Общий вид ракеты-носителя CZ-3B:

1- головной обтекатель; 2- КА; 3- адаптер; 4- отсек системы управления; 5- бак жидкого водорода; 6 — бак жидкого кислорода; 7,14 — межступенчатый переходник; 8- двигатель третьей ступени; 9 — бак окислителя второй ступени; 10,16 — межбаковый отсек; 11 — бак горючего второй ступени; 12 — двигатель управления второй ступени; 13 — маршевый двигатель второй ступени; 15 — бак окислителя первой ступени; 17 — бак горючего первой ступени; 18 — двигатель первой ступени; 19- обтекатель ускорителя; 20 — бак окислителя ускорителя; 21 — бак горючего ускорителя; 22 — аэродинамический стабилизатор; 23 – двигатель ускорителя

РН «Чанчжэн-3В» (Changzheng-3B, CZ-3В, «Великий поход») в модификации Y9 представляет собой РН, отличающуюся увеличенными длиной стартовых жидкостных ускорителей (на 768 мм) и длиной первой ступени (на 1488 мм) РН, а также большими размерами головного обтекателя (длина выросла на 300 мм, а диаметр — на 900 мм).

Разработка CZ-3B началась в 1986 г. Первый ее пуск состоялся 14 февраля 1996 г. и закончился катастрофой. Вследствие отказа системы управления ракета упала и взорвалась через 22 с недалеко от старта.

КА Palapa-D

Одиннадцать из двенадцати последующих пусков РН CZ-3B были успешными (в т.ч. три РН CZ-3B/E), а один частично успешным. В 2009 г. третья ступень РН CZ-3B из-за неисправности одного из двух двигателей не дотянула до расчетной орбиты. Тем не менее, КА Palapa-D смог добраться до геостационара, используя собственные двигатели.

РН CZ-4A создана Шанхайской академией ракет-носителей. Некоторые аналитики утверждают, что она имела проектное обозначение CZ-2B. Предполагалось, что первоначальной задачей проектантов была разработка альтернативного варианта РН геостационарных КА связи на случай неудач с РН CZ-3, имеющей криогенную верхнюю ступень РН. Об этом косвенно свидетельствует сходство двух первых ее ступеней РН с аналогичными ступенями РН CZ-3A. Третья ступень РН CZ-4A создана на базе нового двигателя на долгохранимом топливе. Однако из-за малой массы полезного груза, выводимого на геостационарную орбиту, а также из-за прогресса в области кислородно-водородных ЖРД, эта работа была приостановлена в конце 1970х годов.

РН имеет два варианта головного обтекателя: «тип А» длиной 4,908 м и диаметром 2,9 м и «тип В» длиной 8,483 м и диаметром 3,35 м. Внутри головного обтекателя установлен адаптер.

Головной обтекатель «тип А» может быть оснащен нижней цилиндрической секцией длиной 1,95 м, предназначенной для размещения вторичных полезных грузов. Дополнительные (Piggyback) полезные грузы могут отделяться с переднего конуса переходной секции.

Управление пространственным положением третьей ступени РН после отсечки маршевого двигателя осуществляют 14 однокомпонентных (гидразиновых) ЖРД.

РН CZ-4B на стартовой площадке

Уменьшенный вариант третьей ступени РН CZ-4 предлагается в качестве перигейной ступени РН CZ-2E. Двухступенчатым вариантом РН CZ-4 (без третьей ступени РН) считается РН CZ-2D.

РН CZ-4B используется с 1999 г. и представляет собой трехступенчатую РН диаметром 3,35 м и длиной 44,1 м с последовательным расположением ступеней РН. Стартовая масса РН — 254 т. На первой ступени РН установлена двигательная установка с четырьмя двигателями суммарной тягой 2971 кН. Все ступени РН работают на высококипящем топливе (компоненты: несимметричный диметилгидразин и азотный тетраоксид).

РН CZ-4B отличается от исходной РН CZ-4A удлиненной третьей ступенью РН с усовершенствованным двигателем с увеличенным временем работы и возможностью повторного (до трех раз) запуска.

РН CZ-4B способна вывести на солнечно-синхронную орбиту полезный груз в 2200 кг.

КА «Яогань-1» (Yaogan-1)

Трехступенчатая РН CZ-4B/2 имеет большой головной обтекатель длиной 11 м и диаметром 3,8 м. С помощью РН CZ-4B/2 Китай смог вывести на солнечно-синхронную орбиту свой самый тяжелый и крупногабаритный КА «Яогань-1» с объявленной массой 2700 кг.

Для увеличения грузоподъемности РН CZ-4B могут применяться стартовые твердотопливные ускорители длиной 7 м и диаметром 1 ,4 м, развивающие тягу 57 тс каждый.

С шестью стартовыми твердотопливными ускорителями РН CZ-4B может вывести на околополярную орбиту высотой 200 км х 400 км КА массой 5700 кг, с восемью — 6300 кг.

Двухступенчатая РН CZ-2D/2 имеет головной обтекатель меньших габаритов (диаметр 3,35 м).

Гибкая система управления на PH CZ-3A позволяет построить высокоточную ориентацию полезного груза перед его отделением от последней ступени PH.

Надежность пуска РН CZ-3A не ниже 0,95. Первый пуск РН CZ-3A состоялся 8 февраля 1994 г.

