Классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза и применяемому способу старта. Сравнение характеристик и примеры действующих РН



Рис. 1.37 - Передвижная башня на рельсовом ходу

Обслуживание проводится с помощью передвижной башни на рельсовом ходу, отводимой перед стартом (рис. 8). Связь ракеты со стартовым сооружением выполняет специальный механизм стыковки. Он имеет сложные электро-, гидро-, пневморазъемы, ответные части которых располагаются на днище центрального блока первой ступени.

1.5 Ракеты сверхтяжелого класса

Ракета-носитель «Энергия»

Ракета-носитель «Энергия» предназначена для выведения космических аппаратов на низкие, а с использованием разгонных блоков на средние, высокие эллиптические и круговые орбиты (в том числе на солнечно-синхронные и стационарные), а также на траектории полета к Луне и планетам Солнечной системы. Ракета-носитель «Энергия» при стартовой массе - 2400 т обеспечивает выведение космических аппаратов массой - 100 т на низкие орбиты искусственного спутника Земли, - 18 т на геостационарную орбиту, 32 т к Луне и - 28 т к Венере и Марсу. Ракета-носитель «Энергия» состоит из четырех кислородно-керосиновых боковых ракетных блоков первой ступени, кислородно-водородного центрального ракетного блока второй ступени и стартово-стыковочного блока.

Стартовая масса, т: 2400 Масса ПГ на круговой орбите Н=200 км, i=50.5° (при использовании энергетики КА для довыведения), т: 96 Рабочий запас топлива - на блоках "А": 1240 - на блоках "Ц": 710 Двигатель блока "А" - тип двигателя: РД170 - количество двигателей на блоке: 1 Двигатель блока "Ц" - тип двигателя: 11Д122 - количество двигателей на блоке: 4 Количество пусков в год: до 6.



Рис. 1.38 - Ракета-носитель «Энергия»

Боковые ракетные блоки созданы на базе первой ступени ракеты-носителя «Зенит». Каждый боковой ракетный блок вмещает 300 т кислородно-керосинового топлива. Конструктивно блок выполнен в виде цилиндра диаметром 3,9 м, в верхней части которого размещен бак кислорода, а в нижней - бак керосина. К верхнему шпангоуту топливного отсека крепится конический обтекатель, внутри которого размещена аппаратура блока. К нижнему шпангоуту топливного отсека крепится хвостовой отсек и четырехкамерный двигатель РД-170 с дожиганием генераторного газа. Тяга двигателя у Земли 7400 кН, в пустоте 8070 кН. Удельный импульс тяги у Земли 3090 Н*с/кг, в пустоте 3370 Н*с/кг. Кратность использования двигателя 10 раз. Двигатель разработан в НПО «Энергомаш» (главный конструктор В. П. Радовский) и представляет собой модификацию двигателя РД-171 первой ступени ракеты-носителя «Зенит».

Космический аппарат «Полюс» (Скиф-ДМ, изделие 17Ф19ДМ) - динамический макет боевой лазерной орбитальной платформы, полезная нагрузка, использовавшаяся во время первого запуска ракеты-носителя «Энергия» в 1987 г.

Рис. 1.38 - Космический аппарат «Полюс»

Масса полностью заправленного блока, т: 780,8 Стартовая масса, т: 776,2 Рабочий запас топлива в том числе - окислитель (жидкий кислород), т: 602,3 - горючее (жидкий водород), т: 100,7 Масса конструкции блока, т: 64,3 Двигатель (разработка КБХА): РД-0120 тяга двигателей - у земли, кН: 4 х 147 - в пустоте, кН: 4 х 196 удельный импульс - у земли, Н*с/кг: 3532 - в пустоте, Н*с/кг: 4547 Двигатель длока "А" - тип двигателя: РД-171 - количество двигателей на блоке: 1 Двигатель длока "Ц" - тип двигателя: РД-0120 - количество двигателей на блоке: 4 Количество пусков в год: до 6.



Рис. 1.39 - Блок "Ц"

В качестве полезного груза ракеты-носителя «Энергия» используется многоразовый орбитальный корабль «Буран» или же орбитальные блоки общей массой 100 т. Корабль «Буран» (или орбитальный блок) крепится к центральному ракетному блоку. Конструктивно орбитальный блок совмещает функции силового каркаса и аэродинамического обтекателя с размещенным внутри космическим аппаратом и разгонным блоком. После прохождения плотных слоев атмосферы осуществляется сброс части конструкции, выполняющей функции аэродинамического обтекателя.

