Вам гораздо ближе живопись, чем ракетостроение? Тогда, Вам будет определенно точно интересно узнать, что сделать заказ картины у художника Вы сможете на самых выгодных для себя условиях только на сайте artgelios.com! И можете не сомневаться, написанное мастером полотно станет прекрасным дополнением интерьера вашей роскошной квартиры!

Запуск ракеты с истребителя Eurofighter

Францией предложена РН воздушного базирования для запуска трех микроспутников системы радиоэлектронной разведки на 2008-2009 гг. Речь идет о легкой трехступенчатой РН, запускаемой с истребителя Eurofighter (EFA). Самолет-носитель может стартовать с итальянской авиабазы в Сардинии. Грузоподъемность РН — 50 кг; в эту массу укладываются некоторые европейские военные микроспутники.

Основные технические проблемы создания сверхмалых РН связаны, конечно, с масштабным фактором. При очень малых размерах толщины и площади сечений силовых элементов определяются не столько уровнем нагрузок, сколько технологическими факторами. В результате конструктивное совершенство наноносителей оказывается существенно меньшим, чем для РН «нормальной» размерности. Но этот же фактор, благодаря избыточности запасов прочности, предоставляет проектантам определенную свободу действий. Например, такая РН легче переносит маневры в атмосфере с большими поперечными перегрузками, что весьма полезно при воздушном старте. Одним словом, проектирование такой РН — это интереснейшая инженерная задача.

Можно ли создать наноноситель в России и почему проектов подобных ракет до сих пор нет? Ответ и сложен, и прост одновременно. До недавнего времени у нас в стране не было работоспособных КА массой до 10 кг. В Советском Союзе подобными аппаратами не занимались (в основном из-за слабой элементной базы), а с начала 1990-х ведущие ракетно-космические предприятия окунулись в «океан коммерции», во многом оставив задачи страны и ее обороны в стороне. Ни тогда, ни сейчас наноспутники особых денежных барышей не сулили (затраты на их создание несопоставимы с возможной прибылью). Поэтому все коммерческие усилия сделать в России «за государственный счет» экономически выгодный наноноситель обречены на провал. Об этом весьма красноречиво говорит факт замораживания программы «Ишим».

Концепт самолета-носителя ракеты Ишим

Тем не менее, военную составляющую «наноспутниковой проблемы» сбрасывать со счетов нельзя. Если оставить в стороне новизну и дороговизну разработки, представляется, что ответ на вопрос «можно или нет создать наноноситель» будет положительным.

Представляется, что, исходя из условий мобильности и оперативности использования, РН должна быть твердотоливной трехступенчатой со стартовой массой 1000-1200 кг. Это значение выбрано из условия ее размещения на многопозиционных катапультных устройствах МКУ-6 бомбардировщиков Ту-22МЗ, Ту-95МС и Ту-160. Кроме того, такая масса позволит запускать РН с легких колесных шасси, а также — без особых проблем — с истребителя МиГ-31.

Крылатая ракета Х-55

Предварительные расчеты показали, что такая РН способна вывести на низкую околоземную орбиту наклонением 46-51 ° КА массой дало 10 кг. При этом по габаритам — диаметр около 0,5 м и длина в районе 5 м — она примерно соответствует аэробаллистической ракете класса «воздух-земля» Х-15 и даже несколько уступает крылатой ракете Х-55.

Первая и вторая ступени РН выполнены в одном диаметре, корпуса РДТТ получены намоткой из органопластика. Корпус РДТТ третьей ступени РН сферический; сопло двигателя выполняет функцию межступенчатого переходника. Все прочие отсеки и головной обтекатель — углепластиковые.

Компоновочная схема ракеты — носителя наноспутников

Управление на активном участке первой ступени РН осуществляется качанием сопла (по каналам тангажа и рысканья) и отклонением решетчатых стабилизаторов. Управление второй ступенью РН — комбинированное: в начале активного участка, когда скоростной напор достаточно велик, крен «выбирается» также решетчатыми рулями, а тангаж и рысканье — качающимся соплом РДТТ. Силовые приводы — пневматические. В верхних слоях атмосферы управление по крену обеспечивается газореактивными (на сжатом воздухе) соплами блока системы управления. Последняя стабилизирует третью ступень РН в пассивном полете перед включением РДТТ. Данные решения позволяют облегчить РН и упростить ее конструкцию. Автономная (чисто инерциальная) система управления получается достаточно простой и легкой.