РН CZ-3A грузоподъемностью 2600 кг на геопереходную орбиту оптимизирована под запуски аппаратов на платформе DFH-3 и используется исключительно в национальной программе КНР.

Вариант CZ-3B был разработан для обеспечения запусков коммерческих КА для внутренних и иностранных клиентов. РН получена добавлением к модифицированной базовой РН CZ-3А четырех жидкостных стартовых ускорителей от созданной ранее РН CZ-2E. За счет такого решения разработчики увеличили массу выводимого на геопереходную орбиту груза до 5100 кг.

Между РН CZ-3А и CZ-ЗВ остался довольно широкий промежуток в диапазоне масс коммерческих полезных грузов. Чтобы заполнить его Китайская исследовательская академия технологии ракет-носителей CALT разработала «промежуточную» РН CZ-ЗС.

РН «Чанчжэн-3С» (Changzheng-3C, CZ-3С) имеет стартовую массу 343 т и высоту около 55 м. РН CZ-ЗС рассчитана на вывод на геопереходную орбиту полезных грузов массой от 2600 до 3800 кг.

«Промежуточная» РН (РН CZ-ЗС) является почти точной копией РН CZ-ЗВ: она состоит из того же центрального трехступенчатого блока и двух навесных жидкостных стартовых ускорителей вместо четырех в исходном варианте. Жидкостные стартовые ускорители и первая и вторая ступени центрального блока работают на долгохранимом самовоспламеняющемся топливе «азотный тетраоксид — несимметричный диметилгидразин» (АТ-НДМГ), третья ступень — на криогенном топливе «жидкий кислород — жидкий водород».

Схематическое изображение РН CZ-3С

Первая ступень РН CZ-3С оснащена двигательной установкой, состоящей из четырех качающихся ЖРД. На каждом жидкостном стартовом ускорителе установлено по одному двигателю, аналогичному ЖРД первой ступени РН. Вторая ступень РН CZ-3C имеет один неподвижный маршевый ЖРД и рулевой двигатель с четырьмя качающимися камерами. На третьей ступени CZ-3C установлены два кислородно-водородных ЖРД с возможностью повторного запуска для гибкости выведения и увеличения массы полезного груза.

Китайские ракеты-носители (слева направо): CZ-3, CZ-3A, CZ-3B and CZ-3C

РН CZ-3В — в настоящее время самая мощная китайская РН. Она разработана и изготовлена академией CALT на основе трехступенчатой РН CZ-3А, оснащенной четырьмя жидкостными стартовыми ускорителями.

При стартовой массе 426 тонн РН CZ-3В может доставить на переходную к геостационарной орбиту 5200 кг полезного груза, а усовершенствованный вариант — РН CZ-3В/Е — до 5500 кг.

Вам совершенно некогда читать о новых ракета-носителях, потому что в данный момент Вам необходимо как можно скорее купить халаты оптом? В таком случае, я хочу порекомендовать как можно скорее связаться с представителями сайта www.nusatextil.ru, основная специализация которого — оптовая продажа данных изделий!

Вторая ступень РН Falcon 1

Третья попытка запуска РН Falcon 1, предпринятая 2 августа 2008 года, завершилась очередной неудачей. В расчетное время (140 с) после старта, вторая ступень РН не отделилась от первой ступени РН.

Первая ступень РН с новым двигателем Merlin-lC отработала безукоризненно.

Причиной аварии при третьем пуске РН Falcon 1 был неправильный учет импульса последействия нового двигателя Merlin-1C первой ступени РН. В ходе пуска первая ступень РН и ее двигатель Merlin-1C с регенеративным охлаждением отработали штатно, в заданный момент прошло разделение ступеней РН и включение двигателя второй ступени РН.

Если бы была предусмотрена более длинная пауза между командами на выключение двигателя первой ступени РН и на разделение, полет РН продолжился бы нормально. Однако при выбранной циклограмме импульса последействия оказалось достаточно, чтобы первая ступень РН догнала вторую и ударила ее, что привело к аварийному завершению полета.

29.09.2008 г. с полигона Кваджлейн стартовые команды компании SpaceX осуществили первый успешный пуск РН Falcon 1.

Наконец-то после трех неудач подряд детище мультимиллионера Элона Маска — РН Falcon 1 — достигла цели. После первого включения вторая ступень РН с габаритно-весовым имитатором полезного груза массой около 165 кг была выведена на переходную орбиту высотой в перигее 330,5 км и наклонением 8,99°. После баллистической паузы длительностью 43,5 мин. двигатель второй ступени РН включился повторно для «скругления» орбиты. Второй импульс длился 6,8 с.

В результате была сформирована орбита с параметрами:

• наклонение — 9,35°;

• высота в перигее -619,9 км;

• высота в апогее — 639,0 км.

РН Falcon 1 — это первая разработанная частным образом ракета-носитель, которая прошла весь путь от Земли до околоземной орбиты.

Компания SpaceX спроектировала эту РН с нуля при численности работников около 500 человек и всего за шесть лет.

Теперь фирмы смогут выводить в космос свои КА по ценам гораздо ниже существующих.

Очевидно, коммерческого успеха Маек может добиться только в случае получения стабильного государственного заказа либо, завоевав изрядную долю рынка пусковых услуг. В обоих случаях компания SpaceX должна подтвердить надежность своих РН и их экономическую привлекательность.

