с макетом беспилотного лунного орбитального корабля ЛОК (11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3. Пуск состоялся 27 июня 1971 года. Все 30 двигателей блока А вышли на режим предварительной и главной ступеней тяги в соответствии со штатной циклограммой и нормально функционировали, однако в результате нерасчётного момента по крену ракету стало поворачивать вокруг продольной оси, рулевые сопла перестали справляться с поворотом, углы превысили допустимые, и ракета начала разрушаться в полёте. Первым разрушилось место соединения блока В и головного блока, он упал недалеко от места старта. Поскольку для гарантий сохранности стартового комплекса команда аварийного выключения двигателей была заблокирована до 50 секунд, полёт продолжался. Первая и вторая ступени неуправляемо полетели дальше, и после снятия блокировки на 50,1 секунды полёта двигатели были выключены аварийной командой от концевых контактов гироприборов. Врезавшись в землю со взрывом, РН образовала в 16,2 км от старта воронку диаметром 45 и глубиной 15 метров. Ракета не долетела до площадки № 31 около пяти километров. Проблема с закруткой ракеты не была обнаружена при первом пуске из-за того, что общая реактивная струя с выключенными тогда двигателями 12 и 24 имела разрывы и вела себя иначе.[7]

Четвёртый пуск[править | править код]

Изделие № 7Л с беспилотным лунным орбитальным кораблем ЛОК (11Ф93) и макетом лунного посадочного корабля ЛК (11Ф94) комплекса Л3. Пуск состоялся 23 ноября 1972 года. Перед испытанием ракета претерпела значительные изменения, направленные на устранение выявленных недостатков и увеличение массы выводимого полезного груза. Управление полётом осуществляла бортовая ЭВМ по командам гироплатформы (главный конструктор Н. А. Пилюгин). В состав двигательных установок были введены рулевые двигатели. Была установлена фреоновая противопожарная система, создающая в полёте вокруг двигателей защитную газовую среду. Измерительные системы были доукомплектованы вновь созданной малогабаритной радиотелеметрической аппаратурой. Всего на этой ракете было установлено более 13 тысяч датчиков.

Ракета пролетела 106,93 секунды до высоты 40 км. С пятидесятой секунды полета на первой ступени начались продольные автоколебания корпуса и давления в двигателях.[7] За 7 секунд до расчётного времени разделения первой и второй ступеней при плановом снижении тяги путём отключения шести центральных двигателей произошло практически мгновенное, со взрывом, разрушение насоса окислителя двигателя № 4. Взрыв повредил соседние двигатели и саму ступень. Затем последовал пожар и разрушение первой ступени. Теоретически, энергоресурсов ракеты было достаточно, чтобы, при условии досрочного отделения первой ступени, обеспечить нужные параметры выведения за счёт работы верхних ступеней. Однако система управления не предусматривала такой возможности. При расследовании аварии, двумя основными версиями, объясняющими произошедшее, были упомянутые автоколебания и вызванные ими повреждения, с одной стороны, и дефект двигателя, с другой.[7]

После вновь проведённых больших работ по доведению носителя очередной пуск носителя Н1Ф (изделие № 8Л) со штатными беспилотным лунным орбитальным кораблём 7К-ЛОК (11Ф93) и лунным посадочным кораблем Т2К-ЛК (11Ф94) комплекса Л3 намечался на август 1974 года, когда в автоматическом режиме должна была быть выполнена вся программа полёта к Луне и обратно. Затем через год должен был стартовать носитель (изделие № 9Л) с беспилотным кораблем Л3, посадочный корабль-модуль ЛК которого оставался бы на лунной поверхности как резерв для скорого следующего старта носителя (изделие № 10Л) с первой советской пилотируемой экспедицией на Луну. После этого планировалось ещё до 5 стартов носителя с пилотируемыми кораблями.

Однако «лунная гонка» была СССР прекращена, и, несмотря на разработанные технические предложения по лунной орбитальной станции Л4 и новому комплексу Н1Ф-Л3М для обеспечения сначала долговременных экспедиций на Луну к 1979 году, а затем и сооружения на её поверхности в 1980-х годах советской лунной базы «Звезда», назначенный вместо В. П. Мишина в мае 1974 года генеральным конструктором советской космической программы и руководителем НПО «Энергия» академик В. П. Глушко не стал отстаивать развитие пилотируемой лунной программы и её носитель Н1, и своим приказом, с молчаливого согласия Политбюро и Министерства общего машиностроения, прекратил все работы сначала по программе, а затем и по носителю. Два уже изготовленных экземпляра и ещё два задела носителей Н1Ф были уничтожены, а 150 изготовленных двигателей НК-33 и НК-43 (высотный аналог НК-33) в КБ Кузнецова удалось сохранить до конца XX века, когда часть из них, а также лицензия на производство, были проданы американской компании «Аэроджет» и планировались к использованию в разрабатываемых ракетах-носителях[прим. 3].

В 1976 году начались работы по программе «Энергия — Буран», использующей принципиально новый сверхтяжёлый носитель «Энергия», на базе которого рассматривался, но не был реализован новый проект для пилотируемых полётов на Луну «Вулкан»—ЛЭК.

Комментарии
  1. ↑ Данные получены на основании сравнения с другими ракетами-носителями.
  2. ↑ Продольные автоколебания корпуса, характерные для ракет на жидком топливе. Имеют частоту от единиц до десятка с небольшим Гц. Упругие колебания корпуса, баков, изменения напора горючего вызывают колебания давления в двигателях и их тяги, и наоборот. Возникающий при этом резонанс может иметь катастрофические последствия. Известны способы предотвращения такого явления, однако окончательный ответ дают испытания. В анголоязычной литературе носят названия «колебания типа „пого“» (англ. pogo oscillations).
  3. ↑ По имеющимся данным, советские двигатели НК-33 (американское название AJ-26) были использованы американской компанией Orbital Sciences Corporation для запуска грузовых ракет на МКС. Одна из этих ракет 28 октября 2014 года потерпела катастрофу на старте. Среди версий причин аварии называется отказ двигателя («Private space flight: Oops…», The Economist, 1 Nov 2014).
Источники
  1. ↑ Первушин, 2007, с. 307.
  2. Молодцов В. В. Первые космические проекты (рус.) // Земля и Вселенная : журнал. — 1997. — Апрель.
  3. Уманский, С. П. Ракеты-носители. Космодромы. — М.: Рестарт+, 2001. — С. 42-48. — 216 с. — ISBN 5-94141-002-6.
  4. ↑ Гудилин, Слабкий, 1996, Глава 3. Ракетно-космические комплексы.
  5. Грек, Александр. Марсианские хроники: Несостоявшееся будущее (неопр.). Популярная механика (31 августа 2007). Дата обращения 2 февраля 2017.
  6. Chris Gebhardt. SpaceX successfully debuts Falcon Heavy in demonstration launch from KSC. NASA (February 5, 2018).
  7. 1 2 3 4 Б.И.Рабинович. Неустойчивость жидкостных ракет и космических аппаратов и некоторые фрагменты истории борьбы с ней (неопр.). ИКИ РАН. Дата обращения 4 апреля 2019.
  8. 1 2 Черток Б. Е. Ракеты и люди. Лунная гонка. — 2-е изд. — М.: Машиностроение, 1999. — 538 с. — 5027 экз. — ISBN 5-217-02942-0.
  9. Петренко, Станислав; Иванов, Александр. Большое видится на расстоянии (неопр.). Научно-технический журнал «Двигатель» (1999). Дата обращения 2 февраля 2017.
  10. ↑ Мозжорин, 2000: «Чаще всего нападали на наше предложение о введении предполетных огневых технологических испытаний отдельных ступеней лунного комплекса, без чего институт считал невозможным решить целевую задачу».
  11. Черток Б. Е. Ракеты и люди. — 3-е изд. — М.: Машиностроение, 2002. — 412 с. — ISBN 5-217-03097-6.
Видео

ru.wikipedia.org

О самой мощной ракете в русской истории

по материалам topcor.ru

02 марта 2019, 03:40

Через десять лет планируется запуск новой ракеты которая будет относиться к классу сверхтяжелых и иметь большую грузоподъемность, чем ее предшественник «Енисей». Информацию об этом распространяют федеральные СМИ со ссылкой на пресс-службы в ракетно-космических отраслях.