РН хранится в термостатированном транспортно-пусковом контейнере, из него же и запускается.

Сценарий запуска при старте с наземной пусковой установки выглядит следующим образом. После получения приказа на запуск на РН устанавливается КА. Пусковая установка (например, на шасси БТР-80) доставляется вертолетом или транспортным самолетом к месту запуска. ТПК с РН устанавливается в стартовое положение под углом 80-85°, в зависимости от высоты орбиты. Осуществляется прицеливание по азимуту (например, с помощью поворотной платформы). Газогенератор выталкивает РН из ТПК.

Размещение РН в транспортно-пусковом контейнере

На высоте 15-20 м от РН отделяется поддон, раскрываются решетчатые рули и запускается РДТТ первой ступени РН. На высоте около 33-37 км после полного выгорания топлива первая ступень РН отделяется, раскрываются решетчатые рули второй ступени РН, и сразу же запускается ее РДТТ. Начинается отработка программы угла тангажа, которая должна обеспечить выведение третьей ступени РН на эллиптическую незамкнутую орбиту с апогеем, равным высоте рабочей орбиты. После выгорания топлива в двигателе второй ступени РН блок системы управления с установленными над ним РДТТ третьей ступени РН и КА отделяется, ориентируется и стабилизируется газореактивными соплами.

На пассивном участке полета производится сброс («стягивание») цельномотанного головного обтекателя. Перед достижением апогея траектории запускается миниатюрный РДТТ закрутки, установленный внутри сопла двигателя третьей ступени РН. Два его сопла направлены тангенциально и под некоторым углом; их тяга не только закручивает сборку «третья ступень + КА», но и отделяет ее от блока системы управления, а также служит воспламенителем. После зажигания основного двигателя РДТТ закрутки выбрасывается из сопла, и третья ступень РН, стабилизированная вращением, доводит скорость до орбитальной.

Аналогично выполняется воздушный старт. При этом траектория выведения на начальном участке — S-образная. При запуске с самолета возможен залповый пуск наноносителей: самолет Ту-160 способен «выстрелить» двенадцатью ракетами, а самолет Ту-22М3 — шестью.

При стартовой массе 1106-1110 кг такая РН (наноноситель) может выводить КА массой:

• на орбиту высотой 400 км и наклонением 90° — 4,9 кг;

• на орбиту высотой 400 км и наклонением 46° — 9,4 кг;

• на орбиту высотой 250 км и наклонением 90° — 6,6 кг;

• на орбиту высотой 250 км и наклонением 46° — 11,8 кг.

Разумеется, все эти выкладки не претендуют на высокую точность. Представленный вариант наноносителя — всего лишь своеобразный «концепткар», нулевое приближение. В реальности все может быть совсем иначе.

Можно ли такой наноноситель реализовать на современном техническом уровне? Вспомним, что отечественные конструкторы уже успешно решали задачи, связанные с проектированием малогабаритных управляемых ракет всех классов: «земля-воздух», «земля-земля» тактического назначения, «воздух-воздух», «воздух-земля». Такой опыт может весьма пригодиться.

Что касается экономики, то эффективность наноносителя можно существенно повысить, расширив сферы его применения. Например, ничто не мешает использовать его (причем, возможно, в «усеченном» варианте — без третьей ступени РН) в научных целях, как геофизическую ракету. Возможно также, что такая РН может быть создана на базе реального задела по таким ракетам, как «Искандер» либо ЗУР комплексов С-300ПМУ и С-300В.

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.

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.

Вам совсем неинтересно разбираться в премудростях ракетостроения и единственное ваше желание на данный момент — купить запчасти для своего авто! Запчасти и ремонт Шевроле — запчасти шевроле Вы сможете приобрести на самых выгодных для себя условиях только на сайте www.opelzip.ru.

