Декабрь 2008 г. ознаменовался обострением глобального финансового кризиса. Последний затронул многие отрасли мировой и национальных экономик, но пока не дошел до рынка пусковых услуг. Во всяком случае, такие провайдеры, как Arianespace, ILS и Sea Launch, работают по заказам, полученным ранее, и последствий кризиса на себе не ощущают. Правда, это лишь пока: в 2008 г. заключено только 20 контрактов, в то время как в 2007 г. их было получено 25.

Портфель заказов компании Arianespace, заключившей 11 новых контрактов на общую сумму порядка 1,5 млрд. долл., включает:

• 27 геостационарных КА связи, предназначенных к запуску 14 РН Ариан 5 (26 КА — в парных запусках и один КА — в одиночном запуске);

• 10 КА для правительственных учреждений;

• 9 КА специально под РН «Союз-ST».

Запуск РН Союз-ST

В 2009 г. Arianespace планировал выполнить из Гвианского космического центра десять пусков: восемь пусков РН Ariane 5 и по одному пуску — новых РН «Союз-ST» и Vega. Планировалось, что РН «Союз» в своем первом полете выведет на орбиту геостационарный КА связи, а РН Vega — итальянский геодезический КА Lares и несколько наноспутников класса «кубсат».

РН Ariane 5ES

На 2010 г. был запланирован пуск семи РН Ariane 5, трех-четырех РН «Союз» и столько же РН Vega. Во избежание ненужной конкуренции между своими РН, компания предполагала запускать европейские навигационные КА Galileo как на ракетах Ariane 5ES, так и на РН «Союз».

РН Vega

К настоящему времени Arianespace располагает 15 РН Ariane 5; завершаются переговоры о пусках 14 РН «Союз-ST» и пяти РН Vega.

На случай невозможности выполнения обязательств перед клиентами компания имеет договоры о взаимной подстраховке с Sea Launch (РН «Зенит-ЗSLВ») и Mitsubishi (РН Н-2А), а также с Индией (РН GSLV и PSLV).

Для групповых запусков серийных КА навигационной системы Galileo (по два, массой 730 кг каждый) с 2010 г. планируется использоваться РН «Союз-ST» с улучшенным вариантом разгонного блока «Фрегат». На усовершенствованном РБ «Фрегат» будет установлен двигатель С5.92 с удлиненным сопловым насадком, новый бортовой компьютер и 12 дополнительных топливных баков трех различных типоразмеров, интегрированных с конструкцией ступени и увеличивающих объем топливного отсека на 20% при росте массы конструкции ступени РН всего на 6%.

Транспортировка РН Протон-М к стартовой площадке

Между тем и конкуренты Arianespace не дремлют: консорциум International Launch Services (ILS), контролируемый Центром имени М.В. Хруничева, осуществил в 2008 г. шесть коммерческих запусков (все с помощью РН «Протон-М — Бриз-М») и официально объявил о заключении пяти контрактов. В 2009 г. ILS планировал выполнить шесть-семь коммерческих пусков, и еще три-пять пусков в интересах национальных программ РФ. В целом портфель ILS включал 22 заказа совокупной стоимостью примерно 2 млрд. долл.

Sea Launch осуществил в 2008 г. пять запусков по программе «Морской старт» и один «Наземный старт». Компания сообщила о трех новых заказах и подписала контракт на два пуска с целью развертывания многоспутниковой системы 03b Networks Ltd., начиная с конца 2010 г. В 2009 г. Sea Launch предусматривал три пуска «Морского старта» в Тихом океане и два-три «Наземного старта» с Байконура.

Будущее европейских РН связано с реализацией следующих программ:

• эволюционного развития РН Ariane 5 (Post-ECA);

• сопровождения РН Ariane (ARTA) и Vega (VERTA);

• подготовки к будущим РН (FLPP);

• развития Гвианского космического центра.

Для реализации программы Post-ECA есть три основания:

• дальнейший рост характеристик средств выведения для запуска КА увеличивающейся массы;

• повышение гибкости для соответствия РН различным типам миссий;

• сохранение конкурентоспособности европейской промышленности в разработке средств выведения.