Рис. 1.40 - Принципиальная схема двигателя РД-0120: 1 - Бустерный насос окислителя; 2 - Насос окислителя; 3 - Бустерный насос горючего; 4 - Насос горючего; 5 - Турбина; 6 - Газогенератор; 7 - Запальник; 8 - Клапан "О" газогенератора; 9 - Запальник; 10 - Клапан "Г" газогенератора; 11 - Клапан "О" газогенератора; 12 - Камера сгорания; 13 - Клапан "Г" камеры сгорания; 14 - Узел качания; 15 - Клапан "О" камеры сгорания; 16 - Теплообменник; 17 - Дроссель; 18 - Регулятор расхода

Рис. 1.41 - Двигатель рд-0120 2й ступени РН "Энергия"



Рис. 1.42 - Возможные варианты компоновки РН "Энергия" различными разгонными блоками (РБ)

На базе ракеты-носителя «Энергия» разработан проект ракеты-носителя тяжелого класса «Энергия-М», которая при стартовой массе 1050 т обеспечивает выведение космических аппаратов массой до 34 т на низкие орбиты искусственного спутника Земли и массой 3,0-7,0 т (в зависимости от модификации разгонного блока) на геостационарную орбиту. «Энергия-М» состоит из кислородно-керосиновых ракетных блоков первой ступени, кислородно-водородного центрального блока второй ступени и стартово-стыковоч-ного блока.

В состав ракеты-носителя «Энергия-М» входит разгонный блок, использующий кислородно-керосиновое и кислородно-водородное топливо.

Рис. 1.43 - Ракета-носитель "Энергия-м"



Ракета-носитель «Сатурн 5»

Рис. 1.44 - РН «Сатурн-5»

«Сатурн-5» (англ. Saturn V) - американская трехступенчатая ракета-носитель. Самая мощная из созданных ракет, по состоянию на первое десятиление 21-го века. Сконструирована в 1960-х годах для задач программы «Аполлон»: высадки людей на Луну. Ракета предназначалась для реализации однопусковой схемы, когда к Луне одним пуском отправляются все корабли, необходимые для лунной экспедиции. Ракета одновременно отправляла к Луне орбитальный корабль, крепившийся черезадаптер лунного модуля к ее третьей ступени, и лунный модуль, располагавшийся внутри адаптера.

В двухступенчатом варианте «Сатурн-5» использовался (один раз) для вывода на орбиту первой американской орбитальной станции «Скайлэб».

Полезный груз «Сатурна-5» состоит из двух частей: орбитального корабля и лунного модуля. Орбитальный корабль крепится «головой вперед» к третьей ступени с помощью длинного переходника - так называемого адаптера. Лунный модуль располагается «головой вперед» внутри адаптера и крепится к его нижней части. Поверх командного модуля орбитального корабля устанавливается защитный колпак с системой автоматического спасения (САС). Колпак с САС отстреливается вскоре после отделения первой ступени. После выхода на траекторию перелета к Луне орбитальный корабль отделяется от адаптера, после чего верхние панели адаптера раскрываются (начиная с экспедиции «Аполлона-8» панели отстреливались). Орбитальный корабль разворачивается на 180 градусов, стыкуется с лунным модулем и извлекает его из нижней части адаптера, после чего связка кораблей начинает самостоятельный полет.

Ракета-носитель «Н-1»

H-1, H1 - советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса. Разрабатывалась с середины 1960-х годов в ОКБ-1 под руководством Сергея Королёва, а после его смерти - под руководством Василия Мишина.

Первоначально предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой (75 т) орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. С принятием запоздалого решения по включению СССР в т. н. «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.

Тяговооруженность позволяет осуществлять полет при выходе из строя трех двигателей. При этом система синхронизации двигательной установки должна немедленно отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания момента, опрокидывающего ракету. На переднем торцевом шпангоуте фермы устанавливается вторая ступень ракеты. Соединение с хвостовым отсеком производится с помощью 24 разрывных болтов. В полете бак горючего наддувается до давления 0,8 Н*с/кг для обеспечения необходимого давления компонента на входе в насос горючего. Для наддува используется генераторный газ, температура которого снижается путем балластировки горючим в специальном смесителе. Вторая ступень ракеты «Н-1» состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего, ферменного переходника между второй и третьей ступенью. Длина ступени 23 м, масса конструкции второй ступени равна 52,2 т. Двигательная установка состоит из восьми расположенных по кольцу с шагом 45° двигателей 11Д112 с тягой в пустоте 1680 кН каждый.