Агентство JAXA намечает приступить к полномасштабной разработке трехступенчатой твердотопливной РН ASR (Advanced Solid Rocket — «Перспективная твердотопливная ракета») в 2010 году. Исследования по соответствующей программе были начаты в 2007 году. Одной из задач этой программы определено существенное снижение времени и объема работ, необходимых для сборки и проверки РН, и достижение максимально возможной компактности наземного комплекса. Также считается, что неофициальной целью данной программы является развитие производственной базы, предназначенной для изготовления крупноразмерных твердотопливных РН, на основе которых при необходимости можно будет оперативно приступить к производству боевых баллистических ракет.

К середине ноября 2009 года завершены отработка концепции и проверка технологического проекта и начат переход к детальной разработке РН ASR, первый полет которой предварительно намечен на 2012 или на 2013 год. Эта РН предназначена для доставки объектов массой до 1,2 т на низкие геоцентрические орбиты при стоимости пуска, равной 30 млн. долл. Для РН М- V, на основе которой создается ракета ASR, эти цифры составляют 2 т и 80 млн. долл., соответственно.

В качестве первой ступени РН ASR используются твердотопливные ускорители SRB-A, которые устанавливаются на РН Н-2А и Н-2В, вторая ступень РН создается на основе третьей ступени РН М-V, а третья ступень РН — путем доработки четвертой ступени РН M-V. На РН ASR будет установлено приборное оборудование, предназначенное для РН Н-2А.

Схематический макет РН ASR

Расчетная стартовая масса РН ASR составляет 90 т при высоте 24 м. (Масса и высота РН М-V составляет 140 т и 30,8 м, соответственно.) Масса выводимого полезного груза равна 1,33% стартовой массы РН ASR (1,32% для РН М-V). Численность расчета, занятого обеспечением запуска РН ASR, составит 2-3 специалиста по сравнению с 50 специалистами для РН М-V. Время работы наземного комплекса при запуске РН ASR составит 25% времени, характерного для РН M-V.

В Агентстве JAXA также выполняется программа разработки так называемого термопластичного твердого топлива, состоящего из перхлората аммония и алюминиевого порошка, которое можно будет формовать при температурах 70-80°С. Такое топливо удерживается термопластичной связкой, выполненной из бутадиенового эластомера, пластификатора и склеивающего вещества. Преимуществом твердого топлива такого типа считается возможность его производства в виде крупных блоков длительного хранения, из которых затем будут формоваться топливные заряды по специальной технологии плавления. Повторное нагревание такого твердого топлива не приведет к взрыву вследствие относительно низкой точки плавления. Уже проведены испытания опытного образца этого твердого топлива на экспериментальном двигателе длиной 85 мм.

Агентство JAXA также намечает приступить к разработке усовершенствованной РН ASR, оснащенной автономной системой контроля траектории полета. Такая система обеспечит требуемый уровень безопасности без привлечения наземной службы слежения. При этом, в случае недопустимого отклонения РН от заданной траектории, она будет подорвана по команде бортовой системы самоликвидации. Также ожидается, что стоимость одного пуска усовершенствованной РН ASR составит 20 млн. долл.

Данная статья Вас утомила? В таком случае советую Вам заглянуть на сайт http://777-freeslots.com/, где представлено огромное число игровых автоматов, в которые Вы сможете сыграть совершенно бесплатно!

9 мая 1994 г., состоялся последний запуск РН Scout. Эта небольшая РН ознаменовала собой целую эпоху не только в американском, но ив мировом ракетостроении, став прототипом и образцом для подражания при создании многих РН.

РН Scout с твердотопливными двигателями на всех четырех ступенях была разработана в 1958 г. Исследовательским центром им. Лэнгли (шт. Вирджиния) по заказу МО США и NASA. Для экономии времени и денег РН предполагалось создать из готовых блоков: первая ступень (Algol) являлась модификацией одного из ранних вариантов морской баллистической ракеты Polaris; вторая ступень (Castor) была получена из армейской ракеты Sergeant, четвертую ступень (Altair) заимствовали из проекта первой американской национальной РН Vanguard.

Лишь третья ступень (Antares) разрабатывалась заново, но и она была увеличенным в размерах вариантом Altair.

Запуски КА с помощью РН Scout проводились с 1961 года.

Исходный вариант первой ступени РН — Algol I (ХМ-68) развивал тягу 39 тс. Его стальной корпус диаметром 1,01 м имел длину 9,4 м. В 1963 г. его место занял Algol IIА, который после разрушения сопла в одном из полетов был заменен на Algol IIB.