Решение по ГКЦ заключается в том, что отныне затраты на пуски разделяются между тремя европейскими РН: за пуски РН Ariane-5 и «Союза-ST» заплатит Arianespace, а за пуски РН Vega — страны, которые участвуют в этой программе.

Планируете приобрести точную копию ракетного двигателя РД-0120 в Поднебесной? Тогда Вам будет определенно точно интересно узнать, что товары из Китая доставят Вам быстро и качественно опытные и высококвалифицированные специалисты компании “FIALAN”.

Узнайте подробности прямо сейчас на сайте www.fialan.com.ua.

Ракетный двигатель РД-0120 на выставочном стенде

По проекту МКП является одноступенчатой крылатой ступенью РН длиной 54 м и размахом крыла 32,5 м, которая может быть пилотируемой или беспилотной. Аппарат оснащен четырьмя двигателями РД-0120, форсированными по тяге на 10%. Для довыведения и орбитального маневрирования используются два существующих кислородно-водородных ЖРД тягой 7,5 тс (11Д56/КВД-1), а в качестве двигателей ориентации и стабилизации — 34 кислородно-водородных ЖРД малой тяги. Для защиты силового корпуса МКП от высокой температуры при движении в плотных слоях атмосферы на участках выведения и спуска, а также от газодинамического воздействия работающих ЖРД предусмотрено теплозащитное покрытие. Полезный груз размещается в раскрывающемся верхнем отсеке.

После разделения с экранолетом МКП за счет маршевых двигателей выводится на переходную орбиту с перигеем 90 км и апогеем 200 км. В апогее ЖРД орбитального маневрирования довыводят его на опорную орбиту высотой 200 км. После выполнения необходимых действий на орбите ЖРД орбитального маневрирования выдают тормозной импульс — МКП входит в атмосферу и планирует к аэродрому посадки.

В материалах технического предложения были рассмотрены два варианта МТКС: с начальной массой МКП 685 т и 800 т.

Кроме прочего, экранолет может доставлять одноразовые РН или МКП с завода-изготовителя к месту базирования. Создание тяжелого экранолета в составе МТКС может быть реализовано на базе существующей инфраструктуры и производственной базы Дальнего Востока с участием Авиационного производственного объединения имени Ю.А. Гагарина в Комсомольске-на-Амуре (КнААПО), судостроительного завода в г. Хабаровске, аэродромов в районе г. Владивостока и г. Хороль и других предприятий.

МТКС с использованием экранолета в качестве мобильной пусковой платформы для одноразовых РН и многоразового космоплана обладает следующими преимуществами по сравнению с одноразовыми РН наземного старта:

• меньшая номенклатура создаваемых средств выведения: вместо нескольких одноразовых РН различной грузоподъемности создается одна МТКС;

• расчетная удельная себестоимость выведения полезного груза на опорную орбиту с помощью МТКС с использованием МКП в 3 .. .5 раз меньше, чем при использовании одноразовых средств выведения с наземным стартом;

• возможность выведения полезного груза на орбиты с любым наклонением;

• возможность запуска МКП из зоны экватора, что резко увеличивает грузоподъемность на геостационарную и геопереходную орбиты;

• всеазимутальность запуска и исключение зон отчуждения за счет отсутствия сбрасываемых элементов.

Общий вид МТКС второго этапа.

Как любое новое предложение, особенно столь нестандартное, предлагаемый проект вызывает ряд вопросов. Наиболее спорна экономика проекта. Особенно проблематичным выглядит разработка и штучное производство огромного экранолета. Однако разработчики считают, что применение экранолета оправдывается как минимум двумя обстоятельствами.

Во-первых, при большом ресурсе амортизация стоимости создания и производства на один полет будет невелика, а эксплуатационные расходы — как у больших транспортных самолетов.

Во-вторых, финансовая нагрузка с космического использования может быть частично снята за счет народнохозяйственного применения экранолетов. К примеру, освоение Восточной Сибири, Дальнего Востока, шельфов Тихого и Северного Ледовитого океанов требует создания новой высокоскоростной транспортной системы для круглогодичных перевозок. В 2002 г. под эгидой РАЕН, Академии транспорта России и Международной академии экологии и природоведения был выпущен проект «Ноосферные транспортные системы Сибири и Дальнего Востока». В нем было показано, что постройка амфибийных экранолетов грузоподъемностью 10 т, 90 т и 600 т позволит создать новую систему для регулярных, скоростных, круглогодичных перевозок как внутри материковой части России, так и по северным и восточным морям, а также для межконтинентальных перевозок грузов с высокой транспортной эффективностью.