Удельный импульс тяги двигателя в пустоте равна 3250 Н*с/кг. Двигатели являются высотной модификацией двигателей 11Д111. В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород (1,250 т/м3) и керосин.

Двигатели выполнены по закрытой схеме. Масса каждого двигателя без заливки компонентом равна 1,35 т. Давление в камере сгорания Yок - 80 кг/см2. Подача компонентов турбонасосная. В качестве рабочего тела турбины используются основные компоненты топлива. Запуск двигателей производится пиростартерами, воспламенение топлива - пирозажиганием.

Двигатели 11Д112 установлены неподвижно. Управляющие моменты в плоскости тангажа и рыскания создаются за счет дросселирования и форсирования оппозитных двигателей.



Рис. 1.45 - Ракета-носитель "Н1-Л3"

Управление по каналу тяги крена осуществляется восемью реактивными двигателями малой тяги, расположенными попарно соплами в разные стороны на раме двигательного отсека с шагом в 90°. Для наддува бака горючего используется генераторный газ. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом. Газификация производится в специальном теплообменнике. Бак окислителя второй ступени объемом 300 м3 выполнен в виде сферы диаметром 8,4 м. Конструкция бака аналогична конструкции бака окислителя первой ступени. Бак горючего второй ступени объемом 155 м3выполнен в виде сферы радиусом 3,33 м.



Рис. 1.46 - Принципиальная схема двигателя 11Д58М: 1 - Камера сгорания; 2 - Блок многократного запуска; 3 - Блок подачи окислителя; 4 - Блок подачи горючего; 5 - Блок сопла крена; 6 - Газогенератор; 7 - Турбо насосный агрегат

Рис. 1.47 - Разгонный блок "ДМ": 1 - Приборный отсек; 2 - Бак окислителя (кислорода); 3 - Каркас; 4 - Бак горючего (керосина); 5 - Двигатель 11Д58М; 6 - Рулевой двигатель; 7 - Средний переходник



1.6 Проект ракет-носителей «Ангара»

Рис. 1.48 - Проект РН Ангара

В основу семейства носителей «Ангара» положен универсальный ракетный модуль (УРМ). В его состав входит блок баков окислителя, горючего и двигатель РД-191. Модуль выполнен по схеме «моноблок» с несущими баками. Однокамерный двигатель РД-191, создаваемый в НПО «Энергомаш», работает на компонентах керосин/жидкий кислород. Этот двигатель является вариантом четырехкамерных двигателей РД-170 и РД-171, устанавливавшихся на первых ступенях PH «Энергия» и PH «Зенит-2» соответственно, и двухкамерного двигателя РД-180, созданного для PH «Атлас». Его тяга у земли 1923 кН, в пустоте - 2086 кН, удельный импульс тяги на Земле - 3048 Н*с/кг, в пустоте -3306 Н*с/кг. Для обеспечения управления ракетой-носителем в полете двигатель закрепляется в карданном подвесе. Масса заправки одного универсального ракетного модуля до 127 т, сухая масса - 8,0 т. Длина УРМ составляет 23 м, диаметр - 2,9 м. Эти размеры были выбраны, исходя из имеющейся на Ракетно-космическом заводе технологической оснастки.

Один такой универсальный ракетный модуль является первой ступенью двух типов носителей легкого класса, создаваемых в рамках программы «Ангара». В качестве вторых ступеней на этих двух вариантах PH, условно именуемых «Ангара-1.1» и «Ангара-1.2», используется, соответственно, центральная часть разгонного блока «Бриз-М» и ракетный блок на базе блока «И», создаваемого для ракеты-носителя «Союз-2».

Носитель среднего класса будет образован с помощью добавления двух универсальных модулей (в качестве первой ступени) к ракете-носителю легкого класса «Ангара-1.2».

Носитель тяжелого класса «Ангара-5А» имеет первую ступень, образованную из пяти блоков на основе универсального ракетного модуля. Пять двигателей первой ступени запускаются при старте ракеты одновременно, но впоследствии двигатель центрального блока дросселируется до 30% тяги и к моменту опорожнения боковых модулей сохраняет достаточные запасы топлива для продолжения полета. Опорожнившиеся боковые модули сбрасываются, а центральный модуль переводится на режим полной тяги.