В 1972 г. первой ступенью РН стал Algol IIIА. При той же длине он имел диаметр 1,14 м и тягу 47,4 тc, что позволило на 30% увеличить массу полезного груза по сравнению с предыдущим вариантом.

Castor IIA

Вторая ступень РН — Castor 1 (ТХ-33) — использовалась до 1965 г. Она имела длину 5,9 м и тягу примерно 24,5 тc. Затем был разработан Castor 11 (ТХ-354), отличающийся новым топливом и лучшей конструкцией шашки. Этот двигатель развивал тягу 23,7 тc, но работал дольше. Последняя версия — Castor IIA (ТХ-354-3) имела длину 6,31 м и тягу 27,3 тс.

Третья ступень РН — Antares — производилась до 1979 г. и имела стекло-пластиковый корпус. Antares I длиной 3,4 м и диаметром 0,76 м развивал тягу 6,58 тс. Постепенно конструкция изменилась до Antares IIIА (ТЕМ-762), тяга увеличилась до 8,26 тс при использовании того же самого корпуса.

Двигатель четвертой ступени РН — Altair I был получен на основе РДТТ Х-248 третьей ступени РН Vanguard. Вариант Altair 11 (Х-258) использовался в программах Scout и Bumer и имел увеличенную до 2,63 тс тягу.

С 1965 г. применялcя Altair ША (ТЕМ-640) с той же тягой.

К РН можно было добавить РДТТ, который позволял увеличить скорость входа при экспериментах по возвращению в атмосферу или выводить КА на высокоэллиптические орбиты. В одном из полетов РН Scout Е-1 использовала пятую ступень Alcyone 1А фирмы Hercules Bacchus.

Пуск РН Scout

За годы эксплуатации РН Scout выводила в космос различные военные и гражданские КА.

Основой безотказности РН Scout была простота примененных конструкторских решений. Теплозащита головного обтекателя и стабилизаторов — пробковая, система наведения — с использованием простых гироскопов, которые невозможно перепрограммировать после запуска. Специалисты проверяли РН с помощью древних осциллоскопов и приборов с вакуумными электронными лампами. Технология осталась на уровне конца 1950-х годов, но она была проста и надежна.

С начала разработки РН Scout систематически подвергалась обновлению. Устойчивой оставалась лишь концепция. Разработчикам удалось, сохранив конфигурацию, значительно повысить эффективность РН. По сравнению с первоначальной версией, каждая из четырех ступеней РН была заменена, по крайней мере, один раз. Грузоподъемность РН выросла более чем втрое. Если исходная РН могла вывести КА массой 60 кг на орбиту высотой 300 миль, то последний вариант РН — 216 кг. При этом объем головного обтекателя увеличился более чем в 6 раз.

Хотите купить роскошный подарок своей второй половинке? В таком случае Вам следует в обязательном порядке посетить сайт funkyholst.com, где Вы сможете приобрести высококлассный портрет на холсте, который не сможет оставить равнодушным именинника (или именинницу)!

РН Delta IV Heavy состоит из трех блоков СВС (Common Booster Core), на каждом из которых установлен мощный кислородно-водородный маршевый двигатель RS-68, и верхней ступени РН, выполняющей функции разгонного блока и оснащенной кислородно-водородным двигателем RL10-B-2 с системой многократного включения.

Взлет РН Delta IV Heavy

РН Delta IV Heavy использует трехстворчатый алюминиевый головной обтекатель длиной 19,81 м и диаметром 5,08 м, созданный на базе имеющейся конструкции для РН Titan IV.

РН Delta IV Heavy, созданная по программе «Развитого одноразового носителя» EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle), является наиболее грузоподъемной некоммерческой РН США, обеспечивая выведение на геопереходную орбиту КА массой до 13 т, а на низкую околоземную орбиту — до 25,8 т. Наряду с самым младшим членом семейства Delta IV, включающим пять вариантов модульных изделий, «тяжелая» Delta является первым в мире полностью криогенной РН: на всех ступенях РН используется топливная пара жидкий кислород — жидкий водород. Конструктивное исполнение РН и ее проектные параметры имеют ряд интересных особенностей.

