Не сомневаюсь в том, что в недалеком будущем грузы будут доставляться по космосу, но сейчас, к сожалению, это всего лишь фантастика! Впрочем, экспедирование морских грузов это тоже чрезвычайно востребованное направление, перспектив у которого предостаточно!

Убедитесь в этом сами, посетив сайт www.organic-cargo.ru.

Космический аппарат, созданный на основе платформы Alphabus

Именно двойные пуски являются преимуществом Ananespace, поскольку два клиента могут разделить стоимость РН. В 2025 г. такая миссия потребует две РН Ariane 6 вместо одной Ariane 5. Кроме того, верхний предел грузоподъемности в 6 т представляется недостаточным. Срок жизни новой РН оценивается примерно в 30 лет: с 2026 по 2055 год. Но уже сейчас максимальная масса КА связи достигает 6,7 т (КА IPstar и TerraStar) и будет увеличиваться после ввода в строй новой европейской платформы Alphabus. Максимальная масса КА, создаваемых на основе этой платформы, может составить 8,1 т, что также превышает верхний предел РН Ariane 6. Кроме того, на рынок выходят РН нового поколения с повышенной грузоподъемностью, такие как РН Falcon-9 (США) и H-IIB (Япония) в 2010 г., РН «Ангара» (Россия) в 2013 г., РН «Великий поход-5» (Китай) и РН GSLV-МкШ (Индия) в 2013-2015 гг.

При сроке разработки в 15 лет РН Ariane 6 сильно опоздает с выходом на рынок по сравнению со своими соперниками. С учетом того, что РН явно не может быть сертифицирован к 2025-2030 гг. для пилотируемых полетов, становится очевидным, что он не сможет полноценно заменить РН Ariane 5. Скорее всего, обе РН придется длительное время эксплуатироваться параллельно.

РН Vega на стартовой площадке

Эти размышления подтверждаются и тем, что на «период ожидания» до готовности РН Ariane 6 французские специалисты рекомендуют модернизировать РН Ariane 5 и Vega.

Если проанализировать представленные варианты, то с точки зрения минимальных рисков, затрат и сроков создания наиболее предпочтительным выглядит первый, использующий готовые элементы РН Ariane 5 и Vega. В то же время энергетика и потенциал дальнейшего развития этого варианта ограниченны. Никакой технологической новизны «половинка» РН Ariane 5 не несет. Варианты с криогенными первыми ступенями РН, как на основе метана, так и на основе водорода, напротив, обладают технологической новизной, а также перспективами дальнейшего роста грузоподъемности. Стартовые массы этих РН меньше, чем у версии с твердотопливными ступенями, а сами РН принципиально проще. Но технический риск, а также стоимость разработки криогенных вариантов, видимо, будут максимальными.

В любом случае, очевидно, что Европа активизирует работы в области перспективных средств выведения.

В июне 2010 года Агентство ESA заключило двухлетний контракт с фирмой Astrium Space Transportation (AST) стоимостью 24 млн. долл., предусматривающий исследование технологий, предназначенных для использования в многократно включаемых двигателях верхних ступеней РН, работающих на криогенных компонентах топлива. Работа, которая должна быть выполнена в рамках программы FLPP (Future Launchers Preparatory Program) Агентства ESA, будет сконцентрирована на исследовании свойств жидкого водорода (минус 253°С) и жидкого кислорода (минус 183°С) в условиях невесомости и на определении способов подачи их в двигатель. Другая задача исследований относится к созданию системы теплоизоляции топливных баков для обеспечения необходимых условий охлаждения компонентов топлива.

Запуск суборбитальной ракеты Texus

Контракт с фирмой AST включает проведение испытаний для отработки способов подачи криогенных компонентов топлива на борт высотной суборбитальной ракеты Texus, которую планируют к запуску в 2011 году с космодрома Швеции.

Агентство ESA проводит подготовительную работу по модернизации криогенной верхней ступени РН Ariane-5, на которой будет установлен двигатель Vinci, разработанный французской фирмой Snecma Moteurs. С другой стороны ожидается, что правительство Франции выделит 250 млн. евро к концу 2010 года на разработку РН Ariane следующего поколения в рамках комплекса мер, стимулирующих экономику. Однако пока неясно, какое решение примет Агентство ESA, либо о завершении разработки верхней ступени РН Ariane-5, либо о начале проектирования семейства РН следующего поколения. Окончательное решение намечается принять в 2014 году.

РН Протон-М

В настоящее время цена на коммерческие пуски изменяется. Падение рубля вызвало снижение стоимости пуска РН «Протон-М»: цена выведения на геопереходную орбиту КА массой до 6 т, которая ранее составляла 90-100 млн. долл., сейчас упала до 75-80 млн. долл. Из-за этого американский оператор Viasat предпочел услуги ILS предложению Arianespace, которая запрашивала 108 млн. долл.