Рис. 1.49 - Космодром Плесецк

Запуски всех типов PH семейства «Ангара» планируются с космодрома Плесецк с максимальным использованием существующих там сооружений технического и стартового комплексов. Головным разработчиком наземных комплексов является КБТМ (генеральный директор и Генеральный конструктор Г.П. Бирюков).

Рис. 1.50 - Кислородно-водородный разгонный блок «КВРБ»



Представляет собой одноступенчатый ускоритель, предназначенный для запусков различных космических аппаратов. Конструкция «КВРБ» позволяет выполнять многочасовой полет в условиях космического пространства и осуществлять многократное включение маршевого двигателя в процессе полета.

Конструкция и характеристики «КВРБ» позволяют использовать его совместно не только с PH «Протон-М», но и с целым рядом существующих и перспективных PH среднего и тяжелого классов «Ангара», «Зенит» и др. Это позволит заметно увеличить энергетические возможности этих носителей по выведению тяжелых полезных нагрузок на высокие энергетические орбиты.

Основные характеристики РБ «КВРБ» Сухая масса, кг 3650 Масса заправляемых компонентов, кг 18200 Стартовая масса, кг до 22000 На блоке «КВРБ» установлен двигатель КВД1МЗ тягой в пустоте 103 кН и удельным импульсом тяги в пустоте 4611 Н*с/кг. Разработан в КБ химического машиностроения имени А. М. Исаева.

Рис. 1.51 - Универсальный кислородно-водородный блок «УКВБ»



Представляет собой ступень ракеты-носителя, оснащенную четырьмя двигателями типа КВД1МЗ, но с однократным запуском в полете. Длительность функционирования «УКВБ» в самостоятельном полете составляет приблизительно 12 мин.

Основные характеристики блока «УКВБ» Сухая масса, кг 7350 Масса заправляемых компонентов, кг 44000 Стартовая масса, кг до 51500



2. Классификация ракет-носителей по применяемому способу старта

2.1 Материковый (наземный) способ старта

Существуют следующие способы старта ракет-носителей:

материковый (наземный («Старт», «Союз», заглубленный и подземный, или шахтный («Днепр», «Рокот»));

водный (на корабле, барже, подводной лодке, платформе) «Зенит 3SL»; подводный «Штиль»

воздушный (с применением различных летательных аппаратов) «Pegasus», «White knight».

Выбор варианта стартового комплекса определяется целевыми задачами, возлагаемыми на космический комплекс, и принимаемыми техническими решениями при его создании. Основополагающее значение для определения облика стартового комплекса имеют технические характеристики пускаемой с него ракеты космического назначения. К основным таким характеристикам относятся:

масса стартующей ракеты космического назначения;

выбранные для РКН компоненты ракетных топлив;

условия транспортировки РКН;

требования по условиям пуска РКН;

технология работ по подготовке к пуску и пуска РКН;

оперативные характеристики нахождения РКН в определенных состояниях готовности к пуску;

способ пуска;

требования по безопасности.



2.1 Материковый (наземный) способ старта

Рис. 2.1 - Зенит-3SLБ на стартовой

Наземный старт - совместный проект России, Украины и США, предусматривающий использование стартового комплекса на космодроме «Байконур» для запусков модернизированных ракет-носителей «Зенит-2SLБ» и «Зенит-3SLБ».

Для реализации проекта образовано совместное российско-украинское предприятие «Международные космические услуги».

Идея коммерческих запусков «Зенитов» с Байконура родилась в КБ «Южное» - тогда проект назывался «Старт из пустыни». Новым проектом предполагалось расширить рамки программы «Морской старт»[3], однако руководство компании Sea Launch долгое время не разделяло этого мнения.

Тем не менее, в процессе реализации проекта «Морской старт», маркетинговые исследования, проведённые компанией Sea Launch выявили, что значительное число запусков космических аппаратов массой до 4 т целесообразней осуществлять не с морской платформы, а с пусковой установки космодрома «Байконур»[1], и 16 января 2004 года президент Sea Launch подписал Соглашение о принципах сотрудничества по «Наземному старту»[3].

Проект «Наземный старт» предполагает максимальное использование заделов по комплексам «Зенит» и «Морской старт», и в ходе подготовки программы были проведены доработки ракеты-носителя «Зенит-2» и разгонного блока «ДМ-SL», а также стартовой площадки, заправочной станции и других объектов наземной инфраструктуры космодрома.

