В 2000 году корпорация E’Prime Aerospace (ЕРАС) представила легкую ракету-носитель Eagle и объявила о начале финансовых переговоров с потенциальными заказчиками. ЕРАС предполагает создать серию РН для вывода на орбиту полезных грузов — от небольших КА до тяжелых платформ массой 9 т.

Корпорация ЕРАС в 1987 г. подписала соглашение с ВВС США, разрешающее использование технологии твердотопливных ступеней межконтинентальной баллистической ракеты МХ Peacekeeper.

РН МХ Peacekeeper имеет неплохую статистику — более 40 успешных пусков без единой аварии.

Продолжая традиции создания коммерческих РН на основе баллистических ракет ВВС, корпорация E’Prime Aerospace начала разработку серии модульных РН, базирующихся на твердотопливных нижних ступенях и жидкостной верхней ступени МБР-прототипа.

В отличие от других РН на базе двигателей первой ступени МБР МХ Peacekeeper и взлетающих со стартового стола, таких как РН Athena или Taurus, ЕРАС предлагала запускать легкие РН непосредственно из контейнера, вытолкнув РН на высоту 60 м парогазогенератором, с последующим зажиганием двигателя первой ступени РН. Метод «холодного запуска» увеличивал грузоподъемность РН примерно на 10% и позволял обойтись без дорогостоящего ремонта стартового комплекса.

Более тяжелые РН этой серии должны были запускаться традиционно, с наземных стартов, которые корпорация E’Prime Aerospace предполагала построить на о. Кодьяк (шт. Аляска), в Космическом центре Кеннеди (шт. Флорида) и на экваториальном о. Вознесения, принадлежащем Великобритании.

Семейство РН разработки корпорации E’Prime Aerospace (слева направо РН Eaglet, Eagle, S-1, S-2, S-3, S-4, S-5, S-6, S-7)

Горизонтальную сборку РН из модулей и интеграцию с КА могла в течение трех дней осуществить бригада из 10 человек. Матчасть должны были поставлять те же компании, которые отвечали за изготовление МБР Peacekeeper.

Баки верхней ступени РН могли быть заполнены топливом и ампулизиро-ваны на заводе-изготовителе, На стартовом комплексе не предусматривалось никаких операций, связанных с заправкой РН.

На базе ступени разделения боеголовок МБР МХ Peacekeeper разрабатывались два блока с ЖРД: унифицированный модуль доставки КА USTM (Unified Satellite Transfer Module) и вспомогательный блок PASS (Payload Assist SubSystem). Первый — единый отсек системы управления, оснащенный установленным в карданном подвесе ЖРД, включаемым в апогее траектории или для коррекции орбиты; второй — просто двигательная установка с ЖРД.

Комбинация двух вторых ступеней МБР МХ Peacekeeper и блока USTM могла вывести на орбиту КА массой 1361 кг на низкую околоземную орбиту при стоимости пуска в 10 млн. долл., первая и вторая ступени МБР МХ Peacekeeper и блок USTM — 2948 кг при стоимости 20 млн. долл., а трехступенчатая РН (две первые и вторая ступени от МБР МХ Peacekeeper) — плюс блоки USTM и РASS — была способна доставить 2062 кг на геопереходную орбиту при стоимости 30 млн. долл.

Межконтинентальная баллистическая ракета Peacekeeper

Однако, в 1990 г. двигатель первой ступени МБР МХ Peacekeeper попал под действие Договора обограничении вооружений ОСВ-2.

В результате корпорация E’Prime Aerospace не могла приступить к отработке двигателя. В течение девяти лет дело ограничивалось чертежами.

К 1998 г. удалось существенно улучшить исходную технологию и вывести РН из-под действия Договора ОСВ-2. Усовершенствования включали замену кевларовых корпусов двигателей на графитовые.

С приходом эры новых глобальных систем связи корпорация E’Prime Aerospace воспрянула духом: по параметрам «стоимость/эффективность» серия РН Eagle вполне удовлетворяла коммерческих заказчиков. Предполагалось, что основной стартовой площадкой для этой серии РН будет о. Вознесения, а полярные миссии могли бы выполняться с авиабазы ВВС Ванденберг.

В настоящее время проект не реализован.

Всегда мечтали увидеть космос? Тогда спешу Вам сообщить, что покинуть атмосферу нашей планеты могут не только мощные ракеты-носители, но и, к примеру, метеозонд, наполненный гелием. В качестве метеозонда сгодится обычный воздушный шар из плотной резины, а баллон с гелием купить Вы сможете по самой выгодной для себя цене в компании «Гелийторг»!

Узнайте подробности на geliytorg.ru.

