В данный момент Вы пытаетесь найти всю доступную информацию по теме: медитация на 15 аркан настройка? В таком случае, настоятельно советую Вам заглянуть на страницы сайта avideouroki.ru, где найдете цикл видеолекций под названием «Большие Арканы Таро».

Пуск РН Сатурн-5 с «Аполлоном-15»

Иногда на поверхности морских равнин различаются протяженные уступы, которые, очевидно, представляют собой фронты крупных лавовых потоков. Высота таких уступов колеблется от 10 до 60 м. Из-за переработки поверхности метеоритными ударами, уступы лавовых потоков высотой менее 10 м должны быть сглажены и поэтому на снимках не видны. Основная же масса лавовых потоков, по-видимому, характеризуется меньшей мощностью. Так, например, мощность лавовых потоков, наблюдавшихся астронавтами корабля «Аполлон-15» как отдельные слои в обнажении коренных пород в борту Борозды Хэдли, составляет от 0,3 м до 10 м. Большинство из них имеет мощность от 1 до 3 м. Небольшая мощность лавовых потоков может быть связана с низкой вязкостью лавы, а она обусловлена достаточно большим количеством Fe в составе лунных базальтов. Изредка на поверхности морей встречаются аналоги земных щитовых вулканов и небольшие темные образования, по-видимому, шлаковые кольца, которые, вероятно, являются аналогами земных вулканических конусов разбрызгивания.

Пологосклонные гряды в юго-западной части Моря Дождей. Справа вверху вторичный кратер Диофант диаметром 18 км, образованный выбросами из кратера Коперник. Сфотографировано с космического корабля «Аполлон-15» (НАСА). Координаты центра снимка — 25,5° с.ш., 35,9° з.д.

На морских равнинах наблюдаются протяженные (сотни километров) системы пологосклонных гряд высотой до нескольких сотен метров и шириной в несколько километров, которые, как предполагается, могли образоваться в результате тектонических деформаций сжатия, а также относительно прямолинейные борозды, вероятно, тоже имеющие тектоническую природу и являющиеся разломами. Наиболее крупные из них, Борозда Гигина и Борозда Аридея между Морем Спокойствия и Морем Паров, имеют длину около 250 км, ширину от 2 до 5 км и глубину до 500 м. Наблюдаются в лунных морях и извилистые борозды, например Борозда Хэдли у подножия лунных Апеннин в Море Дождей. Такие борозды, по-видимому, являются руслами лавовых потоков или лавовыми трубами, у которых обрушилась кровля. Протяженность извилистых борозд достигает 150 км, ширина до 10 км и глубина до 900 м.

Борозда Аридея на Плато Декарта между Морем Паров и Морем Спокойствия. Сфотографировано с космического корабля «Аполлон-10» (НАСА). На снимке показан участок борозды протяженностью 120 км. Координаты центра снимка — 6,8° с.ш., 13° в.д.

Извилистая борозда — Долина Шрётера, — на Плато Аристарха в Океане Бурь. Сфотографировано космическим аппаратом «Лунар Орбитер-5» (НАСА). Координаты центра снимка -24,83° с.ш., 49,54° з.д.