Не успели утихнуть страсти вокруг перспективного «Енисея», как в космической индустрии России заговорили о еще более мощном носителе -  ракете «Дон».

 
Что удивительного в новой российской  ракете? 

 

Отличием «Дона» от «Енисея» станет добавление еще одной ступени, что сделает «Дон» более грузоподъемным, чем «Енисей». «Енисей» (или ракета-носитель сверхтяжелого класса первого этапа, СТК-1) сможет выводить на низкую околоземную орбиту полезный груз массой от 88 до 103 тонн, а на лунную орбиту - от 20 до 27 тонн. У «Дона» (или ракеты-носителя сверхтяжелого класса второго этапа, СТК-2) эти показатели составят, соответственно, 125-130 тонн и 32 тонны -  заявил РИА Новости источник в ракетно-космической индустрии. 

Таким образом, можно ожидать, что ракета «Дон» станет потолстевшей версией «Енисея», получившей четвертую ступень. В наше время представить себе такую «многоэтажку» довольно тяжело, особенно если учесть, что даже сверхтяжелый Falcon Heavy имеет две ступени.

 

Четвертая ступень


Может показаться, что «Дон» будет просто вариацией «Енисея», но это не совсем так, поскольку все вопросы, связанные с созданием сверхтяжелых ракет - наиболее сложных, дорогих и тяжелых носителей из всех существующих -  требуют особого контроля и невероятных усилий. То есть, просто взять и добавить одну ступень не выйдет. Достаточно посмотреть на мучения компании SpaceX с Falcon Heavy, которая, в целом, стала развитием давно находящейся в эксплуатации Falcon 9. .

 

 

Чтобы более конкретно понять, чем будет «Дон», нужно взглянуть на его прообраз в лице «Енисея», о котором мы уже знаем достаточно.

Общая ее концепция выглядит так:
- Первая ступень будет состоять из 5-6 блоков от перспективной ракеты «Иртыш» 
В качестве двигателей выбрали РД-171МВ;
- Вторая ступень представляет собой один блок с двигателями РД-171МВ или РД-180
- Третья ступень станет модификацией блока от ракеты-носителя «Ангара-А5В»

 

Описанная концепция имеет как очевидные плюсы, так и вполне заметные минусы. Из хорошего. В основе российских перспективных сверхтяжелых ракет лежат надежные и проверенные двигатели, созданные на базе РД-170 — советского жидкостного ракетного двигателя, разработанного «Энергомашем» в 80-е и предназначенного, что примечательно, для другой сверхтяжелой ракеты — «Энергии». Ее, как мы знаем, уже давно нет «в живых», зато двигатели, построенные на базе 170-го, востребованы как в России, так и на Западе (РД-180 используют для американской ракеты «Атлас V»). 

 Двигатель

 

Обратной стороной медали может стать то, что к моменту испытаний ракет «Енисей» и «Дон» двигатели уже успеют устареть. Даже если не появится ничего революционного (пожалуй, ждать нового ядерного ракетного двигателя не стоит) развитые страны могут уже к концу 2020-х полностью перейти на новые, более экономичные метановые двигатели, преимущество которых признали и в самой России. 

 

 


Перспективный российский метановый ракетный двигатель, который уже начали разрабатывать, назвали РД-169. Речь идет о новой разработке, основанной уже не на советских технологиях, а на разработках 2000-х годов. Однако сроки его испытаний очень расплывчаты (де-факто, ничего конкретного заявлено не было), а с лета прошлого года никаких важных новостей про РД-169 нет. Постигнет ли его участь многих других амбициозных российских космических проектов — неизвестно, но когда на кону выживание всей отрасли, вариантов, не очень много. Либо делать что-то современное, либо не делать ничего. 

 

Лунная миссия


Планируется, что  ракета «Дон» осуществит первый полет в 2029 году в рамках отправки к Луне взлетно-посадочного комплекса, который намерены использовать для отработки лунных миссий будущего. В качестве же условно типовой нагрузки сейчас рассматривают пилотируемый космический корабль «Федерация» (который уже не «Федерация»), лунно-посадочный модуль для будущей лунной базы. 

 

Строго говоря, другой нагрузки для ракеты, скорее всего, не будет, так как запускать спутники и космические аппараты к МКС можно с помощью более дешевых ракет среднего и тяжелого классов. И применять сверхтяжелый носитель, который по умолчанию намного дороже их, смысла никакого нет. Если говорить еще проще, то «Дон» нужен исключительно для реализации лунных амбиций России, которые до конца не понятны и которые постоянно меняются, вслед за экономической ситуацией в стране. Ради справедливости, Россия здесь  - не уникальный пример.Обучение по охране труда

NASA тоже постоянно мечется в своих мечтаниях: от Луны к Марсу и обратно. С другой стороны, американский налогоплательщик — щедрый налогоплательщик. И Штаты могут себе позволить начать лунную программу, а затем свернуть ее, не нанеся смертельного урона своей космической индустрии. России в этом случае придется действовать более избирательно. Если уж кроме Луны других целей для полетов не будет (а, скорее всего, так и получится), то есть смысл в максимально тесной кооперации с Европой, США или Китаем для реализации поставленных целей.

 

По материалам topcor.ru

Нашли опечатку? Выделите фрагмент и нажмите Ctrl+Enter.

Новости о науке, технике, вооружении и технологиях.

Подпишитесь и будете получать свежий дайджест лучших статей за неделю!

Email*

Подписаться

naukatehnika.com

Тяжёлая ракета-носитель — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Тяжёлая раке́та-носи́тель — класс ракет-носителей (РН), способных выводить на низкую околоземную орбиту (НОО) от 20 до 50 тонн[1]. На начало XXI века это был класс самых мощных РН, которыми располагало человечество. При этом в XX веке в США и в СССР были созданы также и РН сверхтяжёлого класса, однако в настоящее время единственной существующей сверхтяжёлой РН является американская Falcon Heavy, впервые стартовавшая 6 февраля 2018 года и имеющая заявленную грузоподъёмность до 63,8 т на НОО (в одноразовом варианте).

Тяжёлые РН, находящиеся в эксплуатации[править | править код]

В скобках указана грузоподъёмность при доставке груза на НОО.

Кроме того, близкой по характеристикам к тяжёлому классу является японская ракета-носитель H-IIB (19 тонн).