Американский истребитель McDonnelL Douglas F-15

В США подобная система разрабатывалась по программе ASAT: истребитель McDonnelL Douglas F-15 работая в качестве первой ступени, «выскакивал» на динамический потолок и запускал двухступенчатую твердотопливную РН.

ОКБ имени А.И. Микояна с 1997 г. проводит разработку системы выведения КА на околоземные орбиты помощью переоборудованного самолета МиГ-31. Коммерческий проект был предложен в 1998 г. В основу положен опыт, накопленный ОКБ в результате экспериментов по созданию истребителя МиГ-31Д. Коммерческая РН РН-С грузоподъемностью 40-200 кг будет запускаться с истребителя на высоте порядка 17000 м при скорости 3000 км/ч. РН должна разрабатываться ОКБ «Вымпел», специализирующимся на создании управляемых ракет класса «воздух-воздух». Первый опытный запуск РН ожидался в 1999-2000 гг. МАПО-МИГ надеялось получить поддержку руководства российской авиационно-космической отрасли, поскольку мир заинтересован в создании небольших КА массой 40-50 кг.

Число микроспутников действительно велико, однако их стоимостная доля на рынке запусков ничтожна. Не зря, наверное, большинство производителей легких РН ориентируется все-таки на несколько большую грузоподъемность (свыше 200 кг).

Модель системы «Ишим»

С точки зрения ряда экспертов, к мнению которых прислушиваются разработчики системы «Ишим», проект выглядел очень перспективным в силу растущего спроса мирового рынка на подобные запуски. В ближайшие полтора-два десятка лет на вывод в космос малых КА инвесторы потратят в общей сложности 1,5-2,0 млрд. долл.

Однако эти заявления выглядят излишне оптимистичными — как с позиции стоимости рынка, так и с точки зрения возможностей системы «Ишим». Действительно, при общей предполагаемой емкости рынка около l00 млн. долл. в год и удельных затратах на запуск в 10 тыс. долл./кг ежегодный грузооборот на орбиту — l О тыс. кг. Приняв максимальную грузоподъемность системы «Ишим» в 160 кг за запуск, чтобы охватить такой рынок, придется на протяжении довольно большого периода проводить более 62 пусков в год. Возможность создания РН с такой массой полезного груза, которая может быть запущена с МиГ-З1Д весьма проблематична; во всяком случае, ее стартовая масса оценивается не менее 9500 кг, что превышает предел сосредоточенной нагрузки, которую можно подвешивать на подфюзеляжный пилон самолета-носителя. Даже используя оба имеющихся самолета МиГ-3 1ДМ, самолетам-носителям придется совершать по два-три полета в месяц, а это весьма насыщенная программа полетов.

РН Pegasus XL

Возможность технической реализации легкой (до 5000 кг) полностью твердотопливной РН воздушного запуска (старт на высоте 22000 м при скорости 488 м/с) с самолета МиГ-З1М представлена по аналогии с американской крылатой РН Pegasus XL.

Перспективный авиационно-ракетный космический комплекс «Ишим», создаваемый на базе самолета МиГ-31Д, впервые был представлен в феврале 2006 г. в Сингапуре во время работы 13 Международного авиакосмического салона Asian Aerospace 2006.

АРКК «Ишим» включает два авиационных носителя, получивших обозначение МиГ-31И, трехступенчатую РН, устанавливаемую на специальной обтекаемой подвеске между гондолами двигателей, а также воздушно-измерительный комплекс на базе самолета Ил-76МД.

Взлетная масса самолета МиГ-31И с РН составляет 50 т, дальность полета до точки пуска — 600 км, высота точки пуска — от 15 до 18 км, скорость в точке пуска — 2120-2230 км/ч.

Общий вид самолета-носителя МиГ-31И

АРКК «Ишим» позволяет выводить на круговую орбиту высотой 300 км и наклонением 46° полезный груз массой до 160 кг, а на орбиту высотой 600 км — до 120 кг.

Параметры орбиты выведения могут меняться в широких пределах, включая высокие эллиптические, гелиосинхронные, экваториальные, полярные, наклонением до 115° и т.д. Предлагается использование комплекса с территории государства-заказчика при базировании самолета на аэродроме первого класса.

Комплекс «Ишим» создается в кооперации с РСК «МиГ» (разработчик самолета-носителя) и Московским институтом теплотехники (МИТ; разработчик РН).

Полет твердотопливной ракеты «Старт-1»

РН комплекса «Ишим» иногда называют «уменьшенной в масштабе копией РН наземного базирования «Старт-1».

Представляется, что такое сравнение не совсем точно.

