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.

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.

Четырехступенчатая РН Minotaur 1 высотой 21 м создана корпорацией OSC в рамках поддержки программы орбитальных и суборбитальных пусков ВВС США (Orbital Suborbital Program, OSP).

Эта легкая РН создана путем комбинации некоторых компонентов — главным образом, первой (М-55) и второй (SR-19) ступеней РН — снятых с вооружения МБР Minuteman 11, а также твердотопливных двигателей Orion-50XL и Orion-38 от крылатой РН Pegasus в качестве верхних ступеней.

Общий вид РН Minotaur 1

Стартовая масса РН Minotaur 1 составляет 36,2 т, стартовая тяга — 73 тс, общая высота — 19,21 м. Диаметр в основании РН Minotaur 1- 1,68 м.

РН Pegasus XL

РН Minotaur 1 способна вывести КА массой 640 кг на орбиту высотой 185 км и наклонением 28,5° или 335 кг на солнечно-синхронную орбиту высотой 740 км и наклонением 98,6°. Это примерно в 1,5 раза превышает грузоподъемность РН Pegasus XL.

РН может функционировать с двумя типами головного обтекателя: стандартным (слегка измененный головной обтекатель РН Pegasus с зоной размещения полезного груза диаметром 116,6 см и длиной 223,4 см) и увеличенным (новый композитный головной обтекатель с внутренним диаметром 154,6 см и длиной 337,3 см). Также возможно использование композитного головного обтекателя диаметром 1 ,27 м.

Используя переходное устройство для установки нескольких полезных грузов, разработанное компанией One Stop Satellite Solutions (OSSS, г. Огден, шт. Юта), РН Minotaur 1 способна при одном пуске выводить один большой основной КА и до четырех вторичных КА.

Стоимость запуска РН Minotaur 1 оценивается в 12,5 млн. долл. в ценах 1999 г.

В настоящее время РН семейства Minotaur — единственные испытанные в полете американские РН, способные обеспечивать «запуски по требованию» и стартовать со всех американских космодромов, правительственных и коммерческих, в штагах Аляска, Калифорния, Флорида и Вирджиния.

Поскольку РН Minotaur 1 представляет собой модификацию МБР, пусть и снятой с вооружения, в соответствии с международными соглашениями Соединенные Штаты заранее информируют о пуске Россию.

РН оснащена улучшенными системами БРЭО, включая модульную аппаратуру управления МАСН (Modular Avionics Control Hardware), которая теперь используется на большинстве РН компании OSC. В данной конфигурации РН может вывести на низкую околоземную орбиту до 590 кг.

Семейство РН Minotaur, использующее стандартизированное БРЭО и подсистемы, также включает:

• трехступенчатую суборбитальную РН Minotaur II, используемую в качестве мишени для испытаний американской системы ПРО и других аналогичных миссий;

• трехступенчатую суборбитальную РН Minotaur II, способную доставить полезный груз массой до 2950 кг на баллистическую траекторию; она также может использоваться как мишень при испытании системы ПРО;

• четырехступенчатая РН Minotaur IV увеличенной грузоподъемности, имеющая в качестве нижних ступеней РН двигатели снятой с вооружения МБР Peacekeeper; РН способна вывести на низкую околоземную орбиту полезный груз массой до 1723 кг;

• РН Minotaur V- усовершенствованный вариант РН Minotaur IV, который может использоваться для запуска правительственных КА на высокоэнергетические орбиты и отлетные траектории.

Вас совершенно не интересуют новые разработки в области ракетостроения и единственное ваше желание — как можно качественнее обустроить интерьер своего частного дома? Тогда я хочу порекомендовать Вам приобрести высококлассные металлические двери с фотопечатью на сайте www.extradoors.ru, которые станут украшением не только интерьера, но и экстерьера вашего дома!

Вторая ступень РН Delta TV Heavy, выполняющая, кроме прочего, и функции космического разгонного блока, оснащена одним кислородно-водородным двигателем RL-10B-2 с раздвижным сопловым насадком из углерод-углеродного композита. Это первый серийный ЖРД, удельный импульс которого превысил 462 с. Тяговооруженность второй ступени РН Delta IV Heavy также мала (примерно 0,27), однако, учитывая «заточенность» РН на высокоэнергетические орбиты, вполне приемлема.