К лунным морям приурочены положительные гравитационные аномалии, связанные с избыточной концентрацией массы и названные масконами. Большинство масконов располагается в пределах круглых морей видимой стороны. Среди них маскон Моря Дождей является наиболее крупным. Два еще более крупных маскона расположены на границе видимой и обратной стороны, это масконы Моря Краевого и Моря Восточного. Гравитационные аномалии масконов имеют «плоскую» форму и, по-видимому, связаны с неглубоко залегающими породами. Моря, характеризующиеся неправильной формой и расположенные в более древних бассейнах, образовавшихся в Донектарский период, не имеют масконов. В какой-то степени размеры масконов коррелируют с мощностью лунной коры: чем больше мощность — тем больше размеры масконов. По данным гравитационной съемки АМС «Кагуя» со вспомогательными малыми спутниками выяснилось, что региональная и локальная структура гравитационного поля на обратной стороне Луны значительно отличается от структуры поля на видимой стороне. На обратной стороне гравитационные аномалии характеризуются не дисковой, как на видимой стороне, а концентрической формой — внутреннее кольцо представлено отрицательной аномалией, а внешнее — положительной. Концентрические аномалии на обратной стороне связаны с такими основными бассейнами и морями, как Море Москвы (Moscoviense), бассейны Фрейндлих-Шаронов (Freundlich-Sharonov), Менделеев (Mendeleev), Герцшпрунг (Hertzsprung), Королев (Korolev) и Аполлон (Apollo). Гравитационные аномалии в переходной зоне между видимой и обратной стороной, такие как Море Восточное (Orientale), Море Гумбольдта (Humboldtianum), бассейны Мендель-Ридберг (Mendel-Rydberg) и Лоренц (Lorentz), характеризуются концентрическим строением, аналогичным с аномалиями на обратной стороне, но дополнительно в центре имеют положительную гравитационную аномалию в виде диска, подобную аномалиям масконов на видимой стороне.

Дэвид Скотт выполняет одну из важнейших миссий экспедиции «Аполлон-15» — сбор образцов горных пород с поверхности Луны

Преобладающим типом морских пород Луны являются так называемые морские базальты. По валовому химическому составу морские базальты близки к земным породам группы габбро-базальтов. В зависимости от содержания окиси титана морские базальты подразделяются на несколько спектральных классов — от высокотитанистых до низкотитанистых, которые различаются по данным дистанционного зондирования. Образование лунных морей относится к позднему этапу формирования коры Луны. Основные излияния базальтов в лунных морях на видимой стороне происходили в Имбрийский период (3,85-3,2 млрд лет), подчиненное количество — в Эратосфенский период (3,2-1,1 млрд лет), и совсем незначительное количество базальтов в Океане Бурь образовалось в Коперниковский период (около 1,1 млрд лет назад). Образование морских базальтов связывается с процессами частичного плавления мантии Луны. Предполагается, что по составу немногочисленные морские базальты на обратной стороне Луны могут отличаться от аналогичных пород на видимом полушарии. Это объясняется большей мощностью коры, и, соответственно, большей глубиной образования расплава.

Мощность базальтовых отложений на периферии лунных морей обычно не превышает 500 м, увеличиваясь в центральной части до 1-1,5 км. И только в юго-западной части Океана Бурь и Моря Спокойствия мощность базальтовых отложений, по-видимому, превышает 1,5 км. Общий объем морских базальтов составляет всего около 1% объема лунной коры.

Специалисты НАСА предрекают, что уже через 100-200 лет любой желающий сможет посетить Луну. Но, пока этого не произошло, рекомендую Вам заново открыть для себя нашу планету! Документы для визы в Германию Вы сможете в самые сжатые сроки оформить при полном содействии специалистов сайта miroved.com и уже буквально через несколько дней посетить эту удивительную страну!

Центральная область Луны по своим термодинамическим параметрам (Т ≈ 1500-1800К, Р ≈ 45-50 кбар) близка к земной астеносфере и характеризуется низкой сейсмической добротностью. Поскольку прямые сейсмические данные на глубинах ниже -1200 км отсутствуют из-за сильного затухания S-волн, то состав, агрегатное состояние и размеры ядра Луны остаются неизвестными. Однако геофизические ограничения на скорость сейсмических волн, мощность коры, массу и момент инерции позволяют найти распределение плотности в недрах Луны и оценить размеры ядра (табл. 1, рис. 1).

Таблица 1. Максимальные радиусы лунного ядра при разной мощности коры

КА «Lunar Prospector»

Наиболее вероятная оценка среднего радиуса ядра R(Fe-10%S) = 340 ± 30 км хорошо согласуется с независимыми оценками, согласно которым R(Fe-10%S -ядра) ~350 км, магнитными экспериментами КА «Lunar Prospector» и анализом 28-летних наблюдений по лазерной локации Луны. В принципе возможны четыре модели лунного ядра: (1) жидкое Fe-ядро; (2) тонкая флюидная Fe-оболочка, окружающая твердое внутреннее Fe-ядро; (3) жидкое Fe-FeS-ядро; (4) тонкая флюидная Fe-FeS-оболочка, окружающая твердое внутреннее чисто железное ядро. Таким образом, характеристики магнитного и гравитационного полей, исследования лазерной локации Луны и результаты численного моделирования свидетельствуют о том, что Луна имеет сравнительно небольшое плотное, электропроводящее и, по-видимому, частично расплавленное ядро. Наличие небольшого железо-сульфидного ядра Луны умещается в «прокрустово ложе» геофизических и геохимических ограничений.