Стартовая масса РН комплекса «Ишим» составляет 10,3 т, длина — 10,76 м, диаметр — 1,34 м, длина отсека полезного груза — 1,4 м, диаметр — 0,94 м.

Стартовая масса РН «Старт-1» — 47 т, длина — 22,7 м, максимальный диаметр -1,8 м.

РН «Старт-1» способна выводить с космодромов Плесецк и Свободный КА массой 535-458 кг на низкие круговые и солнечно-синхронные орбиты высотой 200-1000 км.

Не знаете что подарить своей близкой знакомой, главное увлечение которой — драгоценные украшения? В таком случае шкатулки Жардин дете стунут лучшими подарками, потому что они как раз таки и предназначены для хранения ювелирных украшений.

Подробности на stopodarkov.ru.

Общий вид РН Kistler К-1

Американская частная корпорация Kistler Aerospace разработала на коммерческой основе полностью многоразовую РН К-1 для доставки КА на низкие околоземные орбиты.

Небольшой флот беспилотных двухступенчатых РН, оснащенных ЖРД российского производства (самарские двигатели НК-33 и НК-31 ), должен был, по замыслу разработчиков, обеспечить дешевую альтернативу современным и перспективным одноразовым РН.

К середине 1998 г. были изготовлены основные агрегаты и блоки первой РН К-1. Полным ходом шли испытания важнейших компонентов, таких как двигательные установки, системы управления и парашютного спасения ступеней. Планировалось уже к середине 1999 г. начать регулярную эксплуатацию

этой РН.

Затем грянул «Азиатский экономический кризис» лета 1998 г. Главные финансовые «доноры» Kistler Aerospace заявили, что не могут более в полной мере финансировать программу и, прежде всего, строительство космодрома в Вумере (Австралия) и комплекса для начала летных испытаний в Неваде (США). Срочные усилия найти другие источники финансирования результатов не принесли. Сообщения о Kistler Aerospace исчезли.

РН Kistler К-1 на стартовом комплексе

Представители фирм Lockheed Martin и Boeing дали понять, что руководство корпораций-гигантов отнюдь не заинтересовано в появлении конкурентов для нового поколения одноразовых РН, разрабатываемых ими.

По мнению ряда отечественных специалистов, при разработке планов развертывания флота многоразовых РН К-1 был допущен ряд серьезных ошибок, связанных с недооценкой макроэкономических факторов в мире и, соответственно, переоценкой той части рынка, на которую позарились «кистлеровцы». Ниша в 4,5 т на низкой околоземной орбите оказалась не слишком велика.

Хотите стать космонавтам и отправиться в космос на сверхмощном корейском ракетоносителе? Тогда Вам следует прямо сейчас пройти профосмотр, тем более, что в медицинском центре «Московский» он обойдется Вам в сущие копейки!

Момент взлета РН Naro-1

10.06.2010 года с пусковой установки Космического центра Наро (о. Верародо) специалисты Корейского института аэрокосмических исследований КАШ (Korean Aerospace Research Institute) при участии российских инженеров осуществили второй пуск РН KSLV-1 (Naro-1) для продолжения его летных испытаний.

Однокамерный жидкостный ракетный двигатель РД-191

10 июня погодные условия благоприятствовали старту. В расчетное время включился двигатель РД-191 первой ступени РН. Через 3,8 с он набрал тягу 142 те — и РН оторвалась от стартового стола. В течение первых 20 с полета РН выполнила энергичный «кивок» — маневр увода от стартового комплекса. Набрав высоту 900 м, РН легла на курс. Все шло нормально — в соответствии с расчетной циклограммой. Наземные средства — радары и высокоскоростные видеокамеры — фиксировали устойчивый полет и обеспечивали сбор данных.

В первые две минуты после старта не было заметно признаков каких-либо проблем. Первым тревожным сигналом стало то, что в положенное время не прошла информация об отсечке двигателя первой ступени РН и разделении. Спустя 13 минут после старта появилось сообщение о потере связи с РН, а еще через некоторое время корейцы официально подтвердили, что поступление телеметрической информации прекратилось на 137-й секунде полета.

При дальности 87 км от стартового комплекса связь с РН была потеряна. Большая часть обломков ракеты и КА упала на расстоянии примерно 400-470 км от старта и оказалась на дне на глубине 200-400 м. Таким образом, вторая попытка Южной Кореи стать космической державой потерпела фиаско.

Рассматривались различные версии аварии. В частности, телеметрия зафиксировала повышенной уровень вибраций и другие «аномалии» в межступенном переходнике, где размещается двигатель второй ступени РН. Установленные на корейской ступени РН видеокамеры также зафиксировали некую вспышку внутри межступенного отсека. Эти данные легли в основу версии самопроизвольного преждевременного запуска второй ступени РН, который и привел ее к взрыву, а РН — к разрушению.