Разумеется, рассматриваемый проект не является бесспорным, но, несомненно, представляет большой интерес. В целом, инновационный характер проекта позволит ему в течение длительного времени выполнять роль мультипликатора развития экономики Сибири и Дальнего Востока.

Планируете воспользоваться услугами малоизвестной фирмы? Тогда, прежде чем заключать с ней контракт, я настоятельно рекомендую Вам прочить о ней отзывы pravogolosa.net, которые расставят все точки над “и“ и позволят Вам принять взвешенное и обдуманное решение, которое будет выгодно, прежде всего, Вам!

Еще в 1960-е годы в нижегородском Центральном конструкторском бюро по судам на подводных крыльях (ЦКБ по СПК) под руководством Р.Е. Алексеева был построен и испытан самый большой до настоящего времени экраноплан КМ массой 544 т, прозванный «каспийским монстром». До появления самолета «Мрия» это был рекорд для летательных аппаратов. В эксплуатацию же был сдан целый парк других аппаратов большой грузоподъемности типа «Лунь» и «Орленок». В ЦКБ по СПК были выполнены проектные проработки экранопланов (экранолетов) с начальной массой 1000…3000 т, в том числе для транспортировки и запуска РН.

Экранолет ВВА-14

В таганрогском ОКБ Г.М. Бериева под руководством Р.Л. Бартини проектировались комбинированные экранолеты ВВА-14. В настоящее время в ТАНТК имени Г.М. Бериева прорабатывается проект гидросамолета Бе-2500 (где число означает взлетную массу в тоннах), способного летать в режиме экраноплана.

Общий вид гидросамолета Бе-2500 ОКБ Бериева

С1992 по 2008 гг. ЦАГИ, МНТЦ ПНКО, ЦКБ по СПК, 000 «Маренго» и другими организациями были проведены НИР, показавшие возможность и перспективность создания частично или полностью многоразовой транспортной космической системы с использованием высотного запуска одноразовых РН или многоразового воздушно-космического самолета (многоразового космоплана — МКП) с борта экранолета на высоте 8-9 км.

Предварительный разгон РН или МКП на борту экранолета и высотный старт обеспечивает уменьшение запаса потребной характеристической скорости для выхода на орбиту примерно на 800…900 м/с (благодаря увеличению удельного импульса тяги маршевых ЖРД, уменьшению аэродинамических и гравитационных потерь), что существенно улучшает энергетические характеристики системы. Способность экранолета доставлять РН или МКП в зону пуска в районе экватора дополнительно позволяет уменьшить потребный запас характеристической скорости для выведения полезного груза на геостационарную орбиту примерно на 1000.. .1200 м/с по сравнению с запусками на геостационарную орбиту с территории России.

Для облегчения конструкции МКП не имеет взлетного шасси и использует более легкое посадочное шасси и крыло уменьшенной площади.

Экранолет должен иметь ресурс на 40 лет эксплуатации и на 1000 взлетов и посадок. Таким образом, два-три экранолета способны обеспечить эксплуатацию системы до середины XXI века и далее.

К настоящему времени концепция рассматриваемой ракетно-космической системы практически полностью исследована. Предполагается, что она может базироваться на озере Ханка в районе известного аэродрома в г. Хороль или на побережье Японского моря в районе г. Владивостока.

При выполнении космического запуска экранолет (первая ступень системы) и РН (вторая ступень) заправляются компонентами топлива. После этого экранолет, летящий в режиме действия экрана, движется в заданный район пуска, а затем разгоняется и набирает высоту 8 …9 км и скорость порядка М=О,6 …0,7. Делая небольшую горку с выходом на траекторный угол 10. . .15°, экранолет и РН разделяются. В целях безопасности в проект заложена «холодная» схема разделения: ЖРД РН или МКП включаются после удаления от экранолета на- 500 м.