Для запусков используется модернизированный стартовый комплекс "Зенит-СМ" на пл. 45 космодрома Байконур и традиционно задействованная при подготовке "Зенитов" и разгонных блоков инфраструктура космодрома

ракетоноситель старт разгонный блок

Рис. 2.2 - Проект «Наземный старт»



2.2 Морской способ старта

Заказчиком запуска и изготовителем начинки спутников был Берлинский технический университет, Technischen Universitat Berlin. Это был первый в истории коммерческий космический запуск c подвижной (и к тому же подводной) платформы. Как ни удачен был этот эксперимент, сам по себе особых надежд на будущее он не сулил. Современные технологии позволяют отправлять таким способом в космос лишь легкие аппараты весом не более 100 кг. К слову, второй подобный запуск был произведен недавно, 26 мая 2006 года. АПЛ «Екатеринбург» отправила в космос (опять же из Баренцева моря) 86-килограммовый российский исследовательский спутник «Компас-2». Для многотонных телекоммуникационных спутников и космических зондов нужны гораздо более мощные носители, которые не поместятся в пусковой шахте атомного ракетоносца. Куда лучше смонтировать ракетный стартовый стол на искусственном плавучем острове, отправить этот остров на экватор и запускать оттуда тяжелые космические аппараты, в максимальной степени добавляя к ракетной тяге центробежную силу вращения Земли.

Запуск ракеты с полупогружной платформы автоматизирован и управляется дистанционно с борта СКС, стоящего в нескольких километрах (в целях безопасности людей на борту «Одиссея» в этот момент нет). Оттуда же осуществляется контроль телеметрии и управление полетом. Платформа «Одиссей» несет стартовый комплекс со всем вспомогательным оборудованием, обеспечивающим установку ракеты-носителя в вертикальную позицию для запуска и заправку топливом. Полностью смонтированную ракету в порту бази-рования (там же, в Лонг-Биче) грузят на платформу и помещают в специальный ангар с кондицио-нированным воздухом.



Рис. 2.3 - Космодромы и ракеты нашего времени - XXI

Перед запуском мощный транспортер вывозит ракету из ангара и устанавливает вертикально на стартовом столе. На «Одиссее» имеются и цистерны для хранения ракетного горючего и окислителя, и вполне комфортабельные помещения для экипажа и вспомогательного персонала со всеми системами жизнеобеспечения. На верхней палубе расположена вертолетная площадка. Сердце СКС - сборочный цех, который используется исключительно во время стоянки в порту Лонг-Бич. Этот цех предназначен для монтажа ракет и оснащен контрольным оборудованием, позволяющим производить всесторонние испытания любого ракетного блока. На СКС расположен также центр управления ракетными запусками с аппаратурой для приема телеметрии из космоса.

С платформы «Сан-Марко» был дан старт множеству научных спутников, в частности - первой в мире орбитальной рентгеновской обсерватории Uhuru, которой астрофизика обязана ценнейшими открытиями. Но все же максимальная масса этих аппаратов не превышала 200 килограммов. Дело в том, что эта платформа изначально была приспособлена для запуска американских четырехступенчатых твердотопливных ракет семейства Scout, изящных составных «карандашей» диаметром чуть больше метра и длиной в 25-26 метров, для которых такая нагрузка была предельной. «Скауты» без особых трудностей доставляли морем к берегам Кении и перегружали на стартовую платформу, поскольку ни их масса (от 18 до 21 тонн), ни габариты особых проблем не создавали. Последний запуск с «Сан-Марко» состоялся 25 марта 1988 года. Платформа вполне бы могла поработать и подольше (она сертифицирована до 2014 года), да только нужда в ней уже отпала. Запуск легких спутников на низкие орбиты превратился в обычную рутину, и держать для этого плавучую экваториальную платформу стало незачем. Проект более мощного носителя Scout-2 не пошел дальше предварительной проработки, и в 1993 году от него пришлось отказаться. Платформы «Санта-Рита» и «Сан-Марко» законсервировали, и шансы на их использование по прямому назначению весьма и весьма малы. Но в том же году, когда была похоронена программа создания второго семейства «Скаутов», дальновидные люди из Соединенных Штатов Америки и России приступили к обсуждению планов создания нового морского космодрома с неизмеримо большими возможностями, чем у «Сан-Марко». С этих консультаций и начинается история проектирования, строительства и эксплуатации уникального плавучего комплекса «Морской cтарт» (Sea Launch), созданного одноименной международной корпорацией. Он может отправлять в околоземное пространство аппараты весом в несколько тонн, причем не на малые высоты, а на орбиты с апогеем в десятки тысяч километров.