Тяжёлые РН, находящиеся в стадии испытаний[править | править код]

Грузоподъёмность РН тяжёлого класса имели также многоразовые космические корабли «Спейс шаттл» (24 тонны).

ru.wikipedia.org

Энергия (ракета-носитель) — Википедия

«Эне́ргия» (индекс ГРАУ — 11К25) — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса, разработанная НПО «Энергия». Самая мощная из советских ракет-носителей и одна из самых мощных в мире, наряду с «Сатурном-5», «Н-1», МТКС «Спейс Шаттл», «Falcon Heavy» и разрабатываемой, но еще не летавшей Space Launch System.

Ракета-носитель являлась составной частью советской многоразовой транспортной космической системы (МТКС) «Энергия — Буран», но, в отличие от аналогичной американской МТКС «Спейс Шаттл», могла использоваться автономно для доставки грузов больших масс и габаритов в околоземное пространство, на Луну, планеты Солнечной системы, а также для пилотируемых полётов, её создание связывалось с советскими планами широкого промышленного и военного освоения космоса.

Выполнена по двухступенчатой пакетной схеме с боковым расположением четырёх блоков первой ступени вокруг центрального блока второй ступени. Впервые в СССР использовалось криогенное горючее (водород на второй ступени). Полезная нагрузка устанавливается на боковой поверхности второй ступени.[5] Конструктивными особенностями являются блочно-модульный принцип компоновки, позволяющий на основе блоков первой и второй ступеней создавать носители среднего и тяжёлого класса грузоподъёмностью от 10 до 200 т. В связи с планами использования «Энергии» для пилотируемых полётов на ракете применялись различные методы повышения надёжности, живучести и безопасности, такие как 3- и 4-кратное дублирование важных систем и возможность управляемого полёта при отказе одного из двигателей на любом участке траектории[6]. Он имел, проверенную на боевой ракете, модернизированную БЦВМ М4.

Была создана как универсальная перспективная ракета для выполнения различных задач:

Работы по программе «Энергия—Буран» начались в 1976 году, сразу после закрытия программы Н-1; главным конструктором с 1982 года стал Б. И. Губанов.

Главным разработчиком ракеты являлось подмосковное НПО «Энергия» («Предприятие п/я В-2572»[7]), производство осуществлялось на куйбышевском заводе «Прогресс». Главный разработчик системы управления — харьковское НПО «Электроприбор».

Первая отправка частей центрального блока «Энергии» из Куйбышева в Жуковский состоялась водным путём в октябре 1980 года. Проводкой баржи под железнодорожным мостом через реку Самарка руководил Самарского начальник речного порта, просвет между грузом и мостом составил всего лишь 0,5 м. 1 ноября 1980 года груз прибыл на пристань Кратово в Жуковском. Уже в январе 1981 года начались лётные испытания специально разработанного самолёта-транспортировщика ВМ-Т с этим грузом на аэродроме ЛИИ (Раменское). В 1982—83 годах было таким же путём отправлено ещё несколько грузов (частей центрального блока «Энергии») и испытания самолёта продолжались.

С 1984 года части центрального блока ракеты доставлялись на самолёте ВМ-Т непосредственно с куйбышевского аэродрома Безымянка на космодром Байконур (на аэродром «Юбилейный»), где в монтажно-испытательном корпусе (МИК) на площадке 112 (филиал завода «Прогресс» — «Предприятие п/я Р-6514»[7]) осуществлялась сборка ракеты и подготовка к пуску.

Доставка частей центрального блока «Энергии» на самолёте ВМ-Т была временным вариантом; в дальнейшем планировалось доставлять центральный блок из Куйбышева на Байконур в собранном виде на самолёте Ан-225.

Было выполнено лишь два пуска этого уникального комплекса:

В проведении пусков комплекса было задействовано большое количество представителей различных ракетно-космических предприятий СССР и войсковых частей.[8]

Закрытие программы[править | править код]

В начале 1990-х работы по программе «Энергия-Буран» были приостановлены. К моменту окончательного закрытия программы (1993) на космодроме «Байконур» в различной стадии готовности находились не менее пяти ракет-носителей «Энергия». Две из них в незаправленном состоянии до 2002 года хранились на космодроме Байконур и являлись собственностью Казахстана; были уничтожены 12 мая 2002 г. при обрушении крыши монтажно-испытательного корпуса на площадке 112. Три находились на различных стадиях строительства на стапелях НПО «Энергия» (ныне РКК «Энергия»), но после закрытия работ задел был уничтожен, уже изготовленные корпуса ракет либо разрезаны, либо выброшены на задний двор предприятия, где продолжают пребывать до сих пор.[когда?]

Несмотря на прекращение эксплуатации этого носителя, технологии, разработанные для «Энергии», используются и в настоящее[когда?] время: двигатель боковых блоков «Энергии» РД-170, самый мощный жидкостный двигатель в истории космонавтики, используется (под обозначением РД-171) на первой ступени ракеты-носителя «Зенит» (в том числе в проекте «Морской старт»), а двухкамерный двигатель РД-180 (фактически «половинка» РД-171), спроектированный на основе РД-171, — в американской ракете Атлас-5. Самый маленький вариант — однокамерный РД-191 — используется в новой перспективной российской ракете «Ангара». В двадцатую годовщину первого старта, 15 мая 2007 г., в средствах массовой информации[9] прозвучало мнение, что при наличии средств и задела современной российской космической промышленности потребовалось бы 5—6 лет для возрождения «Энергии».

20 августа 2012 года РКК «Энергия» заявила о желании участвовать в тендере на разработку ракеты-носителя тяжёлого класса, которая может занять 5—7 лет[10]. Однако РКК «Энергия» заявку на участие в тендере не подала, его выиграл Российский Центр имени Хруничева[11].

В августе 2016 г. в СМИ появилась информация, что в госкорпорации «Роскосмос» приступили к проектированию новой ракеты сверхтяжёлого класса, создать которую планируется, используя задел программы «Энергия-Буран», в частности, двигатели РД-171[12]. Однако в мае 2017 года в РКК «Энергия» заявили, что разработка нового сверхтяжа обойдется в 1,5 раза дешевле, чем прямое копирование РКН «Энергия»[13].

13 декабря 2018 года источник в ракетно-космической отрасли сообщили СМИ, что Роскосмос подготовит проект по созданию сверхтяжелой ракеты и беспилотному облету Луны. Однако восстановить производство разработанной 30-40 лет назад ракеты "Энергия" практически невозможно, кооперация предприятий утеряна, утрачены определенные технические решения, а некоторые устарели. Но, тем не менее, расчет стоимости возобновления производства "Энергии" все же будет сделан[14].

Ракета выполнена по двухступенчатой пакетной схеме на базе центрального блока «Ц» второй ступени в котором установлены 4 кислородно-водородных маршевых двигателя РД-0120. Первую ступень составляют четыре боковых блока «А» с одним кислородно-керосиновым четырёхкамерным двигателем РД-170 в каждом. Блоки «А» унифицированы с первой ступенью ракеты-носителя среднего класса «Зенит». Двигатели обеих ступеней имеют замкнутый цикл с дожиганием отработанного турбинного газа в основной камере сгорания. Полезный груз ракеты-носителя (орбитальный корабль или транспортный контейнер) при помощи узлов силовой связи крепится асимметрично на боковой поверхности центрального блока Ц.