Экономическая привлекательность обеспечивается конкурентоспособной ценой. За исходный вариант РН грузоподъемностью 420 кг фирма SpaceX запрашивает всего 7,9 млн. долл., а за «удлиненный», с массой полезного груза более тонны, — чуть более 9 млн. долл. Для обеспечения столь низких цен Маек планирует использовать первую ступень РН многократно. Но, во-первых, идея многоразовости пока не подтвердила своей эффективности. Во-вторых, компания SpaceX так и не смогла спасти ни одной ступени РН ни в одном из четырех пусков, не говоря уже о повторном использовании.

В 2009 году также был проведен пятый пуск РН Falcon l.

При этом первая ступень РН Falcon 1, снабженная керосиновым реактивным двигателем, отделилась точно по расписанию, примерно через 2,5 минуты после старта. Через несколько секунд заработал двигатель второй ступени РН. Около часа спустя после запуска 180-килограммовый КА RazakSAT отделился от нее, ознаменовав полный успех.

Космический аппарат RazakSAT

Американская частная космическая компания SpaceX стала первым негосударственным предприятием, которому удалось самостоятельно доставить на околоземную орбиту работающий КА.

С конца 2010 года, фирма SpaceX (г. Хоторн, шт. Калифорния) будет использовать РН Falcon 1е вместо РН Falcon 1 [94]. Тяга двигательной установки этой РН составит 556 кН при стартовой массе, равной 44,985 т, что на 60% и 62% выше соответствующих характеристик РН Falcon 1.

Второй полет РН Falcon 1е состоялся в 2011 году.

РН Falcon le позволит доставлять на низкие околоземные орбиты КА массой 900 кг (массой 1010 кг на круговую орбиту высотой 185 км), при этом базовая стоимость одного запуска РН Falcon-1e составит 11 млн. долл. (затраты на запуск РН Falcon l 14 июля 2009 года определены на уровне 8 млн. долл. при базовой стоимости 6 млн. долл.).

Гораздо больше, чем полеты в космос, Вас интересует вопрос, где купить высококлассный натуральный кофе оптом на самых выгодных для себя условиях? Тогда Вам следует прямо сейчас посетить сайт www.4market.ru, который как раз таки и специализируется на поставках данного продукта!

PH Falcon 1 намного превысил условную границу космоса в 100 км. Вторая ступень РН не достигала орбитальной скорости из-за нарастающих колебаний.

Этот пуск позволил проверить более 95% систем РН Falcon 1.

В отчете по результатам пуска были названы восемь технических проблем, которые выявлены по результатам анализа и должны быть решены до следующего пуска, а именно:

1. При старте РН не сработало быстроразъемное соединение в линии заправки жидким кислородом второй ступени РН. В результате панель разъемных соединений вместе с частью заправочной магистрали длиной около 5 см оторвались от РН и остались на стартовом комплексе. Потерю окислителя предотвратил находящийся далее клапан.

2. Недостаточно быстро отделились быстроразъемные соединения в линиях заправки горючего и окислителя первой ступени РН, а также разъемные электросоединения. Конструкция панели разъемных соединений подлежит доработке.

3. Первая ступень РН шла не по расчетной траектории вследствие двух отдельных ошибок.

Во-первых, перед стартом в систему управления загрузили «неправильный» файл управления расходом топлива, что вызвало работу ЖРД Merlin с нерасчетным соотношением компонентов: при старте в топливной смеси был недостаток горючего, а на высоте — избыток. Как следствие, двигатель развивал тягу меньше расчетной, что привело к росту гравитационных потерь и к тому, что в конце работы первой ступени РН летела ниже и медленнее, чем планировалось. Соответственно разделение ступеней РН происходило при большем скоростном напоре.

Ракетный двигатель Merlin во всей своей красе

Во-вторых, в конце работы первой ступени РН давление наддува в баке жидкого кислорода упало ниже допустимого, и возникла кавитация в насосе подачи окислителя. Следствием этой аномалии явился нештатный переходный режим отсечки ЖРД Merlin.

4. Неправильно работала система управления расходом топлива второй ступени РН.

5. Произошло соударение сопла ЖРД второй ступени РН с межступенным переходником. Хотя пироболты и пневмотолкатели системы сработали штатно, угловые скорости РН до разделения и второй ступени РН после разделения были выше расчетных. Анализ выявил две причины таких отклонений: значительные аэродинамические возмущения, действующие на вторую ступень РН и головной обтекатель из-за полета на высоте ниже расчетной и при угле атаки больше расчетного (следствие аномалии п. 3), и отклонение вектора тяги ЖРД Merlin от оси, проходящей через центр тяжести РН.

РЖД Merlin 1С

Данная проблема решается коррекцией соотношения компонентов и запаса гелия наддува, а также за счет более высоких показателей (тяга и удельный импульс) двигателя Merlin 1С. Разделение будет происходить на большей высоте (с пренебрежимо малыми аэродинамическими возмущениями), а отсечка двигателя — при пониженном уровне тяги.

6.
В процессе разделения створок головного обтекателя не сработал один из двух пиро6олтов стяжного кольца (дублирующий пиро6олт сработал штатно).

Ракетный двигатель Kestrel в работе

7.
Ненормальная работа системы управления второй ступени. Резкий маневр стабилизации второй ступени РН после разделения привел к колебаниям жидкого кислорода внутри бака. В результате примерно на 90-й секунде работы ЖРД Kestrel развилась неустойчивость (колебания) по тангажу и рысканью, которая росла и еще через 30 с привела к возникновению нерасчетно высокого возмущающего момента в канале крена. В конечном итоге этот момент превысил возможности управляющих двигателей. Из-за возникших центробежных сил (эффект «воронки») кислород не мог подаваться в заборные устройства — и ЖРД «заглох».