Такая гипотеза тем более вероятна, что телеметрическая информация, передаваемая аппаратурой приборного отсека второй ступени РН, перестала поступать сразу вся и внезапно, что можно объяснить прекращением подачи электроэнергии или разрушением радиопередающей аппаратуры. В случае аварии первой ступени РН (пожар или взрыв двигателя, разгерметизация баков или даже нештатное разделение ступеней РН), телеметрия, пусть и не вся, продолжала бы поступать еще некоторое время.

По условиям договоренностей, российская сторона обязана предоставить южнокорейской третий экземпляр первой ступени РН в случае хотя бы одной неудачи в первых двух пусках.

Транспортировка РН KSLV-1 к стартовой площадке

По данным южнокорейских источников на проект РН KSLV-1 израсходовано более 401 млн. долл., из которых Центр Хруничева получил около половины.

В настоящее время Южная Корея намерена осуществить третий пуск РН KSLV-1 (Naro-1). Несмотря на последние неудачи, Сеул продолжает разработку и полностью отечественной РН, которая в 2020 г. сможет доставить в космос КА массой 1,5 т.

Южная Корея ставит перед собой цель благодаря запуску корейской космической РН KSLV-1 стать девятым государством в мире, которое запустит в космос КА.

В рамках дальнейшего сотрудничества для запуска более тяжелых космических аппаратов предполагается создать РН KSLV-II и KSLV-III.

Компьютерная модель KSLV-II

РН KSLV-II — двухступенчатая РН, обе ступени РН российской разработки и работают на жидком топливе. Грузоподъемность РН KSLV-П около одной тонны.

Для первой ступени РН KSLV-П НПО «Энергомаш» будет поставлять маршевый двигатель тягой 80 т, аналогичный двигателю РД-107. Если корейская сторона изъявит желание использовать российский двигатель и для второй ступени РН KSLV-II, то НПО готово предоставить партнерам двигатель тягой около 30 т.

РН KSLV-III — это уже трехступенчатая РН, способная выводить многоцелевую космическую нагрузку на солнечно-синхронную орбиту. Первый пуск этой РН запланирован на 2017 год. Первая и вторая ступени РН жидкостные, российской разработки, третья — твердотопливная, южнокорейская.

Однако, по ряду сообщений, Южная Корея намерена разработать новую РН KSLV- II длиной 50 м на основе национальных технических решений. Уже практически завершена разработка двигателя тягой 30 т, и начаты предварительные исследования особенностей создания двигателя тягой 75 т.

Верхняя ступень (первая) Delta III

Криогенная вторая ступень для РН Delta III была сконструирована заново. Бак жидкого водорода для нее, также как бак горючего (керосин) первой ступени новой формы изготовлен японской фирмой Mitsubishi Heavy Industries. Фирма Boeing изготовила бак кислорода и новый головной обтекатель увеличенного объема диаметром 4 м в г. Хантингтон Бич, шт. Калифорния.

Комплекс усовершенствований, включающий вторую ступень РН с кислородно-водородным двигателем RL-10B-2 фирмы Pratt & Whitney (г. Уэст 1алм Бич, шт. Флорида) и увеличенные на 25% стартовые ускорители, позволил довести массу КА на низкой околоземной орбите до 8292 кг и до 6810 кг на переходной к геостационарной.

Французская компания SEP из г. Сюресне (Suresnes) изготовила углерод-углеродные раздвижные сопловые насадки для двигателя RL-10B-2. Телескопическое сопло массой 100 кг со степенью расширения 285 позволило увеличить удельный импульс на 15,5 единиц по сравнению с ныне используемым вариантом двигателя RL-10А-4.

PH Delta III на стартовой площадке

Главными отличиями РН Delta III от РН Delta II являются:

1. Новая криогенная (жидкий кислород — жидкий водород) вторая ступень РН с однокамерным ЖРД RL-10B-2 производства Pratt & Whitney. Эта ступень РН отличается от двухдвигательной ракеты Centaur, используемой в качестве верхней ступени на РН Atlas 2 и Titan 4 более совершенным двигателем и жесткими баками, в которых не нужно постоянно поддерживать избыточное давление, чтобы сохранять их форму. При этом использовались раздельные (а не совмещенные, как у РБ Centaur) баки окислителя и горючего.

2. Увеличенный бак горючего, поставленный японской корпорацией Mitsubishi Heavy Industry диаметром 4 м на первой ступени РН (бак окислителя сохраняет существующий диаметр 2,44 м), позволивший уменьшить длину ступени РН, снизив проблемы устойчивости и управляемости «длинной» РН.