Сборка ракеты на космодроме, её транспортировка, установка на стартовый стол и запуск осуществляется с помощью переходного стартово-стыковочного блока «Я», который представляет собой силовую конструкцию обеспечивающую механические, пневмогидравлические и электрические связи с пусковым устройством. Применение блока Я позволило осуществлять стыковку ракеты со стартовым комплексом в сложных метеоусловиях при воздействии ветра, дождя, снега и пыли. В предстартовом положении блок является нижней плитой на которую ракета опирается поверхностями блоков А 1-й ступени, он же защищает ракету от воздействия потоков ракетных двигателей при старте. Блок Я после пуска ракеты остаётся на стартовом комплексе и может использоваться повторно.

Для реализации ресурса двигателей РД-170, рассчитанных на 10 полётов, предусматривалась система возвращения и многократного использования блоков A первой ступени. Система состояла из парашютов, ТТРД мягкой посадки и амортизирующих стоек, которые размещались в специальных контейнерах на поверхности блоков А, однако в ходе конструкторских работ выяснилось, что предложенная схема чрезмерно сложна, недостаточная надёжна и сопряжена с рядом нерешённых технических проблем. К началу лётных испытаний система возвращения не была реализована, хотя на лётных экземплярах ракеты имелись контейнеры для парашютов и посадочных стоек в которых находилась измерительная аппаратура[15].

Центральный блок оснащён 4 кислородно-водородными двигателями РД-0120 и является несущей конструкцией. Используется боковое крепление груза и ускорителей. Работа двигателей второй ступени начиналась со старта и, в случае двух выполненных полётов, завершалась до момента достижения первой космической скорости. Другими словами, на практике «Энергия» представляла собой не двух-, а трёхступенчатую ракету, поскольку вторая ступень в момент завершения работы придавала полезному грузу только суборбитальную скорость (6 км/с), а доразгон осуществлялся либо дополнительным разгонным блоком (по сути, третьей ступенью ракеты), либо собственными двигателями полезного груза — как в случае с «Бураном»: его объединённая двигательная установка (ОДУ) помогала ему после разделения с носителем достичь первой космической скорости[16].

Стартовая масса «Энергии» — около 2400 тонн. Ракета (в варианте с 4 боковыми блоками) способна вывести на орбиту около 100 тонн полезного груза — в 5 раз больше, чем эксплуатируемый носитель «Протон». Также возможны, но не были испытаны, варианты компоновки с двумя («Энергия-М»), с шестью и с восемью («Вулкан») боковыми блоками, последний — с рекордной грузоподъёмностью до 200 тонн.

В дополнение к базовому варианту ракеты проектировались 3 основных модификации, рассчитанные на вывод полезной нагрузки различной массы.

Энергия-М[править | править код]

«Энергия-М» (изделие 217ГК «Нейтрон») была наименьшей ракетой в семействе, с уменьшенной примерно в 3 раза грузоподъёмностью относительно РН «Энергия», то есть с грузоподъёмностью 30-35 тонн на НОО[17].

Число боковых блоков было уменьшено с 4 до 2, вместо 4 двигателей РД-0120 на центральном блоке был установлен только один. В 1989—1991 гг. проходила комплексные испытания, планировался запуск в 1994 году. Однако в 1993 году «Энергия-М» проиграла государственный конкурс (тендер) на создание новой тяжёлой ракеты-носителя; по итогам конкурса было отдано предпочтение ракете-носителю «Ангара» (первый запуск состоялся 9 июля 2014 года[18]). Полноразмерный, со всеми составляющими компонентами макет ракеты хранился на Байконуре.

Энергия II (Ураган)[править | править код]

«Энергия II» (также называемая «Ураган») проектировалась как полностью многоразовая. В отличие от базовой модификации «Энергии», которая была частично многоразовой (как американский Спейс шаттл), конструкция «Урагана» позволяла возвращать все элементы системы «Энергия» — «Буран», аналогично концепции Space Shuttle. Центральный блок «Урагана» должен был входить в атмосферу, планировать и садиться на обычный аэродром.

Вулкан (Геркулес)[править | править код]

Наиболее тяжёлая модификация: её стартовая масса составляла 4747 т. Используя 8 боковых блоков и центральный блок «Энергии-М» в качестве последней ступени, ракета «Вулкан» (кстати, это название совпадало с названием другой советской тяжёлой ракеты, разработка которой была отменена за несколько лет до этого) или «Геркулес» (что совпадает с проектным именем тяжёлой ракеты-носителя РН Н-1) должна была выводить до 175-200 тонн на низкую околоземную орбиту[19]. С помощью этой колоссальной ракеты планировалось осуществлять наиболее грандиозные проекты: заселение Луны, строительство космических городов, пилотируемый полёт на Марс и т. д.

Почтовый блок, выпущенный почтовой службой СССР в конце 1988 г. в честь первого полёта корабля «Буран»

Слова Д. И. Козлова по поводу проекта «Энергия-Буран»:

— Через несколько месяцев после того, как В. П. Глушко был назначен на место главного конструктора, возглавляемому им НПО «Энергия» было поручено проектирование новой мощной ракеты-носителя, а заказ на её изготовление министерство передало Куйбышевскому заводу «Прогресс». Вскоре после этого у меня с Глушко произошёл долгий и очень тяжёлый разговор о путях дальнейшего развития советской ракетно-космической отрасли, о перспективах работы куйбышевского филиала № 3, а также о комплексе «Энергия-Буран». Я тогда ему предлагал вместо этого проекта продолжить работу по ракете Н1. Глушко же настаивал на создании «с нуля» нового мощного носителя, а Н1 называл вчерашним днём космонавтики, уже никому больше не нужным. К единому мнению мы с ним тогда так и не пришли. В итоге мы решили, что возглавляемому мной предприятию и НПО «Энергия» больше не по дороге, поскольку мы расходимся во взглядах на стратегическую линию развития отечественной космонавтики. Это наше решение нашло понимание на самом верху тогдашнего правительства страны, и уже вскоре филиал № 3 был выведен из подчинения НПО «Энергия» и преобразован в самостоятельное предприятие. С 30 июля 1974 г. оно именуется Центральным специализированным конструкторским бюро (ЦСКБ).

Как известно, проект «Энергия-Буран» в 80-х годах всё же был реализован, причём это снова потребовало от страны больших финансовых затрат. Именно поэтому Министерство общего машиностроения СССР, в структуру которого входило и наше предприятие, было вынуждено неоднократно изымать из бюджетов завода «ЦСКБ-Прогресс» и ЦСКБ немалую часть ранее выделенных нам средств. Поэтому ряд проектов ЦСКБ из-за недофинансирования тогда не был выполнен в полном объёме, а некоторые из них вообще являются нереализованными. Ракета «Энергия» в первый раз взлетела с габаритно-весовым макетом на борту (объект «Полюс»), второй раз — с кораблём многоразового использования «Буран». Больше ни одного пуска «Энергии» произведено не было, и в первую очередь по достаточно прозаичной причине: в настоящее время в космическом пространстве просто нет объектов, для обслуживания которых понадобились бы полёты (кстати, очень дорогие) этой огромной ракеты грузоподъёмностью свыше 100 тонн.

ru.wikipedia.org

Универсальная ракета — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

«Универса́льная раке́та» или «УР» — семейство российских, ранее советских, МБР и ракет-носителей разработки НПО Машиностроения (г. Реутов). Целью серии была унификация советских ракет-носителей, проводимая ГКЦ им. Хруничева. Изначально планировалось целое семейство ракет, из которого сохранилось в эксплуатации лишь несколько. Вдобавок, МБР «УР-500» стала базовой моделью для РН «Протон».