Конструкция ракетных блоков РН довольно проста, если не примитивна. Можно сказать, что проектанты РН Delta TV Heavy разменяли высокую энергетику кислородно-водородного топлива на конструктивную простоту РН. В результате получился РН с неплохой грузоподъемностью и умеренной стоимостью.

Старт РН Delta II в 2009 с мыса Канаверал

Инерциальная дублированная система управления полетом RJFCA (Redundant InertiaL Flight Control Assembly) разработки корпорации L3 Communications, используемая на РН Delta IV Heavy, аналогична системе, которой оснащена РН Delta II, хотя и имеет другое программное обеспечение. В составе RTFCA работают шесть кольцевых лазерных гироскопов и акселерометров, что обеспечивает повышенную надежность системы.

Структурная схема РН Delta IV Heavy

Стоимость пуска модификаций РН Delta IV составляет для:

— РН Delta IV-M-95 млн. долл.;

— РН Delta IV-M+(4.2) -115 млн. долл.;

— РН Delta IV-M+(5.2) — 115 млн. долл.;

— РН Delta IV-M+(5.4) — 125 млн. долл.;

— РН Delta IV-H- 187 млн. долл.

РН Delta IV-M (Medium) использует один блок СВС, вторую ступень РН диаметром 4 м, композиционный головной обтекатель от РН Delta 111 и трапециевидный межступенной переходник 5,1 м на 4 м.

Два навесных стартовых твердотопливных ускорителя GEM-60 фирмы Alliant, добавляемые к СВС, превращают РН Delta в модификацию РН Delta IV-M+(4,2).

Установка на РН Delta IV-M второй ступени РН диаметром 5,1 м, межступениого переходника и головного обтекателя полезного груза с двумя или четырьмя стартовыми твердотопливными ускорителями образуют модификации РН Delta IV-M+(5,2) и РН Delta IV-M+(5,4) соответственно.

РН Delta IV-H (Heavy) использует два блока СВС в качестве навесных жидкостных стартовых ускорителей и верхнюю ступень РН диаметром 5 м.

РН Delta IV собирается в Здании горизонтальной интеграции HIF (Horizontal Integration Facility) и устанавливается на стартовый стол менее чем за две недели перед запуском.

Стартовые твердотопливные ускорители, если они имеются, навешиваются на РН Delta IV уже на стартовом столе.

Компания Boeing опубликовала предложения по форсированию РН семейства Delta, рассмотрев пути увеличения массы полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту, до 80 т и выше.

Старт РН Titan IV

Стоимость пуска РН Delta IV Heavy составляет ориентировочно 254 млн. долл. (в ценах 2004 г.). При этом стоимость запуска РН Delta IV Heavy существенно ниже, чем у ее функционального предшественника — РН Titan IV.

По состоянию на май 2010 года проведено 349 пусков РН семейства Delta (начиная с 1960 г.), в том числе 13 пусков РН Delta IV и 6 пусков этой РН в данной конфигурации (вариант Medium+(4,2)).

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

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

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

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

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

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

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

PH Delta II на стартовой площадке

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

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

Эволюция РН семейства Delta

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

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

РН Delta II в конфигурации 79259.5

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

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

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

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

Схема конструкции РН «Дельты-2» 

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

Обожаете космос и все, что с ним связано? В таком случае Вам определенно точно следует выбрать фильм на сайте video.day.az, относящийся к космической тематике, за просмотром которого Вы сможете скоротать этот вечер!

Ступень Centaur

Ступень Centaur диаметром 3,05 м и длиной 12,68 м оснащена одним кислородно-водородным двигателем RL10A-4-2 тягой 10,11 тс в вакууме с раздвижным соплом, который может многократно запускаться в полете.

При прохождении плотных слоев атмосферы КА защищен двухстворчатым алюминиевым головным обтекателем диаметром 4,2 м и длиной 12,9 м, изготовленным на заводе фирмы Lockheed Martin в Харлингене, Техас.

РН Atlas V в конфигурации «421 » содержит «узкий» головной обтекатель, два стартовых ускорителя и один ЖРД RL1O-A-4-2 на РБ Centaur. Полезный груз находится под головным обтекателем типа EPF диаметром 4,19 м и длиной 12,9 м.