3. Новый композитный головной обтекатель диаметром 4 м. Полезный груз передается на РН в головном обтекателе и устанавливается на РН непосредственно на стартовом столе.

4. Новые стартовые твердотопливные ускорители компании Alliant Techsystems, Inc. На трех ускорителях из девяти установлена система управления вектором тяги.

5. Новая интегрированная система управления полетом с элементами избыточности RIFCA (Redundant Inertial Flight Control Assembly) производства L-3 Communications Space & Navigation (бывшая AlliedSignal Aerospace).

РН Delta III: 1- головной обтекатель; 2- отсек полезного груза; 3 — плоскость отделения полезного груза; 4 — переходник крепления полезного груза к ступени РН; 5 — система отделения головного обтекателя; 6 — сборочно-монтажное кольцо полезного груза; 7 — передняя юбка второй ступени РН; 8 — бак жидкого водорода; 9- передняя межбаковая юбка; 10 — система разделения первой и второй ступеней РН; 11 — межбаковая ферма; 12 — бак жидкого кислорода; 13- система крепления оборудования второй ступени РН; 14 — межступенной переходник; 15 — двигатель второй ступени РН; 16 — сопло двигателя второй ступени РН (в сложенном положении); 17 — система крепления оборудования первой ступени РН; 18 — передняя юбка первой ступени РН; 19 — бак горючего (керосин RP-1) первой ступени РН; 20 — межбаковый конус; 21 — бак окислителя (жидкий кислород); 22 — твердотопливные стартовые ускорители (три имеют фиксированные «земные» сопла, три — качающиеся «земные» сопла с системой управления вектором тяги и три — высотные неподвижные сопла); 23 — юбка бака окислителя; 24 — отсек двигателя; 25 — двигатель первой ступени РН

РН Delta II имеет четыре стартовых твердотопливных ускорителя GEM-40, запускаемых одновременно. Стартовая тяга одного стартового твердотопливного ускорителя составляет 50 те при удельном импульсе 274 с и длительности работы 63 с.

Первая ступень РН Delta II оснащена кислородно-керосиновым ЖРД RS-27A тягой 107,5 те в вакууме при удельном импульсе 302 с.

Вторая ступень РН Delta II снабжена двигателем AJ-10-118K-ITIP, работающим на топливе «азотный тетроксид — аэрозин-50» и развивающим тягу 4,5 те при удельном импульсе 319 с.

РН Delta II конфигурации 7320-10 содержит три стартовых твердотопливных ускорителя и головной обтекатель диаметром 3,05 м. Такая РН относится к «полусредней» (Med-Lite) по грузоподъемности по классификации NASA.

РН Delta II конфигурации 7326-9.5 содержит три стартовых твердотопливных ускорителя GEM-40) компании Boeing Space Systems.

РН Delta II в конфигурации 7420-10 — без третьей ступени, с четырьмя стартовыми твердотопливными ускорителями снабжена головным обтекателем диаметром 3,05 м, выполненным из композитного материала.

РН Delta II в конфигурации 7425-10 содержит четыре стартовых твердотопливных ускорителя (вместо девяти в стандартной конфигурации 7925) и снабжена головным обтекателем диаметром 3,05 м.

PH Delta II на стартовой площадке

РН Delta II в конфигурации 7920-10L – это двухступенчатая РН Delta 2 с девятью стартовыми твердотопливными ускорителями и новой модификацией головного обтекателя из композитных материалов диаметром 3,05 м. Данный головной обтекатель имеет удлиненную цилиндрическую часть, что позволяет использовать его для вывода на орбиту КА большего размера.

РН Delta II в конфигурации 79259.5 — это РН Delta 2 в трехступенчатом варианте с девятью стартовыми ускорителями и головным обтекателем, диаметр которого составляет 2,9 м. РН имеет еще на 3,66 м более длинный бак первой ступени и девять стартовых твердотопливных ускорителей фирмы Hercules Aerospace с графито-элоксидным корпусом GEM (Graphite-Epoxy Motors). На второй ступени РН установлен ЖРД многократного запуска Aerojet AJ 10-110К; в качестве третьей ступени РН может использоваться РДТГ Star-48B.

Эволюция РН семейства Delta

РН Delta II Heavy отличается от стандартной конфигурации РН Delta II стартовыми твердотопливными ускорителями компании Alliant Techsystems. В стандартной версии РН Delta II используются ускорители GEM-40 диаметром 1016 мм с тягой 45,48 те. Тяжелый вариант РН (РН Delta II Heavy) оснащен стартовыми твердотопливными ускорителями GEM-46 1168 мм и тягой 56,70 тс, созданными для РН Delta III.