Рис. 1. Радиус железо-сульфидного ядра с 10 мас% серы (Fe-10 мас.%S-ядро, Fe_0,84S_0,16, ρ=5,7 г/см³). Расчеты проведены на основе совместного обращения данных по скоростям сейсмических волн, моменту инерции и массе Луны методом Монте-Карло. Приведенная по ординате относительная частота означает, что радиус ядра может находиться в пределах 260-440 км. Средний радиус Fe-10%S-ядра составляет 340 ± 30 км.

Предпочитаете изучению ракета-носителей нового поколения азартные игры? Что ж, тогда я могу посоветовать Вам посетить страничку playgaminatorslots.com, где Вы сможете испытать свою удачу! На данном интернет-ресурсе Вас ждут самые лучшие и популярные игровые автоматы мира!

Семейство РН Ariane

SNECMA намерена к 2014 г. достичь трех основных целей:

• придать проекту ускорение и привести всех партнеров в «боеготовность»;

• согласовать все основные этапы разработки двигателя и его подсистем с основными этапами работ по проекту РН Ariane 5МЕ;

• серией испытаний продемонстрировать ЕКА готовность двигателя.

Ракетный двигатель Vinci

Первый и второй двигатели Vinci собраны и готовы к проведению тестов. Эти прототипы будут испытаны с сопловым насадком, в реальных рабочих условиях, и пройдут первичные испытания на ресурс. Одновременно SNECMA готовится к этапу производства, рассчитанного на выпуск восьми двигателей в год.

В рамках исследования новых РН ведутся работы по двигателю высокой тяги НТЕ (High Thrust Engine) и по программе разработки технологий криогенных разгонных блоков CUST (Cryogenic Upper Stage Technology), а также демонстратору колебаний тяги в РДТТ. В рамках проекта НТЕ исследуются кислородно-водородные и кислородно-метановые ЖРД тягой 140 тс.

Вместе с тем Европа имеет давнюю традицию в области топлива и трудно представить новые компоненты, которые потребуют значительных инвестиций, чтобы добиться улучшения характеристик при представленных ограничениях.

Европейцы продолжают исследовать углеводородные, в первую очередь метановые, ЖРД. Причин тому несколько.

По сравнению с «водородниками» большой тяги метановые двигатели сулят снижение суммарных затрат (разработка, производство, эксплуатация), отнесенных на полет. Для многоразовых РН возможно создание ненапряженного высоконадежного ЖРД (на «мятом» метане или на «сладком» газе) с высокими характеристиками и большим ресурсом. В этом смысле применение метана — перспективная технология, поэтому европейцы ей и занимаются, чтобы не отстать, когда она реально потребуется. Проблема в том, что внедрение углеводородных ЖРД в условиях Европы требует очень больших капитальных затрат. Поэтому вероятно, что исследования «больших» двигателей не выйдут из стадии разработки еще долгие годы, и вряд ли метановый ЖРД будет установлен на РН NGL. А вот небольшой метановый двигатель может со временем появиться на РН Vega.

Вопрос стоимости является ключевым для европейских РН нового поколения. Сейчас отмечается существенный рост затрат на пусковую инфраструктуру Гвианского центра. Очевидно, эксплуатационные издержки превращаются в важный фактор, влияющий на облик РН будущего.

Об этом свидетельствует пример с гелием, который используется в системах наддува топливных баков и продувки топливных магистралей. После того, как двигательная установка была разработана для! гелия, трудно перейти на другие газы. Но гелий очень дорог. Конструкторы должны принимать во внимание, как различные виды топлива и другие расходные материалы влияют на стоимость производства и эксплуатации РН в течение жизненного цикла.