Серия МБР «УР-100». На базе боевых ракет этой серии были разработаны космические ракеты-носители «Рокот» и «Стрела».

Серия МБР «УР-200» (индекс — 8К81) была семейством баллистических ракет бо́льшего размера по сравнению с предыдущей серией, которые могли быть использованы также как ракеты-носители. До закрытия программы было выполнено девять испытательных полётов между 4 ноября 1963 года и 20 октября 1964 года.

Серия МБР «УР-500» была семейством баллистических ракет очень большого размера. Программа применения УР-500 в качестве МБР была завершена после двух полётов в 1964—1965 году. Использование УР-500 продолжается в качестве трёхступенчатой тяжёлой РН «Протон».

Основным предназначением серии было создание сверхтяжёлой ракеты-носителя в рамках советской лунной программы с грузоподъёмностью на низкую опорную орбиту (НОО) от 150 т до 225 т и со стартовой массой порядка 4 500 — 5 000 т. Длина УР-700 вместе с ЛК-700 составила бы около 75 м. Характерной особенностью является вариант третьей ступени с использованием чрезвычайно токсичной пары компонентов F2/H2 и вариант третьей ступени с использованием ядерного ракетного двигателя для полёта на Марс. Различные версии предполагали использование частей от «УР-500».

В рамках этой серии не было произведено ни одной ракеты-носителя и полномасштабных испытаний не проводилось в связи с решением правительства разрабатывать сверхтяжёлую ракету Н-1 КБ Королёва, а конкурирующие разработки сверхтяжёлых ракет Р-56 КБ Янгеля и УР-700 КБ Челомея прекратить. Данный инициативный проект КБ Челомея остановился на этапе создания уменьшенных моделей, на которых производились статические, динамические и гидравлические испытания. Одна из моделей сохранилась. Был разработан и доведён до экспериментальных моделей базовый двигатель первой ступени ЖРД РД-270. На первую ступень ракеты планировалось устанавливать девять таких двигателей.

Основным предназначением серии было создание сверхтяжёлой ракеты-носителя с грузоподъёмностью на НОО от 225 т. В рамках этой серии не было произведено ни одной ракеты-носителя и испытания не производились.

ru.wikipedia.org

Стрела (ракета-носитель) — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 19 февраля 2020; проверки требует 1 правка. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 19 февраля 2020; проверки требует 1 правка.

«Стрела́» (индекс ГУКОС — 14А036, по классификации НАТО — SS-19 Mod.1 Stiletto, в переводе Стилет) — жидкостная двухступенчатая ракета-носитель легкого класса, спроектированная в НПО Машиностроения на базе межконтинентальной баллистической ракеты РС-18 (УР-100Н). Система управления разработана харьковским ОАО «Хартрон».

Основное отличие ракеты-носителя (РН) «Стрела» от РН «Рокот» (также спроектированной на базе PC‑18) — минимизация изменений конструкции ракеты и стартового комплекса. Роль разгонного блока выполняет блок индивидуального наведения боеголовок на цель ракеты РС-18.

«Стрела» оснащается новым головным обтекателем большего объёма и измененным программным обеспечением системы управления.

В качестве топлива используется несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид (АТ).

Стартовая масса ракеты составляет 105 тонн, полезная нагрузка — до 2 тонн. «Стрела» стартует непосредственно из шахтной пусковой установки.

Серийное производство РС-18 продолжалось до 1985 года[1]. Срок службы продлён до 35 лет[2][3].

5 декабря 2003 с космодрома «Байконур» был произведен испытательный запуск ракеты, в результате которого на орбиту был выведен макет спутника.

В следующей таблице приведены характеристики различных ракет-носителей лёгкого класса:

Сравнение характеристик РН лёгкого класса
Ракета-носитель Страна Первый полёт Количество запусков
в год (всего)
Широта СК Стартовая
масса, т
Масса ПН, т Успешных
пусков
Стоимость пуска, млн
НОО¹ ССО² ГПО
«Рокот»[9] 20.11.1990 1—4 (29) 62° / 46° 107,5 2,1 1,6 93% $39—44.6[10]
«Днепр»[11] 21.04.1999 1—3 (22) 51° / 46° 211 3,7 2,3 95% $15[12][13]—30,7[14]
«Стрела»[15] 05.12.2003 1 (3) 46° 105 1,6 1,1 100% $8,5[16]
«Вега»[17][18] 13.02.2012 1—3 (8) 137 2,3 1,6 100% $42[19]—59[20]
«Антарес»[21] 21.04.2013[22] 1—3 (6) 38° 240 5,6 4,4 83%
«Союз-2.1в»[23] 28.12.2013 1 (2) 62° 160 2,8 100% $38 (₽1220)[24]
«Ангара 1.2»[25] 09.07.2014[26] (1) 62° 171 3.8 100%
¹ — высота 300 км, наклонение соответствует космодрому; ² — высота 300 км, наклонение 98°;

ru.wikipedia.org

Электрон (ракета-носитель) — Википедия

«Электрон»[1] (англ. Electron) — ракета-носитель сверхлёгкого класса, разработанная новозеландским подразделением американской частной аэрокосмической компании Rocket Lab.

Предназначена для коммерческих запусков микро- и наноспутников, позволяет вывести полезную нагрузку массой до 150 кг на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км или до 250 кг на низкую околоземную орбиту[2]. Стоимость запуска ракеты-носителя составляет от 4,9 до 6,6 млн долларов США[2].

Квалификационные огневые тесты обеих ступеней завершены в конце 2016 года[3][4]. Первый испытательный полёт (неудачный: ракета достигла космоса, но не вышла на орбиту) состоялся 25 мая 2017 года[1].

Начиная со второго квартала 2017 года, в компании намерены с помощью ракеты-носителя производить ежеквартальные коммерческие запуски кубсатов на солнечно-синхронную орбиту, стандартный полёт будет вмещать два 12U, четыре 6U, десять 3U и четыре 1U-кубсата с суммарной стоимостью запуска около 6,5 млн долларов[5][2].

Основные конструктивные элементы ракеты-носителя, несущий цилиндрический корпус и топливные баки обеих ступеней выполнены из углепластика и производятся компанией Rocket Lab на собственном заводе. Применение композиционных материалов позволило существенно снизить вес конструкции. Обе ступени ракеты-носителя используют в качестве компонентов топлива керосин (горючее) и жидкий кислород (окислитель)[2].[5].

Первая ступень[править | править код]

Высота ступени составляет 12,1 м, диаметр — 1,2 м, сухая масса — 950 кг. Вмещает до 9250 кг топлива[5].

Первая ступень оборудована девятью жидкостными ракетными двигателями «Резерфорд», схема расположения двигателей подобна первой ступени ракеты-носителя Falcon 9 — один центральный двигатель и 8 расположенных вокруг него[5].

Rutherford — двигатель собственного производства Rocket Lab, все основные детали которого создаются способом 3D-печати[6]. Использует для нагнетания компонентов топлива в камеру сгорания насосный агрегат, который приводится в действие двумя электродвигателями, питающимися от установленных на ступени 13 литий-полимерных аккумуляторов[5][7]. Используются вентильные двигатели постоянного тока, каждый из которых развивает мощность около 37 кВт при скорости вращения 40 000 оборотов в минуту[5], что позволяет повышать давление в топливной магистрали от 0,2—0,3 МПа до 10—20 МПа[8].