Система получается достаточно гибкой: в качестве РН могут использоваться одноступенчатые водородные или двухступенчатые керосиновые одноразовые РН либо МКП. Во всех случаях для выполнения высокоэнергетических миссий возможно использование космических разгонных блоков. Наиболее перспективной представляется систем с МКП. Согласно выполненным оценкам, удельная стоимость пуска при использовании МКП будет примерно в 5-10 раз меньше, чем при эксплуатации традиционных одноразовых РН.

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.

Планируете улучшить систему безопасности своего оборонного предприятия, специализирующегося на разработке ракета-носителей нового поколения? Тогда Вас определенно точно заинтересуют системы для контроля доступа PERCo, предоставляющие высочайший уровень безопасности!

Убедиться в этом Вы сможете и сами, если прямо сейчас посетите сайт www.perco.ru.

Следует отметить, что на этом этапе проект отличался тщательной проработкой ракетного сегмента и глубоким технико-экономическим обоснованием. Однако удобство его эксплуатации и безопасность вызывали сомнения, поскольку вопрос о возможности перевозки внутри фюзеляжа тяжелого транспортного самолета РН, снаряженной жидким криогенным топливом, не был решен. Специалисты АНТК имени О.К. Антонова, участвовавшие в доработке авиационного сегмента, очень осторожно и обтекаемо говорили о его технической реализуемости и надежности. Они исходили из того, что в коммерческой космонавтике одна-пять аварий на 100 пусков — приемлемый результат. Более того, некоторые ракетные системы успешно эксплуатируются и при более высоких уровнях аварийности (например, РН «Зенит»). Между тем есть разница между аварией беспилотной РН на безлюдной стартовой позиции и аварией при старте с самолета с экипажем на борту. К тому же, в отличие от космонавтов при пилотируемых запусках, экипаж самолета-носителя средствами аварийного спасения не располагает.

Жидкостный ракетный двигатель НК-43

РКК «Энергия» предложила заменить первую жидкостную ступень РН двухступенчатой твердотопливной РН (чтобы сохранить энергомассовые характеристики РН) на базе существующих РДТТ разработки НПО «Искра». Но на этот вариант не пошло руководство АКК «Воздушный старт», где сильные позиции занимали представители самарских предприятий, в т.ч. СНТК «Двигатели НК» — поставщика двигателя НК-33/НК-43. Они очень хотели использовать этот выдающийся во всех отношениях двигатель.

Из-за разногласий в технических и политических вопросах РКК «Энергия» вышла из кооперации по системе «Воздушный старт». Ее место занял ГРЦ «КБ имени В.П. Макеева», который продолжил разработку жидкостного варианта РН «Полет», но уже под несколько другую компоновку и типоразмеры.

В настоящее время разработка АКС «Воздушный старт» ведется одноименной корпорацией совместно с рядом предприятий ракетно-космической отрасли России и Украины.

Основные участники проекта:

• АНТК имени О.К. Антонова — разработка авиационного сегмента, включая СН со средствами подготовки и обслуживания на аэродромах;

• ГРЦ «КБ имени В.П. Макеева» — разработка ракетного, космического сегментов и командного пунктов, Включая РН, космический РБ и наземный комплекс подготовки к пуску и управления полетом;

• ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» — разработка второй ступени РН и производство РН «Полет»;

• СНТК имени Н.Д. Кузнецова — модификация двигателя НК-43 в маршевый двигатель первой ступени РН «Полет»;

• НПО «Автоматика» — разработка системы управления РН;

• КБТМ — разработка наземного и бортового комплекса подготовки и проведения пуска РН.

По мнению руководства АКК «Воздушный старт», данная система позволит в 6 раз удешевить запуск в космос низкоорбитальных аппаратов. Если Россия в ближайшее время реализует данный проект, то сможет освоить около половины мирового рынка низкоорбитальных запусков.

Надо заметить, что разработка затевалась в пору всеобщего увлечения многоспутниковыми группировками. С помощью системы «Воздушный старт» предполагалось выводить на орбиту по несколько (два-три) аппаратов одновременно либо проводить периодическое восполнение в рядах группировки. Главным доводом в пользу АКС считался возросший спрос на рынке запусков КА среднего и малого класса на средние и низкие орбиты. Некоторые эксперты прогнозировали запуск около 1800 легких КА до 2015 г.; емкость рынка оценивалась в 10-15 млрд. долл.