Ограничения эксплуатационных расходов должны быть учтены на ранней стадии проектирования. Средством достижения успеха в будущем, после классических ограничений надежности и стоимости запуска, будет простота изготовления и эксплуатации.

Изделия, идущие на смену РН Ariane 5, должны обеспечить снижение цены выведения 1 кг полезного груза на орбиту на 40% по отношению к своему предшественнику.

В настоящее время Европа сильно зависит от коммерческого спроса на свои РН. Но уже в ближайшем будущем предполагается удвоить число КА, запускаемых по правительственным заказам, удерживая при этом 40% международного рынка коммерческих запусков. Изучение последнего выявило следующие потребности. Для обеспечения правительственных заказов требуются РН, способные выводить на низкую орбиту высотой около 600 км КА (кроме ATV) массой от 100 кг и выше, на солнечно-синхронные орбиты — КА массой около 4 т, на геопереходные орбиты — КА массой до 5-6 т. Коммерческие потребности на период до 2025 г. оцениваются примерно в 20 КА связи (массой до 5-6 т) в год, с возможным увеличением последующего темпа запусков до 31 в год.

Так в каком же направлении будет развиваться современное ракетостроение?

Казалось бы, все говорит в пользу криогенных РН. Но новая РН должна выводить на орбиту правительственные, в том числе военные, аппараты, и для нее важна оперативность, которая у твердотопливных РН выше из-за меньшей заправки криогенных компонентов (только в верхнюю ступень). Кроме того, в условиях Европы разработка и производство могут оказаться гораздо дешевле, чем создание полностью нового криогенного — водородного или метанового — мощного ЖРД.

Прогноз примерно такой: 2/3 шансов за то, что европейцы выберут трехступенчатый вариант РН NGL с твердотопливными нижними и криогенной верхней ступенями.

Главной задачей модернизации легкой европейской РН является увеличение энергетики при снижении числа ступеней РН. По заявлениям специалистов, программа Vega-E1 позволит увеличить грузоподъемность РН до 2 т полярной орбите. Для достижения этой цели был принято решение заменить исходную первую ступень Р80 на Р120, а вторую Z23 — на Z40. В то же самое время, вариант модернизации Vega-E2 более радикален: в рамках программы LYRA на РН планируется заменить третью и четвертую ступени одной РН, с кислородно-метановым ЖРД. На данный момент уже несколько лет ведутся работы по созданию демонстрационного двигателя расширительного цикла Mira с тягой 10 тс. Комбинация «Р 120+740+метановая ступень» позволит выводить на полярную орбиту до 3 т. Помимо этого, для модификации РН Vega ЕКА по-прежнему изучает ступени Р100 и Aestus-2.

Выдвинута идея применения замороженного топлива. Первые проверки технологии были профинансированы CNES. Изучалась смесь перекиси водорода, гидрида алюминия (Alane) и — полиэтилена, которая может использоваться при температурах от минус 30°С и до 0°С. По замыслу разработчиков, данная смесь позволит добиться высокой энергетики РН. После лабораторных экспериментов по сжиганию смеси была начета программа Icare ( «Икар»).

Две модификации ракета-носителей следующего поколения NGL

При сравнении вариантов РН NGL со ступенями Р180, Р80 и Н30 с РН, оснащенной «псевдо-РДТТ» на новом топливе, преимущество оказалось на стороне последней. Нельзя не отметить, что исходные компоненты нового топлива доступны и относительно нетоксичны. Но разработчикам еще предстоит доказать возможность производства его в большом количестве по разумной цене. К недостаткам «замороженных» топлив стоит отнести необходимость постоянного термостатирования шашки (или бака), что непросто в условиях тропического климата ГКЦ.

В любом случае исследования нового топлива займут много времени, и оно вряд ли найдет применение в РН NGL: европейская традиция ракетостроения отдает предпочтение решениям с низким техническим риском. Однако это не мешает вести исследования новых типов двигателей.