"Морской старт" Sea Launch

Компания «Морской cтарт» (Sea Launch Company, LLC) - международное коммерческое предприятие. Его совладельцы - это американская фирма Boeing Commercial Space Company (дочернее предприятие корпорации Boeing), которой принадлежит 40% уставного капитала), российская Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева (25%), норвежская судостроительная фирма Kvaerner ASA (20%) и два украинских авиакосмических предприятия - производственное объединение «Южмашзавод» (10%) и конструкторское бюро «Южное» имени М.К. Янгеля (5% уставного капитала). В деятельности «Морского старта» в качестве контракторов задействованы и такие прославленные российские фирмы, как ракетный гигант «Конструкторское бюро транспортного машиностроения» и создатель российского подводного флота Центральное конструкторское бюро морской техники «Рубин». Штаб-квартира «Морского старта» расположена в калифорнийском городе Лонг-Бич. Жемчужина в короне «Морского старта» - это самоходная океанская платформа Odyssey. Изначально она предназначалась для бурения нефтяных скважин в Северном море, но на верфи Rosenberg в норвежском городе Ставангере и на стапелях фирмы «Кварнер-Выборг-Верфь» на берегу Финского залива ее модифицировали под космические проекты. 20 июня 1998 года необычайное судно собственным ходом вышло в Балтику, обогнуло Европу, проследовало через Средиземное море и Суэцкий канал и через Индийский и Тихий океаны приплыло в Лонг-Бич. «Одиссей» относится к классу полупогружаемых судов. Конечно, он не плавает под водой - и не по силам, и не нужно. Однако перед каждым «рабочим сеансом» плавучий космодром набирает в особые емкости забортную воду и оседает вглубь - для максимальной устойчивости во время старта ракеты. При этом осадка увеличивается весьма значительно, от 7,5 м до 21 м. После запуска воду выкачивают, и платформа вновь приподнимается над поверхностью океана на гигантских поплавках-понтонах. На ходу «Одиссей» весит 30 000 т, в полупогруженном положении - 50 600 т. Помимо 2 водоизмещений платформа имеет и 2 длины - 133 м, если считать по понтонам, и 78 м, если измерять протяженность лишь одной главной палубы. Дизельные двигатели обеспечивают «Одиссею» ход со скоростью до 22 км/ч.



Рис. 2.4 - «Морской cтарт» - детище постсоветской эпохи. Переговоры о создании космодрома начались летом 1993 г.

В состав флотилии «Морского старта» входит и корабль Sea Launch Commander - «сборочно-командное судно» (СКС). В декабре 1996 года он сошел со стапелей верфи Govan в Глазго и отправился для доводки на Канонерский судоремонтный завод в Санкт-Петербург. 12 июня 1998 года он вышел в море, пересек Атлантику и через Панамский канал проследовал в Калифорнию. Его водоизмещение свыше 34 000 т, длина - 203 м, ширина - 32 м, рабочие и жилые помещения для 240 человек. Для запуска спутников «Морской старт» использует ракетный комплекс «Зенит-3SL». Он состоит из двухступенчатой украинской ракеты «Зенит-2S», разгонного блока ДМ-SL и грузового блока, где размещена полезная нагрузка. Ракета может вывести на орбиту с большим апогеем до шести тонн груза. Работает она на керосине и жидком кислороде, поэтому если и загрязняет атмосферу, то лишь углекислым газом. Стартовая масса ракеты - 444 т, длина - 43 м. 19-тонный разгонный блок почти пятиметровой длины сконструирован «Энергией» и изготовлен на российских заводах. Грузовой отсек комплекса - детище американского партнера, фирмы Boeing Commercial Space Company. Он способен нести один или два космических аппарата, в первом случае его общая длина составляет 11 м, во втором - 16 м. Обтекатель отсека изготовлен из специального углеродного композита и обеспечивает надежную термическую защиту. Все запуски проходят по стандартной схеме. «В порту Лонг-Бич полностью собранную ракету-носитель вместе с разгонным блоком и спутником в грузовом отсеке устанавливают в вертикальном положении на стартовом столе платформы «Одиссей» для последней проверки всех узлов и линий связи. Затем транспортер отвозит ее в ангар, и на следующий день «Одиссей» отправляется в район старта, расположенный в Тихом океане неподалеку от острова Рождества, причем, в отличие от позиции платформы «Сан-Марко», точно на экваторе, 0 градусов широты, 154 градуса западной долготы, - рассказывает президент компании «Морской старт» Роберт Пекхэм. - Через 3-4 дня туда же уходит и СКС Sea Launch Commander. Они встречаются в рабочей зоне за 5-6 дней до старта, встают рядом и соединяются подъемным мостом, по которому можно перейти с одного судна на другое. После завершения процедуры установки ракеты на стартовом столе мост убирают, суда отходят друг от друга, а оставшийся персонал вывозят вертолетом. Часов за пять до старта, к началу заправки ракеты-носителя горючим и окислителем, на платформе не остается ни единого человека, и все последующие операции проводят автоматически с помощью дистанционного управления. Ну а потом наступает момент запуска, после которого корабли возвращаются в Лонг-Бич, где готовятся к началу новой миссии».