По результатам компьютерного моделирования риск возникновения колебаний компонентов в баках второй ступени РН был признан незначительным, поэтому в баках не были установлены демпфирующие перегородки.

8.
Первая ступень РН была утрачена, и неизвестно, были ли выполнены операции по вводу парашютной системы на высоте 4 км. РН была запущена с неисправным GPS-приемником, а средства полигона дали поисковикам расчетную точку падения ступени с ошибкой на 20 миль.

Следует отметить, что ни одна из выявленных проблем не потребовала больших переделок конструкции РН.

Тема данной статьи Вам совершено не интересна: Вы увлекаетесь туризмом гораздо больше, чем ракетостроением! И именно поэтому Вам следует знать, что куда бы вы не поехали отдыхать, лучше всего составить об этом месте свое первоначальное впечатление. Фото острова Пхукет (Тайланд) на сайте pattayatrip.ru, который был специально создан для самостоятельных путешественников — как раз то, что вам нужно.

Частно-коммерческая РН Falcon 1 будет пользоваться большим спросом у владельцев КА, поскольку по дешевизне запуска с ним не может сравниться ни одна современная государственная РН.

Фирма SpaceX (Space Exploration Technologies Corporation) провела успешные стендовые испытания всех подсистем РН Falcon 1 («Сокол-1»), включая карданный подвес, подмоторную раму, сборку баков первой ступени РН, межступенной отсек, сборку баков второй ступени РН, отсек бортового радиоэлектронного оборудования, адаптер полезного груза и головной обтекатель. Первая ступень РН многократного использования нагружалась более чем 150 циклами давления.

Высота данного ракета-носителя составляет 21 м. Запуск требует минимум персонала и осуществляется дистанционно. Центр – управления – трейлер, который может поддерживать связь с РН на насстоянии до 8 метров.

Маршевый двигатель первой ступени Merlin

Маршевый двигатель первой ступени РН, называемый Merlin, был разработан компанией на базе элементов ЖРД посадочной ступени лунного модуля корабля Apollo.

Компоненты ракетного топлива (жидкий кислород — керосин высокой очистки) подаются в камеру сгорания одновальным турбонасосом (с двумя рабочими колесами), действующим по газогенераторному циклу. Турбонасос также обеспечивает подачу керосина высокого давления для гидравлических приводов, который затем вновь идет на вход насоса низкого давления. Это устраняет необходимость в раздельной гидравлической системе двигателя и средств управления вектором тяги. «Третье» применение турбонасоса должно обеспечить управление креном — путем приведения в действие газотурбинного сопла выпуска.

По такой характеристике, как удельный импульс в вакууме, двигатель Merlin превосходит кислородно-керосиновые ЖРД с газогенераторным циклом, построенные компанией Boeing для первых ступеней РН Delta 2 и РН Atlas 2, а таюке двигатель F-1 первой ступени лунной РН Saturn 5.

Двигатель второй ступени Kestrel, предназначенный для работы в вакууме, имеет вытеснительную систему подачи топлива.

Камера сгорания ЖРД Kestrel до критического сечения охлаждается путем абляции, а после — радиационно (излучением). Сопловой насадок изготовлен из высокопрочного ниобиевого сплава (этот металл имеет повышенную стойкость к растрескиванию по сравнению с углерод-углеродным композитом).

РН Falcon 1 на стартовом устройстве

Эффективность системы наддува на газообразном гелии повышена путем введения титанового радиатора-теплообменника на границе абляционной и ниобиевой частей камеры.

Управление вектором тяги по тангажу и рысканью осуществляется электромеханическими приводами, качающими камеру; управление креном (и ориентацией РН на пассивных участках полета) обеспечивается соплами на газообразном гелии.

Двигатель имеет дублированные факельные воспламенители, испытанные в вакууме, чтобы гарантировать надежный пуск. Эти агрегаты работают на тех же компонентах топлива, что и маршевый двигатель; они способны ко многим перезапускам.

Остающаяся проблема с ЖРД Kestrel — технология изготовления сопла методом формования из ниобия.

Фирма Futron по заказу SpaceX провела исследования надежности конструкции, сравнивая РН Falcon 1 со всеми доступными в настоящее время РН США. Чем проще РН, тем меньше вероятность его отказов и выше надежность. Согласно этому подходу, РН Falcon 1 имеет такую же надежность конструкции, как самый простой вариант РН Delta IV.

РН Falcon 1 способна доставить примерно 670 кг полезного груза на круговую низкую околоземную орбиту высотой 200 км при запуске на восток с мыса Канаверал. С увеличением высоты орбиты возможно выполнение двух-импульсного маневра второй ступенью РН, что позволит выводить широкую гамму грузов как на эллиптические, так и на круговые орбиты.

Стартовая масса стандартного варианта РН Falcon 1 — примерно 27,2 т, длина 21,35 м, диаметр — 1,68 м. (Больший вариант РН — РН Falcon V способен вывести 4,5 т на стандартную опорную орбиту).

Пуск 25 марта 2006 г. с атолла Кваджелейн первой в мире частной ракеты-носителя Falcon 1 компании SpaceX оказался неудачным.