Головной обтекатель типа EPF является промежуточным по длине между головными обтекателями типов LPF (короткий) и XEPF (особо длинный). Зона полезного груза внутри головного обтекателя типа EPF состоит из двух цилиндрических частей (первая диаметром 3750 мм и высотой 4011 мм, вторая диаметром 3708 мм и высотой 914 мм) и конической части высотой 5386 мм.

В РН Atlas V конфигурации «421» на блок первой ступени РН (диаметр -3,81 м, длина — 32,48 м) навешены два твердотопливных стартовых ускорителя фирмы Aerojet. Двигатель РД-180 первой ступени РН тягой у Земли 390 те, изготавливается российским НПО «Энергомаш». Это единственный на американских РН кислородно-керосиновый ЖРД, работающий по замкнутой схеме с избытком кислорода в газогенераторе.

РН Atlas V конфигурации «421» также содержит верхнюю ступень (разгонный блок) Centaur диаметром 3,05 м и длиной 12,7 м с одним кислородно-водородным двигателем RL10A-4-2 тягой 10,12 т. и удлиненный алюминиевый головной обтекатель типа EPF диаметром 4,19 м и длиной 12,9 м. Общая длина РН с головным обтекателем составляет 58,5 м. Стартовая масса РН — 433,837 т.

РН Atlas V в конфигурации «431» содержит четырехметровый головной обтекатель, три стартовых твердотопливных ускорителя и верхнюю ступень Centaur с одним двигателем RL-10A-4.

Вариант РН Atlas V под номером 501 лишен стартовых ускорителей. Вывод на орбиту осуществляется всего одним двигателем RL10A-4-2 на ступени Centaur. Используется швейцарский композитный головной обтекатель диаметром 5,4 м и длиной 23,5 м.

РН Atlas V в конфигурации «521» содержит надкалиберный головной обтекатель и два навесных стартовых твердотопливных ускорителя.

Структура РН Atlas V в конфигурации «521»

РН Atlas V в конфигурации «521» имеет общую длина 59,78 м, стартовую массу 433,5 т и включает центральный блок ССВ (Common Booster Core, длина — 32,48 м и диаметр — 3,81 м), оснащенный кислородно-керосиновым двигателем РД-180, два стартовых твердотопливных ускорителя (длина — 19,51 м и диаметр — 1,55 м), верхнюю ступень «однодвигательный Centaur» (длина -2,69 м и диаметр — 3,05 м) и головной обтекатель диаметром 5,0 м. Компания Lockheed Martin Space Systems изготовила для данной РН блок ССВ и ступень Centaur, ускорители — компания Aerojet General (г. Сакраменто, Калифорния), а головной обтекатель — швейцарская фирма Contraves AG.

Ускорители фирмы Aerojet, созданные для РН семейства Atlas V, по размерам сопоставимы с первой ступенью МБР МХ Peacekeeper, несколько круп-1ее стартовых твердотопливных ускорителей GEM РН Delta, но меньше, чем стартовые твердотопливные ускорители РН Ariane 5 или РН Titan 4.

Масса каждого стартового твердотопливного ускорителя для РН семейства Atlas V составляет 46 т, тяга на Земле — 139 тс.

РН Atlas V в конфигурации «531» содержит три стартовых твердотопливных ускорителя фирмы Aerojet, однодвигательную ступень Centaur и головной обтекатель диаметром 5,4 м. В данной РН, кроме трех СТУ производства Aerojet, используются восемь тормозных РДТТ для разделения ступеней РН и 12 гидразиновых двигателей реактивной системы управления блока Centaur.

Структура РН Atlas V в конфигурации «551»

РН Atlas V в конфигурации «551» содержит пять стартовых твердотопливных ускорителя, пятиметровый головной обтекатель, доразгонный РДТТ Star 48В компании Lockheed Martin Commercial Launch Services Inc. и предназначена для обеспечения запуска межпланетных станций.

Запуск РН Atlas 3A

РН Atlas 3A способен вывести на геопереходную орбиту полезный груз массой 4060 кг.

Общий вид РН Atlas 3A

РН Atlas 3 (как и ее модификация РН Atlas 3В) имеет высоту 51,9 м и снабжена алюминиевым головным обтекателем диаметром 4,27 м.

В качестве второй ступени РН используется РБ Centaur.