Тяга ступени на старте составляет 162 кН и повышается до 192 кН в вакууме. Удельный импульс — 303 с. Время работы ступени — около 155 секунд[2].[5].

Управление вектором тяги осуществляется одновременным отклонением всех 9 двигателей от центральной оси[5].

Отстыковка ступени производится с помощью пневматических механизмов, приводимых в действие с помощью сжатого гелия, который используется также для создания в топливных баках рабочего давления[5].

Возвращение первой ступени[править | править код]

6 августа 2019 года компания Rocket Lab сообщила о планах возвращать первую ступень с целью её последующего повторного использования. Основной причиной стала необходимость повысить частоту запусков ракеты-носителя. Компанией ведутся работы по сбору данных о состоянии ступени во время возврата в плотные слои атмосферы, во время восьмого запуска ступень будет оборудована необходимыми датчиками и бортовым самописцем, который планируется извлечь после падения ступени в океан. Начиная с десятого запуска запланировано использование обновлённой первой ступени с изменениями, направленными на возврат ступени[9].

Ступень не будет использовать собственные двигатели для замедления в атмосфере, вместо этого будет применяться аэродинамический тормоз и парашют. Изначально ступень будет опускаться на воду, в дальнейшем планируется её перехват в воздухе с использованием вертолёта[10].

Вторая ступень[править | править код]

Длина составляет 2,4 м, диаметр — 1,2 м, сухая масса — 250 кг. Вмещает до 2150 кг топлива[5].

Вторая ступень использует один двигатель Rutherford, оптимизированный для максимально эффективной работы в вакууме и оборудованный увеличенным неохлаждаемым сопловым насадком. Тяга двигателя в вакууме составляет 22 кН, удельный импульс — 333 с[5][2].

Ступень оборудована тремя литий-ионными батареями для питания электропривода топливного насоса двигателя, 2 из них сбрасываются после исчерпания, позволяя снизить сухую массу ступени[5][2].

Контроль вектора тяги по тангажу и рысканию производится за счёт отклонения двигателя, контроль вращения и управление положением ступени осуществляется с помощью системы реактивных газовых сопел[5].

Вторая ступень оборудована приборным отсеком в котором расположены системы управления ракеты-носителя, которые разработаны и произведены компанией Rocket Lab[2].

Головной обтекатель[править | править код]

Ракета оборудована композитным обтекателем длиной 2,5 м, диаметром 1,2 м и массой около 50 кг[5].

Отличительной концепцией Rocket Lab является отделение процесса монтажа полезной нагрузки внутри обтекателя от сборки остальной ракеты. Это даёт возможность заказчикам, собственникам спутников, осуществлять интеграцию полезной нагрузки с адаптером и инкапсуляцию в обтекателе на своих предприятиях самостоятельно, а затем доставлять этот модуль в собранном виде к стартовой площадке, где он будет быстро интегрирован с ракетой[5][2].

Изначально стартовую площадку планировали разместить недалеко от новозеландского города Крайстчерч на Южном острове. Однако по экологическим требованиям место для площадки было перенесено на Северный остров[11].

Запуски ракеты-носителя Electron производятся со стартового комплекса англ. Rocket Lab Launch Complex 1, построенного на полуострове Махия[en], находящегося на восточном побережье Северного острова Новой Зеландии. 2 сентября 2016 года в 4:37 утра примерно в 100 км севернее стартовой площадки произошло землетрясение магнитудой 7,1. Стартовые сооружения и 50-тонная стартовая платформа не пострадали, что подтвердила пресс-секретарь компании Rocket Lab англ. Catherine Moreau Hammond[12].

Официальное открытие комплекса состоялось 26 сентября 2016 года[13]. Лицензия на пусковую деятельность выдана на 30 лет и предполагает возможность запуска каждые 72 часа[13]. Расположение комплекса позволяет выводить полезную нагрузку на орбиты с разным наклонением, в диапазоне от 39 до 98°[5].

Стандартный запуск предусматривает вывод на орбиту нескольких вариантов полезной нагрузки: два кубсата 12U, четыре кубсата 6U, десять 3U и четырёх 1U[2].

Центр управления полётами расположен примерно в 500 км северо-западнее стартового комплекса в городе Окленд. Оборудование центра позволяет отслеживать 25 000 каналов данных передаваемых в реальном времени со стартового комплекса, ракеты-носителя и полезной нагрузки[8].

Дата, время (UTC) Стартовая
площадка
Полезная нагрузка Орбита Результат
1 25 мая 2017, 14:20 Rocket Lab LC-1 без полезной нагрузки НОО Неудача
Испытательный полёт без полезной нагрузки, вместо неё ракета оснащалась дополнительным оборудованием для сбора телеметрии во время полёта[3]. Планировался выход на орбиту высотой между 300 и 500 км, с наклонением 83°. Запуск несколько раз откладывался из-за неблагоприятных погодных условий. После старта продемонстрированы успешная работа первой ступени, расстыковка ступеней, запуск второй ступени и сброс головного обтекателя. Спустя 3 минуты после запуска ракета достигла границы космоса, но вторая ступень не смогла достичь необходимой скорости для выхода на околоземную орбиту[14][15][16][17]. По словам разработчиков, полёт был прекращён по команде с земли из-за неверных данных, выдаваемых наземной системой измерений[18].
2 21 января 2018, 01:30 Rocket Lab LC-1 Dove Pioneer, Lemur-2 (2 шт.), Humanity Star[en][19]. НОО Успех
Второй испытательный запуск, с полезной нагрузкой (3 наноспутника). Три объекта каталогизированы на орбите 290 × 530 км, и два объекта на орбите 494 × 534 км[20]. Лозунг миссии "Still Testing".
3 11 ноября 2018, 03:50 Rocket Lab LC-1 Lemur-2 (2 шт.), CICERO, Irvine 01, NABEO, Proxima (2 шт.) НОО Успех
Первый коммерческий запуск. Лозунг миссии "It’s Business Time".
4 16 декабря 2018, 06:33 Rocket Lab LC-1 ALBus, ANDESITE, CeREs, CHOMPTT, CubeSail, DaVinci, ISX, NMTSat, RSat-P, SHFT-1, Shields-1, STF-1 НОО Успех
Запуск наноспутников, созданных студентами университетов при поддержке NASA, в рамках миссии ELaNa-19[en]. Лозунг миссии "This One's For Pickering".
5 28 марта 2019, 23:30 Rocket Lab LC-1 Radio Frequency Risk Reduction Deployment Demonstration (R3D2) НОО Успех
Запуск космического аппарата R3D2, разработанного компанией Northrop Grumman в целях тестирования технологии разворачивания антенн в интересах Управления перспективных исследований Министерства обороны США (DARPA). Лозунг миссии "Two Thumbs Up"
6 5 мая 2019, 06:00 Rocket Lab LC-1 Harbinger, SPARC-1, Falcon ODE НОО Успех
Запуск трёх космических аппаратов для ВВС США[21]. Лозунг миссии "That's a Funny Looking Cactus"
7 29 июня 2019, 04:30 Rocket Lab LC-1 BlackSky Global 3, Prometheus-2.5/2.6, ACRUX-1 НОО Успех
Запуск спутника ДЗЗ и трёх кубсатов в рамках миссии, организованной компанией Spaceflight Industries[en]. Лозунг миссии "Make it Rain".
8 19 августа 2019, 12:12 Rocket Lab LC-1 BlackSky Global 4, BRO 1, Pearl White 1, Pearl White 2 НОО Успех
56-килограммовый микроспутник и три 6U-кубсата выведены на орбиту высотой 540 км, наклонением 45°. Лозунг миссии "Look Ma, No Hands!"[22].
9 17 октября 2019, 01:22 Rocket Lab LC-1 Спутник компании Astrodigital НОО Успех[23]
Лозунг миссии "As The Crow Flies?"
10 6 декабря 2019, 08:18 Rocket Lab LC-1 ATL-1, Fossasat-1, NOOR-1A (Unicorn 2B), NOOR-1B (Unicorn 2C), SMOG-PTRSI, SatALE-2 НОО Успех
Лозунг миссии "Running Out Of Fingers". На первой ступени было установлено навигационное оборудование и система ориентации — газовые сопла, работающие на сжатом азоте, для контроля положения ступени в пространстве, а также дополнительное оборудование для сбора и передачи данных о состоянии ступени при возвращении в атмосферу. Согласно телеметрическим данным ракета пережила возврат и достигла поверхности воды в хорошем состоянии[24].
11 31 января 2020, 02:56 Rocket Lab LC-1 NROL-151 НОО Успех
Лозунг миссии "Birds of a Feather". Запуск малого спутника в интересах Национального управления военно-космической разведки США (NRO). Был проведён ещё один сбор телеметрических данных о возвращении первой ступени[25].
Планируемые запуски
2020 Rocket Lab LC-1 CE-SAT 1 Mk.2, CE-SAT 2 ССО[26]
CE-SAT 1 Mk. 2 — первый серийный образец спутника CE-SAT 1, запущенного в июне 2017 году на индийской ракете PSLV[27].