Первая ступень РН тяжелого варианта состоит из трех «Единых центральных блоков» СВС (Common Booster Core); каждый оснащен кислородно-водородным двигателем RS-68 — первым мощным ЖРД, разработанным в Соединенных Штатах после программы создания маршевого двигателя шаттла SSME (Space Shuttle Main Engine). Основной целью разработки двигателя RS-68 было уменьшение стоимости двигателя по сравнению с многоразовым двигателем SSME. Уменьшение давления в камере и удельного импульса привели к снижению эффективности двигателя; однако благодаря этому удалось значительно уменьшить время разработки, количество деталей изделия, общую стоимость и трудозатраты — несмотря даже на то, что новый двигатель имеет несколько большую тягу по сравнению с двигателем SSME.

РН «Ангара»

Циклограмма полета РН Delta IV Heavy подразумевает форсирование тяги всех трех двигателей RS-68 до 102% номинальной с последующим дросселированием двигателя центрального блока до 58% номинала через 50 с после старта для сохранения топлива и увеличения времени работы. После отделения боковых СВС тяга двигателя центрального блока форсируется до 102%, а перед остановкой вновь дросселируется до 58%. Подобным образом циклограмма реализована в проектах российских РН «Ангара-3» и «Ангара-5». Сравнительно невысокая тяговооруженность первой ступени РН Delta IV Heavy (примерно 1,19) предопределяет довольно высокое значение гравитационных потерь характеристической скорости, что не позволяет реализовать в полной мере существенное превышение массовой отдачи по сравнению с другими, более традиционными — неводородными — аналогами. С другой стороны, выбор такой стартовой тяговооруженности объясняется специфическим подходом к проектированию: скорее всего, все основные параметры этой уникальной РН оптимизировались по критерию «максимум полезного груза при заданной тяге двигателей». В условиях, когда разработка ЖРД вносит решающий вклад в стоимость создания РН, такой подход вполне оправдан.

Больше чем космонавтика и ракетостроение, Вам интересна только мистика? В этом случае Вам определено точно придется по вкусу телевизионное шоу Битва экстрасенсов, которое раскроет перед вами все тайные возможности человечества!

Подробности на www.bitva-extrasensov.ru

Производство жидкого ракетного топлива сосредоточено в Иране на юго-западном заводе в Исфахане (Esfahan) и на южном заводе в Наджафабаде (Najafabad), близ местечка Мадишех (Madiseh). Топливо доставляется с заводов к местам дислокации ракет в специальных автоцистернах. В Иране принято, чтобы топливо, представляющее собой высокотоксичные и коррозионно-активные жидкости, хранилось непосредственно возле СК в постоянных промышленных емкостях.

Кадры пуска РН «Сафир» демонстрируют быстрый выход ЖРД первой ступени на режим, сопровождаемый очень необычным звуком, напоминающим скорее выстрел из ружья, чем характерный рокочущий шум зажигания. РН покидает пределы высотных сооружений (четыре дивертора-молниеотвода высотой около 25-27 м) в течение 3-5 с после начала движения. Несложный расчет позволяет оценить тяговооруженность РН «Сафир» в 1,2-1,6 единиц. Согласно официальным иранским данным, стартовая масса РН — 26 т; значит, тяга двигателя первой ступени РН на уровне моря может достигать 31,7-41,6 тс.

Схема разделения РН была «холодная»: сначала включались два РДТТ, расположенные в верхней части второй ступени РН, затем почти сразу после разделения — маршевый двигатель (или двигатели), а ступени РН разводились с помощью вспомогательных тормозных РДТТ, расположенных в верхней части первой ступени РН. Головной обтекатель, состоящий из двух створок, был сброшен на участке работы второй ступени РН.

Стар РН Kavosh

26.11.2008 г. был выполнен суборбитальный пуск РН Kavosh 2 («Исследование-2»).