Рис. 2.5 - Подъем ракеты-носителя «Зенит» в вертикальное стартовое положение



Рис. 2.6 - Отсек для полезной нагрузки с уже загруженным в него спутником PAS-9

Ракета-носитель «Зенит-2S» не разгоняет верхние ступени до первой космической скорости, а выводит их на суборбитальную параболическую траекторию. Для вывода в космос необходимо дополнительное ускорение, которое создает разгонный блок; его маршевый двигатель срабатывает или один раз, или дважды и выводит грузовой блок на промежуточную орбиту, параметры которой определяет заказчик. Там космический аппарат расстыковывается с грузовым блоком, включает собственный ракетный двигатель и уходит на окончательную орбиту, где и начинает работать. До сих пор корпорация «Морской старт» запускала исключительно спутники связи, хотя в принципе способна выполнять и другие заказы. Расположение платформы «Одиссей» на нулевой широте предоставляет два очевидных преимущества. С одной стороны, оно, как уже было сказано, позволяет в максимальной степени воспользоваться вращением Земли, с другой - автоматически обеспечивает вывод ракеты-носителя на траектории, лежащие в плоскости экватора. Именно в этой плоскости лежат круговые геостационарные орбиты искусственных спутников (при этом спутник совершает полный оборот вокруг Земли в течение суток и постоянно «висит» над одной и той же точкой земной поверхности).

Роберт Пекхэм также подчеркнул, что на международном космическом рынке корпорация Sea Launch уже завоевала прочное место и хорошую репутацию. «Мы стали одним из ведущих мировых поставщиков коммерческих запусков, так что нас ждет превосходное будущее. Все партнеры нашей корпорации отлично сработались друг с другом и объединили свои знания и опыт. Я думаю, что достижение такой интеграции и было ключевой задачей компании, а ее успешное решение стало нашим основным успехом».

2.3 Воздушный способ старта

Воздушный старт - способ запуска ракет или самолётов с высоты нескольких километров, куда доставляется запускаемый аппарат. Средством доставки чаще всего служит другой самолёт, но может выступать и воздушный шар или дирижабль. Наиболее часто данный способ в настоящее время используется для запуска аппаратов по суборбитальной траектории, либо для вывода спутников на околоземную орбиту в системах, состоящих из самолёта-носителя и ракеты-ноcителя (РН) или крылатых авиационно-космических системах (АКС). Проект авиационного ракетно-космического комплекса (АРКК) «Воздушный старт» был начат еще десять лет назад, в 1997 г., компанией «Компомаш». В 1999 г. для его реализации была создана корпорация «Воздупшый старт», учредителями которого стали авиакомпания «Полет», ракетно-космическая корпорация (РКК) «Энергия» и Конструкторское бюро химической автоматики (КБХА). В кооперацию также вошли ГНПРКЦ «Ц СКБ - Прогресс » и ряд других предприятий. Головным разработчиком ракеты-носителя, получившей название «Полет» стала РКК «Энергия».



Рис. 2.7 - «Пегас» - первый реализованный проект воздушного старта космического назначения

Первоначально на ракете воздушного пуска планировалось применение топлива на основе жидкого кислорода (ЖК) и сжиженного природного газа (СПГ), но к 2000 г. было принято решение использовать более традиционную пару «ЖК - керосин».