Как следствие, масса полезного груза, выводимого на низкую орбиту, у РН Delta II Heavy выше более чем на 20%.

РН Delta II в конфигурации 79259.5

Первая и вторая ступени РН Delta II Heavy и РН Delta II одинаковые.

РДТТ третьей ступени РН Delta II Heavy, используемый для выхода на целевую траекторию, имеет тягу 6,77 тc.

Полезный груз РН Delta II Heavy и РН Delta II стандартной конфигурации укрывается головным обтекателем диаметром 2,90 м.

РН Delta III содержит многие компоненты РН Delta II: маршевый двигатель первой ступени RS-27A разработки компании Rocketdyne (г. Канога Парк, шт. Калифорния), бак окислителя (жидкий кислород) и инерциальную систему управления полетом RIFCA с кольцевыми лазерными гироскопами с запасом избыточности фирмы Allied Signal (г. Тетерборо, шт. Нью-Йорк).

Схема конструкции РН «Дельты-2» 

Два верньерных ЖРД малой тяги фирмы Rocketdyne используются для управления РН по крену, а также для ее стабилизации после выключения двигателя первой ступени РН и перед включением второй ступени РН. Старту РН помогают девять удлиненных твердотопливных ускорителей РН Delta II фирмы Alliant Techsystems (г. Магна, шт. Юта).

Планируете приобрести новое авто? В таком случае обязательно загляните на страницу http://autoback.ru/otzivi_o_uaz_patriot, где вы сможете познакомиться со всеми сильными и слабыми сторонами УАЗ Патриот. На этом же сайте Вы найдете подробные обзоры всех представленных на рыке автомобилей!

На прошедшем в июле 2006 г. в Фарнборо (пригород Лондона) 45-м международном авиакосмическом салоне Farnborough International Airshow — 2006 Китайская исследовательская академия технологий ракет-носителей (China Academy of Launch Vehicle Technology, CALT) презентовала проект нового семейства китайских РН.

CALT является подразделением Китайской корпорации космической науки и техники (China Aerospace Science and Technology, Corporation, CASC). CALT расположен в Пекине. Академия разработала практически все РН семейства «Великий по)’ ад», кроме РН CZ-4 и ее модификаций. РН CZ-2C, 2C/SD, 2D, 2Е, 2F, ЗА, ЗВ, ЗС производятся на предприятиях CALT.

По планам CALT, новое семейство постепенно должно заменить ныне эксплуатируемые РН семейства «Великий поход» и существенно расширить возможности Китая в сфере космических запусков. Оно разработано на принципе создания РН различной грузоподъемности на основе небольшой номенклатуры универсальных ракетных модулей.

Основными принципами при проектировании модулей стало повышение надежности РН, снижение стоимости производства, сокращение сроков пусковых кампаний, а также использование нетоксичных и экологически чистых компонентов ракетного топлива, включая жидкий водород, жидкий кислород и керосин. В презентации были представлены десять типов РН, которые условно обозначены Туре А, Туре В и д., плюс отдельно РН малого класса SLV. Эти РН способны выводить на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку от 1,5 до 25 т, на солнечно-синхронную — от 1 ,0 до 2,1 т, на переходные к геостационарной — от 1 ,5 до 14 т, а также призваны обеспечить выведение китайской орбитальной станции и АМС для исследования Луны.

Для первых ступеней и стартовых ускорителей РН разработаны три типа модулей с диаметром баков 2,25, 3,35 и 5,0 м. Все используют в качестве компонентов топлива жидкий кислород и керосин. Для вторых ступеней РН разработаны два модуля: с диаметром 3,35 на жидком кислороде и керосине и диаметром 5,0 м на базе кислородно-водородной третьей ступени РН CZ-ЗА. Кроме того, спроектирована универсальная кислородно-водородная третья ступень РН; ее нижний (кислородный) бак имеет диаметр 3,35 м, верхний (водородный) — 5,2 м. Для семейства разработаны три стандартных головных обтекателя диаметрами 2,25, 3,35 и 5,2 м, являющиеся модернизированными вариантами используемых сейчас обтекателей.

Основным представителем семейства станет РН Туре D, включающая первую ступень РН диаметром 5 м, вторую криогенную ступень РН того же диаметра, а также четыре стартовых ускорителя: два на базе модуля диаметром 3,35 м и два — диаметром 2,25 м. На верхней ступени РН устанавливается головной обтекатель диаметром 5,2 м — улучшенный вариант головного обтекателя РН CZ-3A. Такая РН будет иметь общую высоту 59,456 м и максимальную стартовую массу 643 т при тяге двигательной установки первой ступени 825,2 т на уровне моря. РН Туре D рассчитана на вывод полезной нагрузки массой 10 т на геопереходную орбиту.