В начале 2009 г. отделение SNECMA французской группы Safran возобновило разработку ключевого элемента проекта РН Ariane 5МЕ (равно и РН NGL) — кислородно-водородного двигателя Vinci. Испытания двух демонстрационных образцов ЖРД, проведенные в период с 2003 по 2008 г., помогли определиться с выбором конструктивных решений.

Ракетный двигатель Vinci

Первое испытание третьего демонстрационного образца Vinci успешно прошло 27 мая 2010 года на испытательном стенде Р4 Германского аэрокосмического центра DLR в Лампольдсхаузене. Тест включал первое включение продолжительностью 450 с, затем имитацию восьмидесятиминутного баллистического участка полета, который закончился захолаживанием двигателя для второго включения. По сравнению со своим предшественником (НМ-7В) двигатель Vinci обладает возможностью многократного до пяти раз — включения в полете.

ЖРД базируется на обширном заделе и технологических инновациях, ставших результатом двадцатилетних исследований SNECMA и CNES. Сопловой насадок изготовлен из термопрочного композита и является продуктом сорокалетнего опыта работы компании SPS, входящей в группу Safran и разработавшей ряд сопел для РДТТ.

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.

Разгонный блок IUS: 1 — плоскость отделения полезного груза, 2 — ракетный двигатель твёрдого топлива второй ступени, 3 — сопловой насадок выдвижного типа, 4 — привод поворота сопла, 5 — сопло, 6 — ракетный двигатель твёрдого топлива первой ступени, 7 — переходник, 8 — элементы системы управления, 9 — приборный отсек

Двухступенчатый РБ IUS (Interim Upper Stage — «Временный разгонный блок») был разработан компанией Boeing.

Длина РБ IUS составляет около 5,17 м, диаметр варьируется от 2,34 до 2,9 м, полная масса составляет около 14,74 т.

РБ IUS может доставить КА массой до 2860 кг на геосинхронную орбиту, КА массой до 5250 кг на высокоэллиптическую орбиту, либо КА массой до 3630 кг на межпланетную траекторию.

Первый полет РБ IUS был совершен в октябре 1982 г. на РН Titan-3.

В качестве первой ступени РБ используется твердотопливный двигатель Orbus 21, в качестве второй ступени РБ — твердотопливный двигатель Orbus 6Е.

Оба РДТТ разработаны подразделением Chemical Systems Division компании United Technologies (Сан_Хосе, шт. Калифорния). Ступени РБ соединены переходным отсеком. В верхней части второй ступени РБ установлена проставка, к которой крепится космический аппарат. Кроме того, на этой же проставке смонтированы элементы подсистемы реактивного управления (шесть модулей, по два гидразиновых двигателя в каждом, тяга одного двигателя составляет 133 Н) и блок авионики, включающий командно-программный, телеметрический и траекторный модули, а также подсистемы управления и навигации, энергопитания, управления вектором тяги и обработки полетных данных. Длительность включения двигательной установки первой ступени РБ (при 100% загрузке топливом) составляет 152 с, второй ступени — 103,35 с.

РБ JUS

Две ступени РБ IUS стабилизируются по трем осям с использованием инерциальной системы управления.

Величина тяги двигателей задается путем выбора соответствующей конфигурации канала в топливном заряде. В полете изменение направления вектора тяги по каналам тангажа и рыскания осуществляется качанием сопла двигателя (±4° для двигателя SRM-1 и ±7° для двигателя SRM-2).

Стоимость РБ IUS составляет 111 млн. долл.

С помощью РБ IUS были осуществлены запуски на геостационарную и высокоэллиптическую орбиты, а также на траектории межпланетного полета.

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

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

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

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

Маршевый двигатель первой ступени Merlin

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

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

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

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

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

РН Falcon 1 на стартовом устройстве

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Пуск РН Falcon 1

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

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

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

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

Старт РН М-V

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

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

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

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

Принцип действия раздвижного сопла на двигателе М-34

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

РН M-V на старте

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

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

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)).

Верхняя ступень (первая) Delta III

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

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

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

PH Delta III на стартовой площадке

Главными отличиями РН Delta III от РН Delta II являются:

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

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

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

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

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

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