РН Atlas 3 представляет собой РН серии «переходной» к РН Atlas V. Эта РН уже имеет российскую двигательную установку РД-180 на первой ступени, как и созданная вслед за ней РН Atlas V, но еще сохраняла уникальную тонкостенную конструкцию первой ступени РН.

Хвостовой отсек РН Atlas 3A, в котором размещается российский двигатель РД-180

В составе РН Atlas 3A применяется «короткий» однодвигательный вариант двухдвигательного РБ Centaur, который до этого летал на РН семейства Atlas 2.

Первые ступени РН Atlas 3A и Atlas ЗВ аналогичны и оснащены одним двухкамерным кислородно-керосиновым двигателем РД-180 разработки НПО «Энергомаш» имени академика В.П. Глушко.

РН Atlas ЗВ отличается от РН Atlas 3A усовершенствованной криогенной верхней ступенью Centaur, которая длиннее своего предшественника на 1,68 м и предназначена для РН Atlas 5. Имеется вариант ступени с двумя кислородно-водородными двигателями RL10A42 фирмы Pratt & Whitney (отделение корпо-раци и United Technologies).

Единый для РН Atlas ЗВ и РН Atlas 5 РБ Centaur может иметь один (вариант SEC) или два (DEC) кислородно-водородных двигателя RL-10.

РН Atlas V имеет заново разработанную первую ступень диаметром 3,8 м.

Ракета-носитель Atlas V разработана компанией Lockheed Martin Space Systems в рамках программы развитого одноразового носителя EELV по заказу ВВС США.

РН Atlas V на стартовой площадке

Пуски РН Atlas V проводятся с космического стартового комплекса SLC-41 станции ВВС США «Мыс Канаверал», а также со стартового комплекса SLC-3E на базе ВВС США Ванденберг в Калифорнии.

РН Atlas 5 на пусковом устройстве

РН Atlas 5 — это не просто формальное название для новой модификации испытанных в полете РН. Концептуально он построен на иных принципах, чем его предшественники, и отличается современной конструкцией, при создании которой использованы новейшие материалы и процессы.

Варианты конфигураций РН Atlas V

РН Atlas 5 в конфигурации «401» имеет стартовую массу 334,5 т, высоту 58,25 м и снабжен головным обтекателем диаметром 4 м.

РН Atlas 5 в конфигурации «401» способен вывести на геопереходную орбиту КА массой до 4950 кг.

Следует отметить, что в обозначении конфигураций РН Atlas 5 первая цифра означает диаметр головного обтекателя в метрах, вторая цифра — количество навесных стартовых твердотопливных ускорителей, третья цифра — число двигателей RL-10 на второй ступени Centaur.

РН Atlas V в конфигурации «411» содержит один стартовый твердотопливный ускоритель, головной обтекатель типа EPF диаметром 4,19 м и один двигатель на ступени Centaur. Грузоподъемность этого конфигурации РН на стандартную геопереходную орбиту составляет 6075 кг. При пуске с космодрома Ванденберг на орбиту с наклонением 63,4° и высотой в апогее 39000 км грузоподъемность РН составляет 5200 кг.

РН Atlas V в конфигурации «411» имеет высоту 58,2 м, стартовую массу 386,8 т и стартовую тягу 528,9 тс. РН Atlas V в данной интересна тем, что впервые в истории американской (да, похоже, и мировой) ракетно-космической техники использовалась существенно «несимметричная» конфигурация РН с одним навесным стартовым твердотопливным ускорителем для старта с Земли. Прохождение векторов тяги через центр масс РН обеспечивается скошенной на 3° установкой сопла стартового твердотопливного ускорителя и качающимися камерами сгорания маршевого ЖРД.

Жесткий единый центральный блок ССВ (Common Core Booster) диаметром 3,81 м и длиной 32,46 м оснащен кислородно-керосиновым двигателем РД-180 производства НПО «Энергомаш» (г. Химки Московской обл.) тягой 390,1 те на уровне моря и 423,2 те в вакууме. Предусматривается дросселирование ЖРД по специальной программе с целью уменьшения динамических нагрузок при прохождении максимального скоростного напора и удержания перегрузок на расчетном уровне.

Стартовый твердотопливный ускоритель SRB (Solid Rocket Booster) диаметром 1,55 м, длиной 19,5 ми стартовой массой 46,6 т изготовлен фирмой Aerojet. Он включается перед отрывом РН от старта и имеет тягу 138,7 те на уровне моря.