Сравнительные размеры РН Kavosh, Shahab-3 и Ghadr-F

На этот раз в центре интриги оказалась РН. Бьло сообщено, что РН состоит из трех ступеней: собственно РН (ускорителя), исследовательского комплекса и возвращаемого отсека. Таким образом, исходя из общепринятых технических терминов, можно говорить об одноступенчатой РН. Ее возможностей явно недостаточно для орбитальных полетов. Между тем ряд агентств, которых ввело в заблуждение сходство названий, сочли ее вторым экземпляром РН «Ка-вешгяр-1 >>, который 4.02.2008 г. совершил суборбитальный полет (либо неудачную попытку орбитального запуска), и даже назвали ее РН Kavoshgar-2. Основанием для подобных заключений стала демонстрация иранским телевидением графических изображений РН. На картинке РН напоминала баллистическую ракету «Шахаб-3», а значит и РН «Кавешгяр-1 ».

Ракеты Zelzal-3

Однако более внимательные эксперты оценили все доступные данные и определили, что телевидение показало небольшую, гораздо более простую и, скорее всего, твердотопливную неуправляемую ракету, стартующую наклонно с подвижной пусковой установки рампового типа, тогда как РН «Кавешгяр-1 » был сравнительно крупной, возможно, двухступенчатой РН с жидкостной первой ступенью и стартовал вертикально. Было отмечено сходство ракеты с твердотопливными боевыми оперативно-тактическими ракетами «Зелзал» (Zelzal) и «Назет-6» (Nazeat-6H). Вместо боеголовки на ракете стояла отделяемая головная часть с аппаратурой и парашютным контейнером, оснащенная четырьмя аэродинамическими стабилизаторами. Также было отмечено, что показанная ракета не соответствует по диаметру ракеты «Зелзалу» (610 мм), и на ее корпусе не видно никаких двигателей закрутки, характерных для указанных выше иранских ракет.

Оперативно-тактическая ракета Nazeat-6H

В данном пуске предположительно, имело место обычное летное испытание с целью отработки различных систем и аппаратуры будущих РН. Какая РН использовалась в запуске — неизвестно.

Ракета Sejil 2

12.11.2008 г. Иран успешно испытал ракету «Саджиль» (Sejil, «Обожженная глина») нового поколения класса «поверхность-поверхность» на твердом топливе. По радиусу действия (около 2000 км) она значительно превосходит баллистическую ракету средней дальности «Шахаб-3» («Метеор-3»), которая до недавнего времени считалась самым мощным оружием Ирана. Таким образом, страна демонстрирует явный прогресс в области твердотопливных ракетных технологий.

Превращение Ирана в космическую державу ожидалось уже несколько лет. Еще в 2004 г. официальные лица заявляли, что первый исламский КА будет запущен в течение ближайших 18 месяцев, причем имелся в виду не КА «Сина-1 » российского производства, а собственно иранский КА.

Завеса закрытости, сопровождающая иранские ракетно-космические разработки, к сожалению, не позволяет сделать каких-либо определенных выводов о конструкции и энергетических характеристиках РН.

Опубликованные фотографии показывают, что в своей нижней части РН внешне напоминает модификацию советской оперативно-тактической ракеты Р-17 (Scud С), но имеет большие размеры.

Шахаб-3

4.02.2008 г. был проведен пуск (суборбитальный) прототипа космической РН, который представлял собой улучшенный вариант ракеты «Шахаб-3», который имеет дальность полета 4000 км.

Данные об иранской РН остаются противоречивыми. Нет даже полной ясности с ее названием: в официальных источниках она обычно называется «Кавешгяр-1 » (Kavoshgar-1, «Исследователь-1 »), но некоторые СМИ приводят и другое имя — «Сафир» (Safir, «Посланник»). Можно предположить, что речь идет о двухступенчатой РН.

17.08.2008 г. был произведен пуск РН «Сафир-1» (Safir 1) Исламской Республики Иран.

Пуск был проведен с ракетного полигона в провинции Семнан в районе с приблизительными координатами 35,234° с.ш., 53,921° в.д.

Авария РН произошла на высоте примерно 150 км, а обломки РН упали в Иране и Оманском заливе.

РН не сообщила КА необходимой скорости, и полет прошел по суборбитальной траектории. Не исключены и проблемы с отделением КА от РН.

После данного пуска появились сообщения о том, что Иран планирует в скором времени запустить в космос РН, которая будет иметь 16 двигателей и сможет вывести КА на орбиту высотой около 650 км [48].

По американским оценкам, РН «Сафир-1 », являющаяся модифицированным вариантом иранской БРСД «Шахаб-3» (Shahab-3) с дальностью стрельбы до 1900 км, способна доставить на околоземную орбиту КА массой 50-100 кг.