Рис. 2.8 - РН АРКК «Воздушный старт»



Отличительными чертами комплекса «Воздушный старт» является воздушный запуск РН путем ее десантирования из грузового отсека самолета-носителя. Преимуществами проекта по сравнению с существующими ракетами-носителями традиционного наземного старта являются, прежде всего, высокие удельно-массовые характеристики ракеты (в части выводимого полезного груза) при относительно низких затратах на создание и эксплуатацию: отсутствует необходимость строительства дорогостоящих наземных стартовых комплексов, выбор трассы запуска более свободен, а поля падения отделяемых частей носителя сокращены и могут находится вне зон проживания или народно-хозяйственной деятельности (например, в море или в пустыне). К тому же, пуск с самолета-носителя позволяет улучшить энергетические возможности комплекса за счет старта с ненулевой начальной скоростью, а также за счет значительного снижения аэродинамических потерь и потерь на нерасчетную работу двигателей ракеты.

Основные данные ракеты-носителя АРКК «Воздушный старт»

Длина ракеты, м	36
Диаметр 1-й и 2-й ступеней, м	2,66
Диаметр головного обтекателя, м	2,7
Десантируемая масса, т	103
Стартовая масса, т	102,3
Масса выводимой полезной нагрузки, кг:
- на опорную полярную орбиту Н=200 км	3000
- на геопереходную орбиту	1600
- на геостационарную орбиту	800
Время выведения на ГС0( ч	7
Двигательная установка:
- 1-я ступень	НК-43М
- 2-я ступень	РД-0124
- разгонный блок (КРБ)	РД-0158



Рис. 2.9 - Схема пуска РН «Воздушный старт»

Рис. 2.10 - Траектория движения СН (горка)

Рис. 2.11 - Схема взаимного расположения ступени в непосредственной близости после расцепления замков крепления



Рис. 2.12 - Самолет-носитель Ан-124-100 «Руслан»

Двухступенчатая ракета-носитель «Полет» системы «Воздушный старт» (рис. 2.12) создается с использованием передовых ракетных технологий, созданных в России по программе пилотируемой ракеты-носителя «Союз» и подтвердивших высокую надежность и безопасность

Ракета-носитель «Полет» использует экологически безопасные компоненты ракетного топлива «жидкий кислород + керосин».

На первой ступени используется модифицированный жидкостной ракетный двигатель НК-43 (НК-33-1), созданный для лунной ракеты-носителя Н-1 и отработанный до надежности 0,998. В качестве второй ступени ракеты-носителя «Полет» используется третья ступень ракеты-носителя «Союз-2» с усовершенствованным ракетным двигателем РД-0124.



Рис. 2.13 - Ракета-носитель «Полет»



Рис. 2.14 - Коммерческий космопорт системы «Воздушный старт»

Схема функционирования системы «Воздушный старт»

Этапы функционирования системы «Воздушный старт» приведены на рис. 6 и начинаются с загрузки ракеты-носителя с космическим разгонным блоком, размещенными в пусковом контейнере и прошедшими полный цикл проверок, в грузовой отсек самолета-носителя на аэродроме «Безымянка» в городе Самара (Россия) вблизи завода-изготовителя «Прогресс».



Рис. 2.15 - Схема функционирования системы «Воздушный старт»



Выводы

В данной работе была представлена классификация ракет-носителей по массе выводимого полезного груза. Согласно этой классификации, ракеты носители (РН) подразделяются на такие классы, как РН сверхлегкого, лёгкого, среднего, тяжёлого и сверхтяжёлого классов. Были представлены в виде примеров ракеты-носители различных классов, их основные характеристики, графики их энергетических возможностей при выведении на различные орбиты. Также представлена классификация по способу старта. Существует наземный, надводный, шахтный и подводный способы старта. Дана характеристика по каждому из способов и приведены примеры действующих в настоящее время ракет-носителей.



Список использованных источников

1. Космонавтика. Энциклопедия. - М.: изд-во «Сов. энциклопедия», 1985. - 527 с.

2. Инженерный справочник по космической техники. Под ред. А.В. Солодова. - М.: Воениздат, 1977. - 430 с.

3. Александров В.А., Владимиров В.В. и др. Ракеты-носители. - М: Воениздат, 1981. - 351 с.

4. www.wikipedia.com

5. www.novosti-kosmonavtiki.ru

6. www.yuzhnoye.com/

7. www.buran.ru

8. www.space.com.ua

9. http://www.arkos.kharkov.ua/sumbr.php

10. http://www.nkau.gov.ua/

11. http://claw.ru/a-kosmos/

12. http://www.sea-launch.com/

13. http://centaur.sstl.co.uk/

14. http://russpace.ucoz.ru

15. http://galspace.spb.ru

Размещено на Allbest.ru