В РН Atlas-Centaur в качестве первой ступени РН использовалась ступень Atlas, а в качестве второй ступени РН использовалась ступень Centaur.

Ступень Centaur имела длину 9,1 м и диаметр 3,05 м.

Ступень Centaur оснащалась двумя двигателями XLRI I5-P1 (позже названными RL-10) фирмы Pratt & Whitney тягой по 67 кН.

При полной заправке масса ступени Centaur превышала 15,9 т; масса полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту ступенью Centaur, должна была составлять 2,23 т.

Отсек жидкого водорода ступени Centaur был закрыт пенопластовой теплоизоляцией, которая защищала бак от интенсивного аэродинамического нагрева при полете РН через плотные слои атмосферы. Изоляция предотвращала также кипение холодного горючего внутри бака.

Бак изготавливался из тонкой нержавеющей стали толщиной около 0,13 мм. Когда бак герметизировался и наддувался газом, даже удары молотком не нарушали его формы.

Ступень Centaur оснащалась двумя маршевыми двигателями RL-10, построенными по высокоэкономичной замкнутой «расширительной» схеме: жидкий водород газифицировался в рубашке охлаждения, вращал турбонасосный агрегат, а затем дожигался в камере сгорания.

Помимо двух маршевых двигателей, ступень Centaur имела несколько ЖРД малой тяги, которые управляли ее ориентацией в пассивном полете.

Общий вид РН Atlas-Centaur: 1-КА; 2- головной обтекатель; 3- бак водорода; 4, 6- баки кислорода; 5- двигатель RL10-A3; 7- бак горючего; 8- двигательная установка РН Atlas

РН Atlas-Centaur успешно вышла на рынок коммерческих запусков.

Ступень Centaur на транспортной тележке

В настоящее время, хотя названия ступеней более нет в обозначении РН семейства Atlas, ступень Centaur продолжает являться наиболее мощным американским разгонным блоком.

Приобрели свой первый автомобиль и никак не можете разобраться в тонкостях и нюансах страхования автотранспортных средств? В таком случае Вам следует заглянуть на сайт www.direct.alfaic.ua, где Вы сможете сможете рассчитать итоговую сумму страхования и сразу же, не отходя от компьютера, застраховать свое авто!

Две самые нижние секции макета имитируют межступенчатый цилиндрический переходник; в самой нижней размещены два блока системы управления по крену RoCS (Roll Control System). Семь средних секций ГВМ представляют конструкцию второй ступени РН. Первая секция несет балласт, эквивалентный заправке бака жидкого кислорода, а седьмая — балласт, имитирующий заправку бака жидкого водорода. Две самые верхние секции ГВМ имитируют адаптер полезного груза и служебный модуль корабля Orion соответственно.

Конструкция ракеты Ares 1-Х

Система RoCS — единственный «боевой» элемент макета второй ступени PH. Она предназначена для подавления возмущений и выполнения программных разворотов по каналу крена, которые невозможно выполнить с помощью единственного качающегося сопла первой ступени РН. Система разработана в Центре Маршалла в кооперации с фирмой Teledyne Brown Engineering Inc. Четыре ЖРД (по два на каждый модуль), работающие на самовоспламеняющемся долгохранимом топливе «азотный тетроксид — аэрозин-50», развивают тягу около 1 те каждый. Оси двигателей расположены тангенциально к поверхности и перпендикулярно к продольной оси РН. Компоненты системы заимствованы с МБР LGM-118 Peacekeeper (МХ), снятой с вооружения Стратегического авиационного командования ВВС США в соответствии с Договором СНВ-2 (START-2).

На вершине ГВМ второй ступени PH установлен имитатор командного модуля корабля Orion и системы аварийного спасения LAS (Launch Abort System). Сборка этих элементов в первую очередь имитировала аэродинамику штатных РН. На них размещены 150 датчиков, измерявших температуру и давление в разных точках имитаторов.

Во время испытательного пуска использован фактически полумакетный образец РН Ares 1, который трудно назвать даже технологическим демонстратором — так скромны основные цели и задачи летного испытания.

По критериям, установленным NASA, пуск РН Ares 1-Х оценивается как успешный. Полетные параметры лежали в пределах допуска, близко к средним значениям. Вибрации оказались незначительны.