Два других варианта РН для запуска на ПЮ — Туре Е и Туре F- отличаются от базового РН составом стартовых ускорителей: на Е используются четыре 3,35-метровых (полезная нагрузка 14 т на ГПО), на F — четыре 2,25-метровых (6 т на ГПО).

Для запусков на низкие околоземные орбиты разработаны три РН (Туре А, В и С) на основе модуля первой ступени пятиметрового диаметра. РН между собой отличаются количеством и типом стартовых ускорителей:

• Туре А — два 3,35-метровых и два 2,25-метровых ускорителя (полезная нагрузка на низкую орбиту 18 т);

• Туре В — четыре 3,35-метровых ускорителя (25 т на низкую орбиту);

• Туре С — четыре 2,25-метровых ускорителя (10 т на низкую орбиту).

Кроме того, разработаны две РН, использующие в качестве первой ступени РН универсальный модуль диаметром 3,35 м и четыре стартовых ускорителя диаметром 2,25 м. РН Туре G использует вместе с этим комплектом вторую кислородно-керосиновую ступень РН диаметром 3,35 м и третью криогенную ступень РН диаметром 3,35/5 м. Такая РН предназначена для запуска КА массой 4-7 т на геопереходную орбиту. РН Туре Н отличается отсутствием третьей ступени РН и предназначается для запуска КА массой 8-14 т на низкую околоземную орбиту.

Туре L — двухступенчатая РН, состоящая из модулей первой и второй ступеней РН диаметром 3,35 м — сможет вывести на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку массой до 4,3 т, а на солнечно-синхронную орбиту (ССО) -2,1 т.

Также, разработана РН малого класса SSLV (Small-Sized Launch Vehicle), рассчитанная на запуск КА массой 1 ,5 т на низкую околоземную орбиту или КА массой 1 ,О т на ССО. Первая ступень РН представляет собой ракетный модуль с диаметром 3,35 м уменьшенной длины, вторая ступень РН — также урезанный модуль диаметра 2,25 м.

Составные части к РН перспективного семейства модульного типа разработки CALT: 1 — модуль первой ступени РН диаметром 5,0 м; 2- модуль первой ступени РН диаметром 3,35 м; 3- модуль первой ступени РН диаметром 2,25 м; 4 — модуль второй ступени РН диаметром 5,05- модуль второй ступени РН диаметром. 3,35 м; 6- модуль третьей ступени РН диаметром 3,35/5,0 м

Нынешние РН могут подниматься с весом в 9,2 т на низкую околоземную орбиту. РН Long March 5 повысит этот показатель до 25 тонн.

Макет Long March 5

Для создания вышеуказанных РН в Китае разрабатываются три основных ракетных модуля диаметром 2,25 м, 3,35 м и 5 м, длина которых будет выбираться в зависимости от их использования в качестве первой и второй ступеней РН или навесных ускорителей. Эти модули намечается оснащать новыми двигателями двух типов, к которым относятся керосиновый двигатель YF-100 тягой 120 т и водородный двигатель YF-77 тягой 50 т.

Двигатель YF-100

Двигатели YF-100 предназначены для установки в модулях меньшего диаметра (К-2 и К-3), а двигатели YF-77 — в модуле большого диаметра (Н-5). Если в Китае реализуются планы, объявленные несколько лет назад, то РН LM-6 будет состоять из двух модулей К-2, а в состав базового блока РН LM-7 войдут два модуля К-3, кроме того, модули К-2 будут использоваться в качестве навесных ускорителей.

АММ — автоматический межорбитальный модуль

АСАТ — транслитерация аббревиатуры ASAT

ВВС — военно-воздушные силы

ВОКО — высокоорбитальный космический объект

ВЭКО — космический объект на высокоэллиптической орбите

ВЭО — высокоэллиптическая орбита

ГЕОДСС — наземная электронно-оптическая станция зондирования глубокого космоса (GEODSS)