Наиболее известной российской разработкой системы «Воздушного старта» начала 1990-х стал комплекс «Диана-Бурлак» (Ту-160СК), по концепции схожий с американской крылатой РН Pegasus.

Ту-160СК

Определяя требования к этой авиационно-космической системе, российские (тогда еще советские) разработчики руководствовались следующими основными принципами:

• минимальные затраты и сроки создания;

• наибольшая эффективность применения.

Для реализации этой концепции предполагалось использовать эффективные и готовые (реально имеющиеся) элементы: самолет-носитель (СН) — доработанный вариант тяжелого сверхзвукового бомбардировщика-носителя стратегических крылатых ракет большой дальности Ту-160; на внешней подвеске (под фюзеляжем СН) закреплена крылатая РН «Бурлак», создаваемая на базе существующих решений. Она может рассматриваться как укрупненный двухступенчатый жидкостный аналог РН Pegasus XL.

Несмотря на то, что Ту-160 — единственный в мире самолет, способный выйти на сверхзвуковой режим полета с закрепленной на внешней подвеске крылатой РН таких габаритов, основной особенностью АКС являлась возможность пуска РН как на дозвуковой (М=0,8, высота 9-11 км), так и на свехзвуковой (М=1,7, высота 12-13 км) скорости.

Работы по проекту велись в кооперации, возглавляемой МКБ «Радуга» и АНТК им А.Н. Туполева.

Примерно в те же годы в Западной Европе рассматривалась концепция воздушного запуска легкой крылатой РН Diana со «спины» сверхзвукового СН Concord. Но отечественная разработка обладала целым рядом преимуществ перед иностранной. Запрячь «коня и трепетную лань» взялась германская фирма ОНВ System GmbH (Бремен). Немцев особенно подкупала возможность использования АКС практически из ли точки земного шара — своего космодрома они не имели, а в пусковой инфраструктуре ЕКА занимали далеко не первое место. Аэродром базирования должен был обладать достаточно длинной ВПП и очень простыми средствами подготовки полезного груза. Предполагалось, что ампулизированная крылатая РН не потребует обслуживания.

В качестве зарубежных заказчиков выступили Германское аэрокосмическое агентство DARA и Федеральное министерство по образованию и научным исследованиям BMBF при содействии Федерального министерства экономики и технологии BMWI. Предполагалось, что коммерческие пуски могут начаться уже через три года после открытия полномасштабного финансирования, объем которого был оценен в 160 млн. долл. Стоимость одного коммерческого запуска оценивалась в сумму 2,5 млн. долл.

После социальных и экономических потрясений первых лет «перестройки» состояние российского авиационного и ракетно-космического комплекса стало стремительно ухудшаться. Западный инвестор, видя такое положение, согласился профинансировать лишь начальный этап НИР (по некоторым данным, немецкий взнос составил 600 тыс. марок).

В середине 1990-х сверхзвуковой самолет Ту-160 с макетом РН «Диана-Бурлак» несколько раз показывали на авиасалонах МАКС; там почти десять лет мелькали превосходно выполненные масштабные модели крылатой РН. На стендах МКБ «Радуга» специалисты предприятия сообщали, что, несмотря на практическую решенность всех технических проблем, финансирование свернуто, а работы по проекту продолжаются только за счет энтузиазма МКБ и АНТК.

РН «Штиль»

ГРЦ «КБ имени В.П. Макеева (г. Миасс) предложило проект АКС «Аэрокосмос», основанной на РН «Штиль-3А» или «Риф-МА», при использовании дозвуковых самолетов-носителей Ил-76МД, Ан-124 или Ан-225 в качестве пусковой платформы. РН (модифицированные баллистические ракеты для пуска с подводной лодки) предполагалось катапультировать в воздухе из грузового отсека СН с помощью пневматической системы или вытяжного парашюта. По расчетам, РН «Штиль-ЗА» на базе трехступенчатой жидкостной ракеты РСМ-54 при воздушном пуске на дозвуковой скорости могла бы выводить на низкую околоземную орбиту КА массой более 600 кг, в как РН «Риф-МА» (твердотопливная ракета РСМ-52) — более 1000 кг. Комбинированная РН «Прибой-М» создается на базе комбинаций ракет РСМ-52 и РСМ-54.