Arianespace, объявившая стоимость «даблшота» в районе 160 млн. евро (около 200 млн. долл.), еще способна конкурировать с РН Atlas 5 в конфигурации 401 (стоимость пуска 135-150 млн. долл.) или с РН Delta 4Н, пуск которой с КА NRO L-15 был продан Министерству обороны США за 184 млн. долл. Однако, настоящая угроза для Arianespace исходит от китайских РН «Великий поход» и американского РН Falcon-9 компании SpaceX. Цена пуска РН LM-3B сейчас оценивается в 50-70 млн. евро. РН Falcon-9, предлагается по цене от 31 до 34 млн. евро при выведении на геопереходную орбиту КА массой 3,0-4,5 т, а это уже вдвое меньше цены РН Ariane 5.

РН Ariane 5, подготовка к пуску

Для удовлетворения потребностей заказчиков и сохранения позиций на рынке запусков будут необходимы новые средства выведения. Работы в этом направлении ведутся в рамках программы «Подготовка к РН будущего» FLPP (Future Launchers Preparation), где изучаются как эволюционное развитие РН Ariane 5 и Vega, так и различные новые концепции. Среди них — одно- и многоразовые РН от сверхлегкого до тяжелого и сверхтяжелого классов.

Два варианта перспективной РН с твердотопливными первыми ступенями и полностью криогенной

В настоящее время изучаются проекты нескольких мощных ЖРД; в качестве компонентов топлива рассматриваются жидкие метан и водород в паре с жидким кислородом. В классе кислородно-водородных можно отметить следующие двигатели:

• Veda МС 2000Е тягой около 200 те и удельным импульсом в вакууме около 450 с — для первых и вторых ступеней будущих многоразовых систем;

• Viking Н МВС 2000 тягой порядка 200-400 те и удельным импульсом в вакуумек более 400 с — для первых ступеней одноразовых РН;

Ракетный двигатель Vulcain-2

• модифицированный Vulcain-2 тягой порядка 150 те и удельным импульсом в вакууме около 440 с — для будущих вариантов РН Ariane 5.

Исследования метановых ЖРД ведутся совместно с Россией по программе Volga, планируется создать двигатель вакуумной тягой более 200 те и удельным импульсом не менее 360 с.

Не забыты и другие двигательные установки. Проработка перспективных РДТТ ведется в основном в направлении использования удачных технических решений и технологий двигателя Р80, созданного для РН Vega. Другие перспективные концепции рассматривают применение ракетных двигателей на гибридном и гелеобразном топливе.

Модель РН Ariane 6

В ближайших планах европейцев — создание новой одноразовой РН среднего класса, известной под условным наименованием Ariane 6. Корпорация EADS Astrium обнародовал проект новой средней РН, которая в гамме европейских средств выведения со временем должна занять нишу от РН «Союз-ST» до РН Ariane 5. Заметим, что российская РН еще не совершила ни одного старта из Куру, а ЕКА уже думает о ее замене. Сегодня РН «Союз» полезна, но довольно странно, если у Европы не будет своей собственной средней РН. За будущие европейские коммерческие пуски должна отвечать РН, построенная на базе РН, отметившей два года назад пятидесятилетие. Предполагается, что если работы начнутся в 2011 г., то при существующих технологиях проектирования и производства новая РН может быть введена в эксплуатацию примерно в 2020 г. С учетом рисков новой разработки предпочтительным считается 2025 год.

EADS Space Transportation предлагает два варианта новой РН.

Первый вариант — вариация на тему концепции блочной РН BBL — трехступенчатая РН тандемной схемы, имеющая две нижние твердотопливные ступени (первая — на базе ускорителя ЕАР РН Ariane 5, вторая — на базе первой ступени Р80 РН Vega) и верхнюю криогенную ступень РН с двигателем Vinci.

Второй вариант — двухступенчатая РН тандемной схемы. Первая ступень РН может оснащаться либо двигателями, созданными в рамках российско-европейской программы «Волга» и работающими на жидком кислороде и жидком метане, либо ЖРД на базе Viking или Vulcain на жидком кислороде и жидком водороде. В последнем случае двигатели должны работать с переменным соотношением компонентов. Жидкостные РН «в чистом виде» имеют сравнительно небольшую тяговооруженность и оснащаются двумя-восемью стартовыми твердотопливными ускорителями для схода с пускового устройства.

Оценки затрат на разработку различных вариантов РН колеблются от 3,5 до 8 млрд. евро.