РН Ares V

Сверхтяжелая беспилотная РН Ares V предназначена для вывода на орбиту всего лунного комплекса (кроме корабля Система RoCS — единственный «боевой» элемент макета второй ступени PH. Она предназначена для подавления возмущений и выполнения программных разворотов по каналу крена, которые невозможно выполнить с помощью единственного качающегося сопла первой ступени РН. Система разработана в Центре Маршалла в кооперации с фирмой Teledyne Brown Engineering Inc. Четыре ЖРД (по два на каждый модуль), работающие на самовоспламеняющемся долгохранимом топливе «азотный тетроксид — аэрозин-50», развивают тягу около 1 те каждый. Оси двигателей расположены тангенциально к поверхности и перпендикулярно к продольной оси РН. Компоненты системы заимствованы с МБР LGM-118 Peacekeeper (МХ), снятой с вооружения Стратегического авиационного командования ВВС США в соответствии с Договором СНВ-2 (START-2).

На вершине ГВМ второй ступени PH установлен имитатор командного модуля корабля Orion и системы аварийного спасения LAS (Launch Abort System). Сборка этих элементов в первую очередь имитировала аэродинамику штатных РН. На них размещены 150 датчиков, измерявших температуру и давление в разных точках имитаторов.

Во время испытательного пуска использован фактически полумакетный образец РН Ares 1, который трудно назвать даже технологическим демонстратором — так скромны основные цели и задачи летного испытания.

По критериям, установленным NASA, пуск РН Ares 1-Х оценивается как успешный. Полетные параметры лежали в пределах допуска, близко к средним значениям. Вибрации оказались незначительны.

Сверхтяжелая беспилотная РН Ares V предназначена для вывода на орбиту всего лунного комплекса (кроме корабля CEV, который доставляется отдельно).

РН Ares V, как и шаттл, стартует при одновременной работе двух пяти-секционных твердотопливных ускорителей многоразового использования и центрального блока. На верхней ступени РН Ares V, как и на второй ступени РН Ares 1, используется кислородно-водородный двигатель J-2X.

Структура РН Ares V

Полезный груз закрывается композитным головным обтекателем большого диаметра. Стартовая масса РН составит примерно 3350 т при высоте 109,1 м, грузоподъемность — около 130 т на низкую околоколоземную орбиту и 65 т на траекторию полета к Луне.

Разработчики РН Ares-1 предложили новый способ компенсации вибраций первой ступени этой РН, величина которых существенно возрастает примерно после 115 секунды работы двигателя. Новый способ, получивший обозначение «двухплоскостной изолятор» (dual-plane isolator), заключается в установке пружин между первой и второй ступенями РН и между второй ступенью РН и космическим кораблем Orion. Результаты моделирования показывают, что реализация этого способа позволит примерно на 98% снизить подобные вибрационные нагрузки, создающие потенциально опасные условия полета для экипажей космических кораблей Orion.

Кроме того, специалисты программы Constellation рассматривают вариант реализации так называемого жидко-кислородного демпфера (LOX damper), в котором предлагается для компенсации вибраций использовать инертность массы этого компонента, находящегося в баке окислителя второй ступени РН Ares-1. При его внедрении можно будет отказаться от размещения противовибрационных пружин между второй ступенью РН и космическим кораблем Orion в случае использования способа «двухплоскостной изолятор». За счет этого затраты на реализацию обоих способов компенсации вибраций можно будет сократить на 30% по сравнению со стоимостью внедрения способа «двухплоскостной изолятор».

Первые результаты анализа данных, полученных в ходе наземных огневых испытаний первой ступени РН Ares-1, показывают, что уровень вибрации при работе двигателя был в два-три раза ниже расчетных величин.

Ракетостроение Вас совершенно не интересует, потому что в самое ближайшее время Вы планируете стать мамой? В таком случае Вам просто жизненно необходимо узнать как протекает беременность по неделям.

Заинтересовались? Тогда прямо сейчас посетите сайт beremennost-po-nedelyam.com.

Общий вид РН Ares 1

При проектировании РН Ares 1 используются разработки для программ «Аполлон» и «Спейс шаттл», однако каждый компонент испытывается на работоспособность как вновь создаваемый.

8 октября 2009 г. с пусковой установки Космического центра имени Кеннеди был осуществлен пуск первого демонстрационного образца РН Ares 1, обозначенный Ares 1-Х.