В настоящее время другие действующие носители сверхлёгкого класса есть только в Китае - это твердотопливные ракеты, созданные на основе первой ступени ракеты средней дальности DF-21. Наиболее близким по характеристикам является воздушно-космический комплекс на базе крылатой ракеты «Пегас», формально относящийся к лёгкому классу. Среди остальных проектов часть, как и «Электрон», прошли первые лётные испытания (все неудачно, за исключением японской SS-520-5, но она относится к ещё более лёгкому классу), другие готовятся к первым стартам[1].

  1. 1 2 3 4 И. Черный. «Что ж вы так волнуетесь? Это ж испытание!» (рус.) // Новости космонавтики : журнал. — ФГУП ЦНИИмаш, 2017. — Т. 27, № 07 (414).
  2. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 Чёрный И, 2017.
  3. 1 2 Rocket Lab declares Electron ready for test flights (англ.). Space News (13 December 2016).
  4. ↑ Rocket Lab Completes Major Technical Milestone Ahead of Test Launches (англ.). Rocket Lab (13 December 2016).
  5. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 Electron (англ.). Spaceflight101.
  6. ↑ Rocket Lab unveils world's first battery rocket engine (англ.). New Zeland Herald (15 April 2015).
  7. ↑ Rocket Lab Unveils Battery-Powered Turbomachinery (англ.). Aviation Week (14 April 2015).
  8. 1 2 Chris Gebhardt. Rocket Lab’s Electron conducts inaugural flight from New Zealand (англ.). NASAspaceflight.com (24 May 2017). Дата обращения 15 июля 2017. Архивировано 15 июля 2017 года.
  9. ↑ Rocket Lab to begin booster recovery experiments later this year (англ.). Spaceflight Now (6 August 2019).
  10. ↑ Rocket Lab to attempt to reuse Electron first stage (англ.). SpaceNews (6 August 2019).
  11. Jeff Foust. Rocket Lab plans Electron test launches this year (англ.). Spacenews.com (14 April 2016). Дата обращения 13 июля 2017.
  12. Jeff Foust. Rocket Lab launch site not damaged in New Zealand earthquake (англ.). Spacenews.com (2 September 2016). Дата обращения 15 июля 2017.
  13. 1 2 Rocket Lab Opens Private Orbital Launch Site in New Zealand (англ.). Space (26 September 2016).
  14. ↑ Первый блин всё-таки комом (неопр.). Журнал «Новости космонавтики» (5 мая 2017). Дата обращения 25 мая 2017.
  15. ↑ Electron’s “It’s a Test” successfully reaches Space, falls short of Orbit (англ.). Spaceflight101 (25 May 2017).
  16. ↑ Maiden flight of Rocket Lab’s small satellite launcher reaches space (англ.). Spaceflight Now (25 May 2017).
  17. Grant Bradley. Rocket Lab: We have lift-off! History made as Electron launches successfully from Mahia (англ.). nzherald.co.nz (25 May 2017).
  18. Железняков А. Ж. Неудача произошла из-за сбоя в наземном оборудовании (неопр.). Новости космонавтики (8 августа 2017). Дата обращения 16 августа 2017. Архивировано 16 августа 2017 года.
  19. ↑ На орбиту выведена «звезда человечества», которая ярче всех объектов ночного неба
  20. ↑ Орбита достигнута (неопр.). Spaceflight101 (21 января 2018). Дата обращения 21 января 2018.
  21. ↑ Rocket Lab to launch Air Force satellites (англ.). Space News (3 April 2019).
  22. ↑ Rocket Lab launch fulfills initial block of BlackSky Earth-imaging satellites (англ.). Spaceflight Now (19 August 2019).
  23. ↑ Ракета-носитель Electron компании Rocket Lab вывела на орбиту спутник Palisade | Новости авиации и космонавтики (рус.). Дата обращения 17 октября 2019.
  24. ↑ Rocket Lab’s 10th launch tests booster recovery technology (англ.). Spaceflight Now (6 December 2019).
  25. ↑ Rocket Lab successfully launches NRO satellite (англ.). Spaceflight Now (31 January 2020).
  26. ↑ Electron / Curie | CE-SAT I Mk-2 & CE-SAT 2 (англ.) (недоступная ссылка). nextspaceflight.com. Дата обращения 16 августа 2019. Архивировано 16 августа 2019 года.
  27. ↑ CE-SAT 1 / CE-SAT 1 Mk.2 (неопр.). space.skyrocket.de. Дата обращения 16 августа 2019.
  28. barberd. Pegasus Users Guide (англ.) (PDF). orbitalatk.com (30 October 2015). Дата обращения 26 ноября 2016.
  29. Krebs, Gunter SPARK (неопр.) (недоступная ссылка). Gunter's Space Page. Дата обращения 20 января 2012. Архивировано 2 августа 2012 года.
  30. ↑ Sounding Rocket (англ.) (недоступная ссылка). IHI Aerospace. Дата обращения 19 июля 2017. Архивировано 20 января 2017 года.
  31. ↑ SS-520 4号機実験の実施について (яп.). JAXA (8 декабря 2016). Архивировано 8 декабря 2016 года.
  32. ↑ Рыжков, 2017, с. 36.
  33. ↑ Home (англ.). Virgin Orbit. Дата обращения 19 июля 2017.
  34. 1 2 3 4 Vector Space completes first test flight, aims for small sat market expansion (англ.). NASA Spaceflight (9 May 2017).
  35. 1 2 Kuai Zhou (Fast Vessel) (англ.), China Space Report (22 May 2016). Архивировано 11 марта 2018 года. Дата обращения 22 июля 2017.

ru.wikipedia.org

Полюс (космический аппарат) — Википедия

У этого термина существуют и другие значения, см. Полюс.