По сообщению агентства «Аль-Алам», РН «Сафир-1» с КА «Омид» имеет длину 22 м при диаметре 1,25 м и массу 26 т. (Для сравнения: наиболее мощная иранская военная ракета «Шахаб-3» имеет длину 17 м и диаметр 1,3 м).

РН «Сафир-1 » создана по схеме моноблочного тандема с двумя маршевыми жидкостными ступенями. Обе ступени РН и головной обтекатель выполнены в одном диаметре (по разным данным, 1.25 м или 1,35 м).

Головной обтекатель РН «Сафир-1»

Вероятно, под головным обтекателем скрывается небольшая твердотопливная третья ступень РН. На первой ступени РН установлен однокамерный ЖРД с турбонасосной подачей топлива, выполненный по схеме без дожигания генераторного газа. По внешнему виду он похож на масштабно увеличенный двигатель оперативно-тактической ракеты Р-17 советского производства, известной на Западе как SS-1C Scud-B. Кроме того, как уверяют эксперты, он весьма «смахивает» на двигатель северокорейской ракеты «Нодон». Некоторые зарубежные источники указывают на китайское происхождение ЖРД, считая его модификацией двигателя YF-2 .

Вероятно, двигатель первой ступени РН «Сафир» работает на долгохранимом самовоспламеняющемся топливе «азотнокислый окислитель АК-27 (смесь 73% азотной кислоты и 27% азотного тетраоксида) и несимметричный диметилгидразин», жестко закреплен в хвостовом отсеке РН и управляется по всем трем осям газовыми рулями.

Аэродинамические стабилизаторы, установленные в хвосте РН, довольно большой площади, и управляющих поверхностей не имеют.

Ваш сайт, посвященный развитию технологий в области космонавтики, пользователи интернета активно обходят стороной? В этом случае я рекомендую Вам обратиться за помощью к специалистам progressive.ua, которые помогут Вам в раскрутке вашего интернет ресурса progressive.ua, сделав его наиболее посещаемым и авторитетным в данной тематике!

ISRO намерена провести летные испытания технологического многоразового демонстратора RLV-TD (Reusable Launch Vehicle — Technology Demonstrator). Аппарат разработки Космического центра имени Викрама Сарабхаи VSSC (Vikram Sarabhai Space Centre) в Тируванантхапураме служит прообразом будущей ракетно-космической системы.

В отличие от таких аппаратов как Space Shuttle, которые выходят на орбиту вокруг Земли и впоследствии совершают спуск в атмосфере и посадку, индийская система не предназначена для автономного орбитального полета. Она лишь выводит КА на траекторию полета, а затем возвращается на Землю. Такое решение позволяет упростить и удешевить конструкцию РН, что положительно скажется на экономической эффективности миссии. Запуск индийского варианта многоразовой РН позволит сократить удельную стоимость выведения с нынешних 15-20 тыс. долл. до 1 тыс. долл. за килограмм полезного груза.

Концепция предполагает вертикальный пуск системы со стартового стола на межвидовом полигоне у береговой линии восточного побережья Индии, отделение аппарата после окончания работы ускорителя и полет по баллистической траектории с последующим входом в атмосферу. После торможения в атмосфере демонстратор RLV-TD переходит в планирование с постепенным уменьшением скорости до числа М=0,8, дальнейшим торможением и горизонтальной посадкой, а в конце полета приводняется в море.

Макет индийского демонстратора RL V-TD

Демонстратор пройдет разнообразные тесты, характерные для любого образца ракетно-космической техники, включая статические и динамические прочностные испытания. Наземные испытания ракетного ускорителя были успешно выполнены в Шрихарикоте в декабре 2008 г. Аэродинамические характеристики демонстратора RLV-TD изучались во время продувок в «трехмахо-вой» аэродинамической трубе Национальной аэронавтической лаборатории NAL (National Aeronautical Laboratory) в Бангалоре. Всего уже проведено более 450 аэродинамических экспериментов. В ходе продувок замерялись шарнирные моменты управляющих поверхностей, осуществлялась визуализация потока, и определялись коэффициенты аэродинамических сил и моментов, а также их производные. По итогам продувок составлены таблицы с аэродинамическими характеристиками демонстратора RLV-TD и сгенерирован огромный массив данных для проектирования и моделирования ВКА.