РН была потеряна на 41 секунде — на этапе работы первой ступени РН. Причиной случившегося стала утечка топлива из бака первой ступени РН.

Пуск РН Falcon 1

21 марта 2007 г. был произведен второй, и также неудачный, пуск легкой частной РН Falcon 1.

Если в первой попытке 25 марта 2006 г. РН Falcon 1 упала в воду в Т+О:41, то второй пуск оказался значительно ближе к успеху. Однако и на этот раз примерно в Т+7:30 произошла преждевременная отсечка ЖРД Kestrel, вторая ступень РН не вышла на орбиту и разрушилась в атмосфере. Первая, многоразовая ступень РН, которая должна была приводниться в водах Тихого океана, так и не была найдена — она утонула.

Со скоростью полета ракеты-носителя M-V компания «FIALAN» доставит Вам товары из Китая на самых выгодных для Вас условиях!

Заинтересовались и хотите узнать подробности? Тогда посетите сайт www.fialan.com.ua.

Старт РН М-V

Топливная смесь состоит из перхлората аммония (окислитель, 68% по массе), алюминиевого порошка (металлическое горючее, 20%) и сополимера бутадиена (горючее — связка, которая держит все компоненты вместе, 12%). Катализатор горения двигателей М-14 и М-24/25 — окись железа, добавленная к топливной смеси.

Японские законы ограничивают производство твердого топлива порциями до 2 т за один замес. Следовательно, необходимо было увеличить время полимеризации заряда при заливке таких больших двигателей, как М-14 и М-24/25. Температура полимеризации снижена с 601 до 501° С, что не нарушает механических свойств готового заряда.

На каждой ступени РН используются частично утопленные сопла, параметры которых оптимизированы исходя из расчета двухфазного потока при горении топлива.

Двигатели М-14 и М-24/25 оснащены соплами с фиксированным коническим насадком, двигатели М-34 и KM-VI — раздвижными телескопическими насадками, повышающими эффективность РДТТ и уменьшающими их длину.

Принцип действия раздвижного сопла на двигателе М-34

Раздвижные сопла состоят из двух секций — неподвижной и сдвигающейся; последняя перед включением РДТТ устанавливается в рабочее положение с помощью блока геликоидных пружин, смонтированного внутри неподвижной части. После этого легкий и высоконадежный механизм развертывания сбрасывается за счет остаточной энергии пружин.

Разгонная (четвертая) ступень РН (двигатель KM-VI с раздвижным соплом)

Выигрыш в увеличении полезного груза от использования системы развертывания только на двигателе М-34 оценивается в 5,65 кг.

Двигатели М-14 и М-24/25 используют единый тип воспламенителя, работающий на том же топливе, что и РДТТ, и установленный на верхнем днище двигателя. Основная его задача — ускорить процесс зажигания основного заряда и уменьшить задержку воспламенения.

Двигатели М-34 и KM- VI используют воспламенитель, который вводится через критическое сечение сопла и сбрасывается после включения РДТТ, тем самым, улучшая массовое совершенство ступени РН.

Воспламенители двигателей РН М-V разработаны с учетом снижения скачка давления в момент зажигания основного заряда.

Двигатели М-14, М-24/25 и М-34 оснащены блоком дистанционного безопасного взведения. Воспламенение может происходить только в случае подачи команды от наземных систем в конце предстартовых операций.

Двигатель М-14 оснащен системой управления вектором тяги с подвижным соплом (управление по каналам тангажа и рысканья) и РДТТ управления по крену. СУВТ качает сопло с помощью пары сервоприводов; гидравлическая жидкость в привод нагнетается блоком горячего газа, включающим твердотопливный газогенератор и турбонасосный агрегат (импульсная газовая турбина, объединенная с центробежным насосом). Сопло двигателя установлено на гибком соединении с эластомерными вставками.

Для управления по крену используются 16 РДТТ, смонтированные вокруг хвостовой части ступени РН и объединенные в четыре модуля.

Двигатель М-24/25 оснащен СУВТ с впрыском жидкости в закритическую часть сопла (управление по тангажу и рысканью) и РДТТ управления по крену. После того, как основной двигатель второй ступени РН прекращает работу, трехосная стабилизация РН осуществляется посредством четырех модулей вспомогательных РДТТ. Система впрыска включает семь контейнеров с жидкостью, блок наддува и четыре модуля электрогидравлических инжекторов управления.

В качестве впрыскиваемой жидкости используется 55%-й водный раствор перхлората натрия, выдавливаемый сжатым азотом.

Двигатель М-34 оснащен СУВТ с гидроприводами совместно с боковыми РДТТ управления по крену. Раздвижное сопло двигателя М-34 качается в гибком подвесе парой электромеханических сервоприводов с пропорциональным цифровым преобразователем и блоком батарей. Стабилизация РН после окончания работы основного двигателя осуществляется с помощью 16 модулей сопел, работающих на гидразине, выдавливаемом холодным газом. Вся система состоит из 16 ЖРД, пары топливных баков (10,6 кг каждый), двух наборов баллонов наддува со сжатым азотом и двух наборов приводов управляющих клапанов.

Для закрутки верхней (четвертой) ступени РН служат тангенциально установленные РДТТ, работающие на топливе, содержащем меньшую долю алюминия.

В настоящее время процесс разработки проекта РН М-V можно считать завершенным. Летные испытания РН окончились.