Самолет-носитель Ил-76МД

Обустраиваете свой загородный дом и Вам некогда вдаваться в подробности развития ракетного потенциала Японии? В таком случае, Вам определенно точно потребуются электрические котлы, которые смогут обогреть ваш дом в холодные периоды времени года. И приобрести такое оборудование на самых выгодных для себя условиях Вы всегда сможете на сайте tdtepla.ru.

Взлет РН Н-IIА

РН Н-IIА в конфигурации 202 снабжена двумя стартовыми твердотопливными ускорителями SRB-A и четырехметровым головным обтекателем типа 4S диаметром 4,07 м.

Приставка «А» помогает отличать стартовые твердотопливные ускорители РН Н-II от ускорителя SRB исходной РН Н-II.

Варианты конфигураций РН Н-II

Самым важным внешним отличием между РН Н-II и РН Н-IIА являются новые стартовые твердотопливные ускорители (они короче и «толще» прежних).

Твердое топливо получается при смешивании каучука (горючее), перхлората аммония (окислитель) и алюминиевого порошка (энергетическая присадка) и в виде густой пасты заливается в вакуумированный корпус двигателя, размещенный в шахте-автоклаве. Центральный канал РДТТ формируется извлекаемым впоследствии стержнем сложного сечения. Залитый топливом корпус двигателя нагревается. В каучуке имеются присадки, способствующие полимеризации твердого топлива. Затвердевший заряд по структуре напоминает твердую резину, из которой раньше изготавливались ластики для стирания чернил с бумаги.

Стартовые твердотопливные ускорители крепятся с двух сторон корпуса n ер вой ступени РН на шести узлах подвески каждый и отделяются при подрыве пироболтов.

Отделение от РН И-11А стартовых твердотопливных ускорителей

Гибкость использования различных вариантов РН Н-ИА обеспечивается навеской твердотопливных ускорителей двух номенклатур (два «толстых» SRB-A и различное число — от нуля до четырех — «тонких» SSB).

РН в конфигурации 202 имеет первую ступень РН длиной 37,2 м, диаметром 4 м и массой 114 т, оснащенную кислородно-водородным двигателем LE-7A стартовой тягой 1098 кН и продолжительностью работы 390 с.

Транспортировка ускорителя SRB-A от места его приводнения

Ускоритель SRB-A длиной 15,1 м и диаметром 2,5 м имеет массу 77 т, стартовую тягу 2245 кН и время работы 60 с.

Вторая ступень РН длиной 9,2 м, диаметром 4 м и стартовой массой 20 т оснащена кислородно-водородным двигателем LE-5B тягой 137 кН и временем работы 530 с.

Стартовая масса РН составляет 291 т, общая высота РН — 53 м, суммарная масса полезного груза около 1400 кг.

РН H-IIA (конфигурация 202): 1 — головной обтекатель; 2 — зона размещения КА; 3 — адаптер для крепления КА; 4 — силовая конструкция крепления КА; 5 — баллоны с криогенным гелием; 6 — бак горючего второй ступени РН; 7 — бак окислителя второй ступени РН; 8 — отсек оборудования; 9 — реактивная система управления; 10 — расходный баллон гелия; 11 — двигатель второй ступени РН (LE-5B); 12 — межступенной переходник; 13 — бак окислителя первой ступени РН; 14 — межбаковая секция; 15 — бак горючего первой ступени РН; 16 — стартовые ускорители SRB-A; 17 — отсек двигателя первой ступени РН; 18 — двигатели управления по крену; 19 — расходный баллон гелия; 20 — двигатель первой ступени (LE-7A); 21 — подвижное сопло ускорителя SRB-A

РН Н-IIА в конфигурации 2024 снабжена двумя основными стартовыми твердотопливными ускорителями SRB-A фирмы Ishikawajima-Harima Heavy Industries, четырьмя вспомогательными навесными стартовыми твердотопливными ускорителями SSB (двигатели Castor 4A-XL фирмы Thiokol) и четырехметровым «двухэтажным» головным обтекателем типа 4/4D-LC.