РН Арес 1 в исполнении, получившем название «Х», стала самой высокой в ряду своих собратьев — одна из самых высоких среди своих собратьев: фору ей могут дать только «Сатурн-5», высота которой аж 110 метров и Н-1 — 105 метров). Это одноступенчатая РН, воспроизводящая (и то не полностью) внешний вид штатной двухступенчатой РН Ares 1, предназначенной для выведения на низкую околоземную орбиту пилотируемого исследовательского корабля Orion по программе Constellation. В полете РН Ares 1-Х несла габаритно-весовой макет сборки из второй ступени РН, корабля 0rion и двигательной установки системы аварийного спасения. Стартовая масса РН составила около 816 т. Сбор необходимой информации осуществляли более 700 датчиков, размещенных по всей РН.

Компьютерная модель старта РН Арес 1

Основой основ первой ступени стал мощный многоразовый твердотопливный двигатель RSRM, который был разработан на основе бокового ускорителя системы Space Shuttle. В случае РН Ares 1-Х, он состоит из 4-х «боевых» сегмента, вмещающих чуть более 500 т твердого топлива, и пятый — «макетный» — сегмент. Последний стал точной копией пятого сегмента (по длине и массе) штатного РДТТ первой ступени РН Ares 1.

В этом сегменте был установлен модуль авионики, где находилось бортовое радиоэлектронное оборудование, использованное во время испытательного полета. БРЭО было разработано компаниями Jacobs Engineering и Lokheed Martin на основе модифицированной авионики РН Atlas V и ускорителей SRB системы Space Shuttle, но с использованием готовых покупных блоков. В состав модуля входили отказоустойчивый блок инерциальной навигации, контроллер управления вектором тяги, подсистемы передачи данных и другое оборудование.

Нижний сегмент первой ступени РН состоит из нижнего днища, двух цилиндрических проставок и секции соединения с внешним топливным баком шаттла. Три следующих «боевых» сегмента и макетный пятый состоят из двух цилиндрических секций; пятый сегмент имеет в своем составе верхнее днище. Следует отметить, что все пять сегментов и днища РДТТ уже были использованы в четырех наземных испытаниях и в 30 полетах шаттлов. Единственной новой деталью была одна из двух проставок нижнего сегмента.

Запуск РН Ares 1-Х, 2 ноября 2009 г.

Помимо маршевого РДТТ, в состав первой ступени РН Ares 1-Х входят хвостовая юбка с приводами качания сопла системы управления вектором тяги, вспомогательной силовой установкой и малыми твердотопливными двигателями — тормозными и закрутки (tumbling motors). Сверху первая ступень РН заканчивается передней юбкой FS (Forward Skirt) и ее удлинителем FSE (Forward Skirt Extension).

Передняя юбка диаметром 3,66 м, длиной 2,13 м и массой 6,35 т изготовлена из стали, и имитирует массу и габариты штатного отсека авионики первой ступени РН Ares 1.

Удлинитель представляет собой цилиндрическую секцию диаметром 3,66 м, длиной 1,83 м и массой 7,26 т. Он сделан из алюминиевого сплава и имеет толщину в один дюйм. Верхний срез FSE является границей раздела спасаемой первой ступени РН и сборки макета верхней ступени РН.

Разработка этой секции заняла 18, а изготовление — 8 месяцев. В ней находятся три новейших и самых больших в мире основных парашюта, каждый из которых имеет массу 900 кг и диаметр купола более 45 м.

На верхнем срезе FSE устанавливается конический межступенной отсек -переходник Frustum длиной 3,05 м и массой 5,9 т, составленный из двух алюминиевых механически обработанных оболочек. Диаметр верхнего, большего, основания переходника — 5,49 м, нижнего, меньшего, — 3,66 м. Межступенной отсек воспринимает и передает нагрузки со второй ступени на первую.

ГВМ второй ступени USS (Upper Stage Simulator) общей длиной 30,5 м и массой свыше 204 т состоит из 11 секций высотой от 2 до 3 м и массой от 12,25 до 30,85 т каждая, сваренных из листовой конструкционной стали. На них смонтированы 250 датчиков. В ГВМ размещена необходимая бортовая кабельная сеть. Внутри каждая секция имеет кольцевые площадки с перилами и переходными лестницами для доступа персонала.