РН M-V на старте

Почти полувековой опыт японских организаций в области ракетных разработок был сконцентрирован в новой РН, что делает ее одной из наиболее совершенных твердотопливных РН мира.

Предполагалось, что РН будет служить «рабочей лошадкой» для японских космических научных миссий, но по многим причинам стоимость программы и промежутки между запусками значительно выросли. В ближайших планах — только несколько пусков.

Японская РН М-V создана ISAS для осуществления возможности выведения КА на межпланетные траектории. Грузоподъемность РН позволяет выполнять запуски автоматов к Луне, Марсу, Венере и в пояс астероидов.

В проект полностью твердотопливной РН М-V были заложены следующие принципы:

• использование таких достоинств ракетного двигателя твердого топлива, как простота и малая стоимость, для запуска КА среднего размера;

• совершенствование и модернизация технологий (новые сверхлегкие материалы и конструкции, управление и наведение, аэродинамика, бортовое радиоэлектронное оборудование и т.д.);

• в качестве космодрома был использован KSC с соответствующей инфраструктурой;

• сохранение низких затрат на эксплуатацию для проведения (no возможности) ежегодных пусков РН.

Трехступенчатая ракета-носитель М-V имеет стартовую массу 135 т, общую длину 30,7 м, максимальный диаметр корпуса 2,5 м и способна доставить КА массой 1,85 т на низкую околоземную орбиту — почти втрое больше, чем ее предшественник РН M-3SII.

Ракета-носитель M-V

Первый старт РН М-V состоялся 12.02.1997 г.

Поскольку РН M-V имеет примерно такую же высоту, что и РН M-3SII, планировалось, что новая РН сможет использовать существующую пусковую инфраструктуру с минимальными модификациями.

РН M-V запускается из Центра KSC; в подготовке к пуску участвуют примерно 300 человек.

В отличие от более ранних разработок, двигатели РН М-V не были адаптацией существующих РН, а создавались заново.

Был разработан РДТТ М-14 для первой ступени РН. Он снаряжен двухсегментным зарядом твердого топлива с центральным каналом (сечение – семилучевая звезда), спрофилированным из условий уменьшения эффективного времени горения и снижения гравитационных потерь, с выходом на тягу 196 кН на 75-й секунде полета.

Заряд топлива второй ступени РН тоже имеет канал в виде семилучевой звезды.

Форма заряда топлива третьей ступени РН сложнее — он имеет центральный (девятилучевая звезда) и две радиальные щели. Так обеспечивается необходимый уровень тяги при воспламенении и стабильный («плоский») график тяги, не свойственный сферическому РДТТ.

Двигатель М-34 — третья ступень РН M-V

Разгонный двигатель четвертой ступени РН имеет «растянутый» график работы; начальная тяга насколько возможно снижена для управления ориентацией стабилизированной вращением ступени РН.

Для уменьшения гравитационных потерь для первой и второй ступеней РН использован принцип «горячего разделения». Двигатель второй ступени РН запускается в момент спада тяги М-14. Только за счет этого массу выводимого РН полезного груза удалось увеличить на 50 кг. Для этого создан специальный межступенной отсек, допускающий:

• сброс без соударения с соплом двигателя второй ступени РН;

• противодействие сжимающим нагрузкам от остаточной тяги двигателя М-14 после срабатывания пиротехники для разделения, и разделение, когда нагрузки меняют знак;

• свободный выпуск газов, истекающих из двигателя второй ступени РН.

Работа межступенного отсека при горячем разделении первой и второй ступеней РН M-V

Хвостовой отсек переходника — решетка, через которую истекают газы из двигателя второй ступени РН; средний отсек — цилиндрический, составлен из трех подкрепленных панелей. Детонационный удлиненный заряд, проложенный по периферии вокруг передних и хвостовых частей отсека, запускается в момент включения двигателя второй ступени РН и разрезает конструкцию. Пока двигатель М-14 работает на остаточной тяге (нагрузка сжимающая), панели отсека соединены. Когда нагрузка становится растягивающей (тяга двигателя второй ступени РН растет, а тяга двигателя М-14 падает до нуля), панели спереди отделяются от второй ступени РН и разворачиваются с помощью пружин вокруг шарниров в задней части («цветок с тремя лепестками»).

Начиная с четвертого полета РН М-V, конструкция переходника была упрощена: решетчатая ферма увеличилась в 1,5 раза, а обечайка отсека стала неразъемной; она остается на второй ступени РН после разделения.

Основа конструкции отсека между второй и третьей ступенями РН — подкрепленная цилиндрическая оболочка. Внутри нее установлено приборное оборудование второй ступени РН, снаружи, спереди — двигатель М-34 и головной обтекатель. Разделение ступеней РН — «холодное»: блоки расталкиваются пружинами с относительной скоростью 2,2 м/с, чтобы избежать соударения даже в случае, если вторая ступень РН обладает остаточной тягой.

Двигатели М-14 (первая ступень РН) и М-24/25 (вторая ступень РН) имеют корпуса из высокопрочной стали, двигатели М-34 (третья ступень РН) и KM-V1 (разгонная четвертая ступень РН) — из углерод-углеродного композиционного материала.

Материал и метод изготовления корпусов двигателей М-14 и М-24/25 выбирался более чем из десятка претендентов на основании технико-экономического анализа. Цилиндрические обечайки РДТТ сварены из катаных листов, днища получены прессованием заготовок с последующей механообработкой. Силовые шпангоуты — точеные.