«Полюс» (Скиф-ДМ, изделие 17Ф19ДМ) — космический аппарат, динамический макет (ДМ) боевой лазерной орбитальной платформы «Скиф».[1]Полезная нагрузка, использовавшаяся во время первого запуска ракеты-носителя «Энергия» в 1987 году.[1]

Орбитальная платформа «Скиф»[править | править код]

«Скиф» — проект боевой лазерной орбитальной платформы массой свыше 80 тонн, разработка которого началась в конце 1970-х годов в НПО «Энергия» (в 1981 году, в связи с большой загруженностью объединения, тему «Скиф» передали в КБ «Салют»).

В частности, для лазерной орбитальной платформы в ОАО «Конструкторское Бюро Химавтоматики» был разработан газодинамический CO2 лазер ГДЛ РД0600[2] мощностью 100 кВт и габаритами 2140х1820х680 мм, прошедший к 2011-му году полный цикл стендовой отработки.

Динамический макет Скиф-ДМ[править | править код]

В рамках проекта «Скиф» на 1986—1987 годы был запланирован экспериментальный вывод на орбиту габаритно-весового макета станции (космический аппарат Скиф-ДМ) при помощи ракеты-носителя «Энергия».

Скиф-ДМ имел длину 37 метров, максимальный диаметр 4,1 метра и массу около 80 тонн. Он состоял из двух основных отсеков: меньшего — функционально-служебного блока и большего — целевого модуля. Функционально-служебный блок представлял собой давно освоенный космический корабль снабжения орбитальной станции «Салют». Здесь размещались системы управления движением и бортовым комплексом, телеметрического контроля, командной радиосвязи, обеспечения теплового режима, энергопитания, разделения и сброса обтекателей, антенные устройства, система управления научными опытами. Все приборы и системы, не выдерживающие вакуума, располагались в герметичном приборно-грузовом отсеке.

В отсеке двигательной установки размещались 4 маршевых двигателя, 20 двигателей ориентации и стабилизации и 16 двигателей точной стабилизации, а также баки, трубопроводы и клапаны пневмогидросистемы, обслуживающей двигатели. На боковых поверхностях двигательной установки размещались солнечные батареи, раскрывающиеся после выхода на орбиту.

Программа полёта Скиф-ДМ включала в себя десять экспериментов: четыре прикладных и шесть геофизических.

Запуск комплекса «Энергия-Скиф-ДМ» 15 мая 1987 года[править | править код]

Первоначально старт системы «Энергия-Скиф-ДМ» планировался на сентябрь 1986 года. Однако, из-за задержки изготовления аппарата, подготовки пусковой установки и других систем космодрома запуск отложили почти на полгода — на 15 мая 1987 года. Лишь в конце января 1987 года аппарат был перевезён из монтажно-испытательного корпуса на 92-й площадке космодрома, где он проходил подготовку, в здание монтажно-заправочного комплекса. Там 3 февраля 1987 года «Скиф-ДМ» был состыкован с ракетой-носителем «Энергия». На следующий день комплекс вывезен на универсальный комплексный стенд-старт на 250 площадке. Окончательно комплекс «Энергия-Скиф-ДМ» был готов к запуску лишь в конце апреля.

Запуск комплекса состоялся 15 мая 1987 года, с задержкой на пять часов[3]. Две ступени «Энергии» отработали успешно. Через 460 секунд после старта «Скиф-ДМ» отделился от ракеты-носителя на высоте 110 километров. Процесс разворота космического аппарата после отделения от ракеты-носителя из-за ошибки коммутации электрической схемы длился дольше расчётного. В результате «Скиф-ДМ» не вышел на заданную орбиту и по баллистической траектории упал в Тихий океан. Несмотря на это, по оценке, указанной в отчёте, более 80 % запланированных опытов удалось выполнить.

15 мая 1987 года ТАСС опубликовало сообщение, в котором, в частности, говорилось:

В Советском Союзе начаты летно-конструкторские испытания новой мощной универсальной ракеты-носителя «Энергия», предназначенной для выведения на околоземные орбиты как многоразовых орбитальных кораблей, так и крупногабаритных космических аппаратов научного и народнохозяйственного назначения. Двухступенчатая универсальная ракета-носитель… способна выводить на орбиту более 100 тонн полезного груза… 15 мая 1987 года в 21 час 30 минут московского времени с космодрома Байконур осуществлен первый запуск этой ракеты… Вторая ступень ракеты-носителя… вывела в расчетную точку габаритно-весовой макет спутника. Габаритно-весовой макет после разделения со второй ступенью должен был с помощью собственного двигателя быть выведен на круговую околоземную орбиту. Однако из-за нештатной работы его бортовых систем макет на заданную орбиту не вышел и приводнился в акватории Тихого океана…

«Скиф ДМ» создавался для уничтожения вражеских МБР и спутников.

Так же, вместе с созданием боевых космических станций, советские учёные проводили ряд экспериментов.

Эксперимент «ВП1» был посвящён отработке схемы выведения крупногабаритного космического аппарата по безконтейнерной схеме. В эксперименте «ВП2» проводились исследования условий выведения крупногабаритного аппарата, элементов его конструкции и систем. Экспериментальной проверке принципов построения крупногабаритного и сверхтяжёлого космического аппарата (унифицированный модуль, системы управления, терморегулирования, электропитания, вопросы электромагнитной совместимости) был посвящён эксперимент «ВПЗ». В эксперименте «ВП11» планировалось отработать схему и технологию полёта. Программа геофизических экспериментов «Мираж» была посвящена исследованию влияния продуктов сгорания на верхние слои атмосферы и ионосферы. Эксперимент «Мираж1» («А1») должен был проводиться до высоты 120 километров на этапе выведения; эксперимент «Мираж-2» («А2») — на высотах от 120 до 280 километров при доразгоне; эксперимент «Мираж-3» («A3») — на высотах от 280 до Земли при торможении. Геофизические эксперименты «ГФ-1/1», «ГФ-1/2» и «ГФ-1/3» планировалось проводить при работе двигательной установки аппарата «Скиф-ДМ». Эксперимент «ГФ-1/1» был посвящён генерации искусственных внутренних гравитационных волн[уточнить] верхней атмосферы. Целью эксперимента «ГФ-1/2» было создание искусственного «динамо-эффекта» в земной ионосфере. Наконец, эксперимент «ГФ-1/3» планировался для создания крупномасштабных ионообразований в ионо- и плазмосферах (дыр и дактов)[уточнить]. Для этого «Полюс» оснащался большим количеством (420 килограммов) газовой смеси ксенона с криптоном (42 баллона, каждый емкостью 36 литров) и системой выпуска его в ионосферу.

После проведения экспериментов был получен весь необходимый материал по уточнению нагрузок на орбитальный корабль «Буран» в обеспечение его лётных испытаний. При запуске и автономном полете аппарата были выполнены все четыре прикладных эксперимента («ВП-1», «ВП-2», «ВП-3» и «ВП-11»), а также часть геофизических экспериментов («Мираж-1» и частично «ГФ-1/1» и «ГФ-1/3»).

В заключении по итогам пуска говорилось:

«…Тем самым общие задачи пуска изделия, определённые задачами пуска, утвержденными MOM и УНКС, с учётом „Решения“ от 13 мая 1987 года по ограничению объёма целевых экспериментов, были выполнены по числу решённых задач более чем на 80 %».[4]

ru.wikipedia.org


Смотрите также