Для выведения на РН Н-IIА различных по форме и размерам КА используются различные варианты головных обтекателей. Так, например, используемый на РН Н-IIА в конфигурации 2024 и примененный при пуске 10 сентября 2002 года «двухэтажный» головной обтекатель имел высоту 16 м и относился к типу «раскрывающаяся раковина» (clamshell). Данный головной обтекатель способен вместить два КА и имеет две плоскости разделения — вертикальную в верхней части и горизонтальную в нижней. Верхняя часть головного обтекателя, защищающая верхний КА, сбрасывается на высоте 168 км; а нижняя часть головного обтекателя, вмещающая нижний КА, сбрасывается на высоте 454 км.

РН Н-IIА в конфигурации 204 снабжена четырьмя стартовыми твердотопливными ускорителями SRB-A, усовершенствованной маршевой двигательной установкой и усиленной конструкцией.

По стоимости пуска РН Н-IIА почти сравнялась с зарубежными конкурентами. Пуск российской РН «Протон», одного из основных конкурентов РН Н-IIА, стоит сегодня примерно столько же.

Пуски РН Н-ИА выполняются со стартового комплекса Йосинобу Космического центра Танэгасима.

Взлет РН H-IIB

РН H-IIB создана японским концерном Mitsubishi Heavy Industries (MHI).

РН Н-IIВ создана на базе РН Н-IIА, но имеет существенные отличия, связанные с увеличенной более чем на треть грузоподъемностью.

РН Н-IIА способна выводить примерно 12 т на низкую околоземную орбиту или 6 т на геопереходную. Для РН Н-IIВ эти показатели составляют 16,5 т и 8 т соответственно, благодаря чему новая РН может запускать сразу по два геостационарных КА, а также способна доставить на орбиту корабль HTV для снабжения МКС — его масса как раз и составляет 16,5 т.

Одни ли мы во Вселенной? Свое категоричное «ДА» на этот вопрос могут сказать только толстолобые глупцы и глубоко верующие люди, убежденные в божественном происхождении разумной жизни.

Большинство же видных ученых и теоретиков сходятся во мнении, что разумных существ во Вселенной не сотни и не тысячи, а миллиарды.

Но, давайте допустим, что в бескрайнем космическом вакууме обитает, к примеру, 100 000 высокоразвитых цивилизаций и постараемся порассуждать на эту тему. И главным вопросом в данном рассуждении станет: “Почему мы до сих пор не встретили братьев по разуму, которыми буквально кишат бескрайние космические просторы?”. Читать дальше>>

Доподлинно известно, что для восстановления своих сил астронавты принимают спортивное питание. А что хорошо для покорителей космических просторов, то будет полезно и нам – простым обывателям, желающим привести свое тело в форму. И в связи с этим, рекомендую Вам посетить сайт dostavka-pitania.ru — спортивное питание магазин, где Вы сможете приобрести на самых выгодных для себя условиях протеины, гейнеры, жиросжигатели и т.п. продукцию от мировых производителей!

Компания Galaxy Express при участии японского космического агентства JAXA разрабатывает новую РН Galex стартовой массой 210 т.

Первая ступень РН Galex — РН Atlas 3, поставляемая американской компанией Lockheed Martin.

РН Atlas 3

Вторая ступень РН Galex оснащается новым японским кислородно-метановым ЖРД.

РН Galex способна вывести на околоземную орбиту высотой 200 км полезный груз массой 4,4 т, на солнечно-синхронную высотой 800 км — 2,0 т, или на геопереходную — 1 ,4 т.

Метановый двигатель для РН Galex разрабатывается IHI и JAXA. Тяга двигателя составит 10 те (масса ступени РН — 15 т).

Общий вид РН GX

В Японии разрабатывался проект РН GX.

В качестве топлива второй ступени РН GX было рассмотрено использование различных пар компонентов топлива, а именно:

• жидкий кислород-керосин;

• жидкий кислород — метан (сжиженный природный газ);

• жидкий кислород — жидкий водород.

На рис ниже представлены сравнительные габаритные размеры кислородно-керосинового (слева), кислородно-метанового (в центре) и кислородно-водородного (справа) проектных вариантов второй ступени РН GX.

Сравнительные габаритные размеры кислородно-керосинового (слева), кислородно-метанового (в центре) и кислородно-водородного (справа) проектных вариантов второй ступени РН GX

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.