Головной обтекатель имеет длину примерно 9 м и диаметр 2,5 м. Он образован двумя многослойными оболочками из углерод-углеродного композиционного материала с сотовым заполнителем и подкреплен продольными и поперечными элементами. Разделение «половинок» головного обтекателя — посредством толкателей и пружин.

Вся внешняя поверхность головного обтекателя покрыта слоем пробковой теплозащиты. Обтекатель держит скоростной напор 149 кПа при угле атаки 5° и числе Маха 3,1. По суммарной массе (715 кг) он всего в 1,5 раза тяжелее головного обтекателя РН M-3SII, хотя длина и диаметр увеличены более чем на 30% и 50% соответственно.

Кстати, в Самаре установлен памятник ракете-носителю «Союз»! Хотите увидеть эту монументальную конструкцию? Тогда Вам следует знать, что выгоднее всего Вам будет приобрести жд билеты через интернет — на сайте ждонлайн.рф!

В отличие от таких проектов, как РН Ares и даже РН Falcon (еще один финалист конкурса COST), рассчитанных на длительную перспективу, срок жизни РН Taurus II четко очерчен временными рамками: с 2010 г., когда прекратят летать шаттлы, до 2015-2016 гг., когда США планируют уйти с МКС. Кроме того, число двигателей НК-33 ограниченно — их, в зависимости от темпа запуска, должно хватить на срок от 5 до 10 лет. Нет никаких указаний на то, что фирма Aerojet серьезно собирается развернуть их серийное производство. В этом случае, естественно, РН надо сделать быстро и как можно дешевле. И здесь как нельзя кстати оказались двигатели НК-33. Сейчас уже трудно сказать, каковы были настоящие цели закупки в России этих двигателей. Возможно, американцы хотели изъять конкурента с рынка коммерческих запусков. Может быть, целью было приобщение к технологиям создания углеводородных ЖРД замкнутой схемы. Не исключено, что в США действительно хотели создать недорогую многоразовую РН. Но проект РН Kistler К-1 закрыт, а двигатели, за которые были уплачены хорошие деньги, остались. Перед фирмой Aerojet неизбежно встал вопрос: что делать с почти полусотней весьма приличных, но, похоже, никому не нужных изделий.

3D модель РН Kistler К-1

В этой ситуации разработка недорогой.одноразовой РН — подходящий вариант для всех: для OSC, для Aerojet для АТК и, конечно, для украинской стороны. В последние годы ГКБ «Южное» и «Южмашзавод» пытаются усиленно «пристроить» свои ракетные проекты на Западе. Пока удачно развивается только направление, связанное с РН «Зенит», — «Морской старт» и «Наземный старт». Судьба же семейства РН «Маяк» — под большим вопросом.

Старт РН Vega

И дело здесь не в технике — в компетентности украинских ракетостроителей сомнений нет. Рыночная ниша таких проектов ограниченна и насыщена конкурентами. В международной программе легкой европейской РН Vega украинское предприятие принимает участие как разработчик ЖРД для четвертой ступени РН. Проект, прямо скажем, небольшой, да и сами европейцы уже подумывают о применении новых двигателей на последней ступени РН Vega. Получается, что РН Taurus II — одна из немногих работ, позволяющих ракетчикам Украины коммерциализировать свои технологии.

Насколько успешным он окажется с точки зрения поставленных целей — зарабатывания денег на имеющемся заделе — сказать трудно. С одной стороны, почему бы NASA и не допустить к программе COTS еще одного участника? Тем более что РН «Телец» второго поколения выглядит весьма неплохо: он может решать до 98% задач РН Delta II, но при существенно меньшей стоимости. Однако у основного конкурента — SpaceX — сейчас на руках все козыри. Только что состоялся долгожданный успешный полет РН «Фалкон-1», а недавно проведены не менее успешные огневые испытания первой ступени тяжелой РН «Фалкон-9» с полностью комплектной девяти двигателей из девяти двигателей.

Тем не менее, у РН Taurus 11 есть некоторые шансы принять участие в программе COTS, а при удачном стечении обстоятельств эта, несомненно, интересная РН может рассчитывать и на более длинную жизнь.

Новую коммерческую РН Taurus II («Телец II») создает фирма Orbital Sciences Corporation (OSC) в кооперации с корпорацией АТК, компанией Aerojet General и украинскими предприятиями ГКБ «Южное» и Южный машиностроительный завод имени А.М. Макарова.

РН Taurus II позиционируется как недорогое средство среднего класса, приближающееся по характеристикам к ракетам Delta II. РН разрабатывается в расчете на участие в программе коммерческого снабжения МКС COTS (Commercial Orbital Transportation Services).

РН сможет выводить около 7 т груза на низкие орбиты.

Космический аппарат Cygnus (на переднем плане)

Предложение OSC для участия в программе COTS включает в себя РН среднего класса Taurus II, перспективный маневрирующий КА Cygnus («Лебедь»), а также несколько герметичных и негерметичных грузовых модулей для доставки грузов на МКС.

Двухступенчатая РН длиной 40 м построена по тандемной схеме моноблочной компоновки. Обе маршевые ступени РН выполнены в едином «калибре» 3,9 м.