Точных характеристик указанных вариантов РН РН Ariane 6 пока не опубликовано, что и неудивительно, поскольку облик РН еще реформирован окончательно, а полномасштабная разработка начнется не ранее, чем через два года. Но известно, что грузоподъемность РН на геопереходной орбите может составить от 3 до 6 т, что свидетельствует об отказе от концепции двойных пусков. При этом общее число пусков по отношению к РН Ariane 5 планируется удвоить.

Вот еще один концепт, на этот рз уже космического самолета, представленного компанией EADS.

Общий вид ракеты-носителя CZ-3B:

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

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

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

КА Palapa-D

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

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

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

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

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

РН CZ-4B на стартовой площадке

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

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

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

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

КА «Яогань-1» (Yaogan-1)

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

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

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

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

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

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

Ракетный двигатель РД-0120 на выставочном стенде

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

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

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

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

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

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

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

• возможность выведения полезного груза на орбиты с любым наклонением;

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

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

Общий вид МТКС второго этапа.

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

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

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

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

Гораздо больше, чем читать о ракета-носителях, Вы любите играть в компьютерные игры? Скачать игру Fifa 2014 торрент — вот что Вам следует сделать в первую очередь, т.к. эта игра по праву считается лучшим футбольным симулятором в мире!

Подробности на play-new.ru.

Ракетно-космический комплекс «Морской старт»

Стоимость вывода 1 кг груза на орбиту предполагалась порядка 5-6 тыс. долл.; при наземных пусках она принималась в 25-30 тыс. долл., а с помощью системы «Морской старт» — 7-9 тыс. долл. Сроки окупаемости первоначальных затрат не должны были превысить 3-4 года. Есть и другой аспект: «Воздушный старт» — своеобразный толчок в дальнейшем развитии науки и техники, продвижении передовых аэрокосмических технологий.

Судьба проекта, по всей видимости, будет предрешена, когда он реально докажет свою способность выводить КА на орбиту по сравнительно низкой цене.

В конце 1990-х годов большинство проектов низкоорбитальных многоспутниковых систем потерпели крах, рыночная ниша «Воздушного старта» оказалась шаткой и сомнительной. В рамках ликвидации российских стратегических РН для выведения легких КА может быть использовано от нескольких десятков до нескольких сотен конверсионных МБР, что значительно дешевле данной АКС. Кроме того, расчеты показывают, что число потенциальных заказчиков на низкоорбитальные КА оптимальной для «Воздушного старта» размерности (около 3-4 т) невелико, а возможности РН по выведению на самую коммерчески выгодную на сегодня — геостационарную орбиту, недостаточны.

В силу финансовых ограничений Роскосмос не в состоянии выделять средства на этот проект. Затраты на проект оцениваются в 130-150 млн. долл., между тем конкретных заказов пока нет.

Компоновка РН «Полет», разработанная с участием КБ Макеева

Остаются и многие другие вопросы: эксплуатация самолета, его базирование, снабжение запчастями и т.д. Очень большие сомнения у летчиков, которые считают, что на самолете-носителе нельзя отправлять в полет стотонную РН, заправленную керосином и кислородом, — она превращается в громадную объемно-детонирующую бомбу. Выйдя на точку сброса, четырехсоттонный самолет-носитель «Руслан» должен выполнить на высоте 10,5-11,5 тыс. м и скорости 700 км/час довольно сложный маневр «горка» и в его верхней точке сбросить РН в контейнере. Однако этот самолет не предназначен для скоростных «горок». Десантирование грузов из него осуществляется в прямолинейном полете на высоте до 4000 м и при скорости 320-350 км/ч. При этом максимально допустимая масса сбрасываемого груза не должна превышать 20 т (может нарушиться центровка). И вообще, открывать рампы, люки или иными способами разгерметизировать фюзеляж при полете на большой скорости и высоте тоже нельзя: самолет может просто разрушиться в полете.

Космическая головная часть РН «Полет» с разгонным блоком

И еще. В настоящее время принят пневматический способ сброса РН. Но речь не идет о выталкивании РН, скажем, инертным газом под небольшим давлением. «Пневматика» будет организована за счет порохового аккумулятора давления, сила отдачи при срабатывании которого вызовет большие нагрузки на конструкцию самолета-носителя.

Такая система прекрасно зарекомендована и известна как «минометный старт». Но никому в голову не приходит экспериментировать со «стартом» по кинематической схеме артиллерийского выстрела не в стволе бетонной шахты и не в бронированном пусковом контейнере боевого железнодорожного ракетного комплекса, а в фюзеляже относительно хрупкого самолета.