ГСКО — геосинхронный космический объект

ГСО — геостационарная орбита

ЕКА — Европейское космическое агентство

ЕСОКО — Европейская система оценки космической обстановки

ИСЗ — искусственный спутник Земли

КА — космический аппарат

КК — космический корабль

КО — космический объект

КС — космическая система

КМ — космический мусор

МКК — межорбитальный космический корабль

МКС — международная космическая станция

MO — министерство обороны

НАСА — национальное аэрокосмическое агентство США

НАСДА — Японское космическое агентство

НОКО — низкоорбитальный космический объект

ОК — орбитальный комплекс

ОКП — околоземное космическое пространство

ОС — орбитальная станция

ПВО — противовоздушная оборона

ПЗС — прибор зарядовой связи

ПРО — противоракетная оборона

РКА — Российское космическое агентство

РЛС — радиолокационная станция

РН — ракета-носитель

Роскосмос — Российское космическое агентство

СН — средство наблюдения ко

СПРН — Система предупреждения о ракетном нападении

СС — спутниковая система

ССО — солнечно-синхронная орбита

ХЭКС — транслитерация аббревиатуры HAX

ЭПР — эффективная поверхность рассеяния

ABM — Anti-Ballistic Missile

ABL — Anti-Ballistic Missile

ADR — Active Debris Removal

ANGELS — Autonomous Nanosatellite Guardian for Evaluating Local Space

ASAT — Anti-Satellite Weapon 5

ASI — Italian Space Agency

ATV — Automated Transfer Vehicle (см. АММ)

BMEWS — Ballistic Missile Early Warning System (Russia)

BMD — Ballistic Missile Defense

BNSC — British National Space Centre g

CCD — charge coupled device

CDT — Charge Coupled Device (CCD) Debris Telescope

CNES — Centre National d’Etudes Spatiales (France)

CNSA — Chinese National Space Administration

COPUOS — United Nations Committee on the Peaceful Uses of Outer Space

COSPAR — Committee on Space Research (в ООН)

CSA — Canadian Space Agency

CSO — Circular Semisynchronous Orbit(s)

DISCOS — Database and Information System Characterizing Objects in Space

DLR — German Aerospace Center

DOD — Department of Defense (US)

ESA — European Space Agency

ESOC — European Space Operations Center

ESSAS — European Space Situational Awareness System

EURECA — European Retrievable Carrier

GEODSS — Ground-based Electro-Optical Deep-Space Surveillance

GEO — Geosynchronous Earth Orbit(s)

GLONASS — Global Navigation Satellite System (Russia)

GMT — Greenwich Mean Time

GPS — Global Positioning System

GRAVES — Grande Reseau Adapte a la Veille Spatiale

GTO — Geostationary Transfer Orbits

HAX — Haystack Auxiliary (Radar)

HEO — Highly Elliptical Orbit(s)

HST — Hubble Space Telescope

IAA — International Academy of Astronautics

IADC — Inter-Agency Space Debris Coordinating Committee

ICBM — Intercontinental Ballistic Missile

ISRO — Indian Space Research Organization

ISS — International Space Station

JAXA — Japan Aerospace Exploration Agency

JSpOC — Joint Space Operations Center (of U.S. Strategic Command)

JSC — Johnson Space Center

JSOC — Joint Space Operations Center

LAD-C — Large Area Debris Collector

LDEF — Long Duration Exposure Facility

LEGEND — a LEO-to-GEO Environment Debris model

LEO — Low Earth Orbit(s)

LRIR — Long Range Imaging Radar (точное название радара «Хэйстэк»)

MAWS — Missile Attack Warning System (Russia)

MCC — Mission Control Center (ЦУП НАСА)

MDA — Missile Defense Agency (US)

MEO — Medium Earth Orbit(s)

MODEST — Michigan Orbital Debris Survey Telescope

MSX — Midcourse Space Experiment (специальный военный ИСЗ в США)

NASA — National Aeronautics and Space Administration (US)

NATO — North Atlantic Treaty Organization

NORAD — North American Aerospace Defense Command

NRC — National Research Council

ODERACS — Orbital Debris Radar Calibration Spheres

ODQN — Orbital Debris Quarterly News

OSC — Orbital Sciences Corporation

RAMOS — Russian-American Observation Satellite Program

Roscosmos — Russian Federal Space Agency

SAR — Synthetic Aperture Radar

SBRAM — Satellite Breakup Risk Assessment Model

SBIRS — Space Based Infrared System

SBL — Space Based Laser

SBSS — Space Based Surveillance System (US)

SHF — Super High Frequency

SHO — Super-High Orbit(s)

SPADUS — Space Dust Instrument

SPDA — Space Debris Prediction and Analysis

SRM — Solid rocket motor

SSA — Space Situational Awareness (оценка космической

обстановки)

SSN — Space Surveillance Network (US)

SSO — Solar-synchronous Orbit(s)

SSS — Space Surveillance System (Russia)

STS — Space Transportation System

STSS — Space Tracking and Surveillance System

SVS — Space Visible Sensor (космический сенсор видимого

диапазона)

UARS — Upper Atmosphere Research Satellite

UHF — Ultra High Frequency

UNGA — United Nations General Assembly

USAF — United States Air Force USSPACECOM — US Space Command

VHF — Very High Frequency

XSS — Experimental Spacecraft System

WG — Working Group