Структурная схема РН Taurus II

Первая ступень РН Taurus II длиной около 26,5 м оснащена двумя жидкостными двигателями AJ-26-62. Это не что иное, как доработанные российские двигатели НК-33 разработки СНТК имени Н.Д. Кузнецова, закупленные в России во второй половине 1990-х корпорацией Aerojet в количестве 46 штук.

Доработка указанных двигателей включала установку подвески для изменения направления вектора тяги и новой электронной аппаратуры, а также адаптацию двигателя к компонентам топлива американского производства.

Разработчиком корпуса первой ступени РН выбрано ГКБ «Южное»; конструкция использует укороченные топливные баки РН «Зенит-2» с соответствующими доработками. Этот топливный отсек близок по габаритам к аналогичному отсеку проектируемых украинских РН «Маяк-22/23».

Основная конструкция первой ступени РН Taurus II состоит из бака жидкого кислорода, бака керосина, межбакового и хвостового отсеков. Длина конструкции — 27,5 м, диаметр — 3,9 м, масса «сухого» блока — 13,15 т.

Стартовая масса первой ступени РН оценивается в 200-220 т; тяга двух двигательных установок НК-33 достигает 308 те на уровне моря и до 342 те в вакууме.

Общий вид РН Taurus II

Вторая ступень РН (РДТТ Castor-30 корпорации АТК — укороченная модификация известного и широко используемого двигателя Castor-120, с массой твердого топлива 13,61 т и суммарной массой 14,74 т) подвешена внутри цилиндрической оболочки длиной примерно 4,5 м, сверху оканчивающейся головным обтекателем длиной 8,3 м и диаметром 3,9 м. Управление по тангажу и рысканью обеспечивается отклонением сопла в двух плоскостях.

Тяга второй ступени РН составляет 41,163 тс, удельный импульс в вакууме — 282 с, время работы РДТТ — 82,5 с. Столь короткий активный участок, вероятно, предполагает введение баллистической паузы после отделения первой ступени РН.

Для довыведения полезного груза используется «блок подъема орбиты» ОЮС (Orbit Raising Kit), оснащенный ЖРД на азотном тетроксиде и гидразине. Концепция модуля основана на более ранней разработке OSC — блоке STAR Bus для РН Minotaur IV, созданной, в свою очередь, на базе МБР Peacekeeper (MX).

РН получилась простая и, по мнению разработчиков, достаточно эффективная. Ее разработка заняла всего-навсего три года, а первый запуск состоялся в IV квартале 2010 г. Ничего удивительного — похоже, это РН-однодневка.

Вам больше по душе живопись, а не высокие технологии, разобраться в которых под силу лишь специалистам в данной области? В таком случае рекомендую Вам поближе познакомиться с творчеством П.А. Федотова и особое внимание обратить на его картину «завтрак аристократа», любоваться которой можно дни напролет!

Узнайте подробности на pudra.cz.

РН Ariane 3 на стартовой площадке

Стоимость запуска РН РН Scout составляла в начале 1990-х годов примерно 10 млн. долл.

Италия предложила установить на первой ступени РН Scout два навесных стартовых твердотопливных ускорителя от РН Ariane 3. Проект, известный как РН Scout II, или Eagle Scout, мог бы выводить на орбиту КА массой 525 кг.

В 1981 г. специалисты предлагали заменить первую ступень РН Scout электромагнитной катапультой, которая разгоняла бы РН вдоль девятикилометровой трассы, построенной в западных отрогах гор Сьерра Невада. Это позволяло не только сэкономить на первой ступени РН, но и увеличить массу полезного груза. Однако, гибридная электрохимическая РН Electro-Scout осталась лишь на бумаге.

С началом микроминиатюризацией электроники можно было делать небольшие долгоживущие КА. РН Scout могла запускать такие КА на орбиты любого наклонения и практически любой высоты — вплоть до геостационарных.

Для запусков КА в восточном направлении использовался полигон на острове Уоллопс.

Установка РН Scout Junior на пусковую установку полигона на острове Уоллопс

Стартовый комплекс SLC-5 авиабазы ВВС Ванденберг на западном побережье США также имел стартовый стол для запуска РН Scout на орбиты с большим (в т.ч. приполярным) наклонением.

Запуск РН Scout с «Сан-Марко» в 1964 году

Экваториальный подвижный полигон «Сан-Марко» (San Marco Equatorial Mobile Range) для запусков РН Scout на орбиты с малым (в т.ч. приэкваториальным) наклонением располагался в бухте Нгвана (Ngwana Вау) в Индийском океане у восточного побережья Кении. Пусковой комплекс, состоящий из плавучих платформ, был изготовлен по заказу итальянского правительства. Платформа «Сан-Марко» содержала пусковое сооружение, стартовый стол и оборудование для сборки, проверки и запуска РН. Интеграция и проверка РН выполнялись на транспортере, внутри защитной пусковой башни. Сооружения для испытаний и проверок КА, в т.ч. «чистая комната», располагались на платформе «Санта-Рита». С комплекса San Marco было проведено восемь успешных пусков РН Scout в интересах Италии и США.

Пуски РН Scout прекратилась после ввода в эксплуатацию крылатой РН воздушного запуска Pegasus. С первого старта 5 апреля 1990 г. РН Pegasus показала себя как гораздо более мощная, гибкая, современная и — что немаловажно — экономически выгодная система. При стартовой массе как у РН Scout, PH Pegasus могла выводить на орбиты любого наклонения КА в два раза большей массы.