Целью первого пуска будет получение телеметрической информации о параметрах выведения, полета на этапах выведения в атмосфере и за ее пределами, торможения и спуска.

Схематическое строение RLV-TD

В первом полете демонстратор RLV не будет спасаться, потому что это нерентабельно. В последующих пусках экспериментальный аппарат будет эвакуироваться с места приводнения для повторного использования.

Представители ISRO надеются, что к 2015 г. технологии RLV созреют настолько, что позволят спасать и повторно использовать не только аппарат, но и твердотопливный ускоритель. К тому времени крылатый аппарат будет приземляться на ВПП аэродрома, а ускоритель — приводняться на парашюте.

Без фантазирования человечеством на тему путешествия в космос не было бы реальных космических полётов! Так что, люди, не сдерживайте себя в этом естественном действии вашего разума — фантазируйте без устали на самые разные темы, в том числе и на космические. Ибо космическая эра в нашей истории только-только началась, и на этом трудном, драматичном, но в то же время необычайно интересном и продуктивном пути нас ждут столь же удивительные, необычные достижения и открытия.

А теперь, когда мы столько времени провели с авторами разнообразных фантастических произведений о полётах человека за пределы Земли, написанными в разные времена и в разных частях света, познакомились с их героями, покорявшими космос с помощью самых удивительных, порой совершенно необычных способов, и узнали их мотивы покидания родной планеты, мы тоже можем позволить себе немного пофантазировать. Нет-нет, не в написании нового фантастического произведения на заданную тему, а в попытке дать свободу своим мыслям в отношении будущих решающих событий в истории человечества, касающихся его продвижения в космос.

При этом мысли наши не будут голой фантазией — как и большинство именитых писателей-фантастов, которые в своих фантастических произведениях использовали или учитывали дошедшие до них творения собратьев по перу, современные им научные и технические достижения человечества, мы тоже используем всю полученную нами в процессе подготовки этой книги информацию от космических фантастов. И, сложив её с научно-техническими возможностями начала XXI века, сделаем свой предельно аккумулированный научно-фантастический прогноз.

Предполагаемая картина мира будущего

Во-первых, человечество непременно объединится перед встающими перед ним новыми космическими задачами и будет выступать в их решении (а одновременно и в решении многих земных проблем, что особенно важно для прогрессивного и благополучного развития земной цивилизации) в качестве единого целого. Самый скорый, серьёзный и продуктивный шаг в этом направлении, видимо, будет сделан при осуществлении лунного или марсианского проектов — организации полётов к этим космическим телам с основанием там долговременной базы. Это, скорее всего, произойдёт уже в середине XXI века.

Во-вторых, будет найден и доведён до практического использования принципиально иной (нежели реактивная тяга) способ передвижения в космическом пространстве, основанный, естественно, на новых фундаментальных научных открытиях в области физики строения вещества, пространства и времени, — способ, который позволит двигаться в космосе со скоростями, близкими световой, а возможно, и с превышающими её. Это может быть открытие сути гравитации или использование возможностей многомерности пространства. И то и другое вряд ли будет возможно без открытия и освоения какого-то нового вида энергии — гравитации, свойств и взаимодействия элементарных частиц, практического использования известного уже процесса термоядерного синтеза или энергии взаимодействия вещества и антивещества. Подобное может случиться на рубеже XXI-XXII веков.

Космическое будущее человечества

И, наконец, будет обнаружена внеземная форма жизни -примитивная или развитая до той или иной степени. Это, очевидно, станет возможно только при реализации первых двух прогнозируемых событий, а реальные сроки встречи с иной формой жизни могут быть очень разные: от нынешнего XXI века до более отдалённых времён. При этом долгожданный и волнующий умы землян контакт с достаточно разумной неземной формой существования материи с огромной долей вероятности произойдёт за пределами нашей звёздной системы. Но это, конечно, в том случае, если до обретения нами способа межзвёздных путешествий и осуществления галактических экспедиций такой контакт не состоится по инициативе какой-либо другой развитой цивилизации, по той или иной причине заглянувшей в Солнечную систему, на нашу прекрасную Голубую планету.