Оппоненты проекта (в т.ч. и из числа его бывших участников) предлагали, отойдя от использования уникального самолета Ан-124 и жидкостной РН, перейти на самолет-носитель Ил-76 с воздушным десантированием твердотопливной РН «Старт» и ее модификаций. Но представители АКК «Воздушный старт» возражали, так как при этом грузоподъемность (масса полезного груза) резко падает и вся выгодность проекта (уникально высокое отношение массы полезного груза на орбите к массе взлетающей с земли системы) сходит на нет.

Одним из основных противников проекта стало время. За годы разработки АКК «Воздушный старт» не удалось найти основных инвесторов, что позволило бы развернуть производство РН и выйти на этап летных испытаний. Здесь разработчиков опередили даже американцы, которые в короткие сроки провели необходимый объем наземных тестов и контрольные сбросы с самолета-носителя. Несмотря на то, что их РН Quick Reach гораздо более простая, чем РН «Полет», шансов на успех у нее больше: консорциум AirLaunch LLC ориентируется на конкретные нужды конкретного военного ведомства.

Тем не менее, списывать российский «Воздушный старт» со счетов тоже пока рано: проект включен в Федеральную космическую программу на 2006-2015 гг., где определено его финансирование и поименованы его внебюджетные источники.

Проект «Воздушный старт» обеспечивает ряд преимуществ по сравнению с традиционными РН наземного старта. Использование специально переоборудованного самолета Ан-124-100 «Руслан» в качестве платформы для старта РН позволит примерно на 50% повысить массу выводимого на орбиту полезного груза. В дополнение к этому повышается мобильность и оперативность пусков. Важно таюке, что запуски можно будет проводить над акваторией Мирового океана — это позволит избежать сложностей при отчуждении земли, обеспечит экологическую безопасность и др.

Модификацию серийного «Руслана» в самолет-носитель Ан-124-100ВС предусмотрено провести в г. Ульяновске на авиазаводе «Авиастар-СП», а испытания — в подмосковном Жуковском на базе ЛИИ имени М.М. Громова.

Проект «Воздушный старт» позволит России проводить коммерческие космические запуски, не нарушая запрета о нераспространении ракетных технологий. При эскизном проектировании предусмотрено два варианта наземной эксплуатации комплекса — один для российских пусков, другой — для пусков из-за рубежа. Первый предусматривает стыковку КА с РН в монтажно-испытательном комплексе с последующей доставкой на аэродром пуска. По второму варианту, разработанному для коммерческих запусков с зарубежных территорий, РН и КА доставляются на аэродром пуска по отдельности. Там в самолете головной блок с КА стыкуется с РН, производится ее заправка и операции по запуску.

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

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

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

Жидкостный ракетный двигатель НК-43

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

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

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

Основные участники проекта:

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

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

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

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

• НПО «Автоматика» — разработка системы управления РН;

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

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

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

Планируете открыть интернет-ресурс, полностью посвященный ракета-носителям и новым разработкам в области ракетостроения? В таком случае, Вам следует в обязательном порядке воспользоваться услугами сайта www.WebToAll.ru, опытные специалисты которого выведут ваш ресурс в топ выдачи поисковых систем в самые сжатые сроки!

РН семейства «Штиль»

Прорабатывался и воздушный старт РН «Штиль» со сверхзвукового самолета Ту-160 на высоте 16 км при скорости, соответствующей М= 1,6-1,7. В этом случае на низкую орбиту мог бы выйти КА массой 1,5 т. Доработка под запуски была связана с установкой на ракету блока довыведения на орбиту и с подвеской РН под самолет.

В отличие от авторов проекта «Диана-Бурлак», разработчики «Аэрокосмоса» не дошли даже до обкатки макета РН, а всецело переключились на «диверсификацию» ракет путем их запуска по баллистической или орбитальной траектории во время учебно-боевых стрельб с подводных лодок. Финансовая ситуация в стране вынудила макеевцев, как и многие другие российские компании, пойти по пути преобразования «реликтов холодной войны», которые после заключения договора о сокращении стратегических вооружений оказались не у дел (хорошо, что хватило мудрости и политической смекалки отказаться от того, чтобы просто разрезать уникальные ракеты на металлолом). Тем не менее, несмотря на несомненные успехи, достигнутые в деле конверсионной переделки «мечи — на орала» — можно сказать, что разработка уральского проекта АКС остановлена. К тому же в это время КБ имени В.П. Макеева включилось в работу по другой системе.

Проектирование системы воздушного запуска специализированной РН легкого класса с самолета-носителя Ан-124 началось во второй половине 1990-х гг. подразделением корпорации «Компомаш» на базе компонентов топлива «жидкий кислород — сжиженный природный газ». Затем проект был пересмотрен в более традиционном направлении: СПК заменили керосином, а проектанты выделились в специализированную фирму — АКК «Воздушный старт», образованную в 1999 г. авиакомпанией «Полет» и КБ химавтоматики для создания коммерческой системы выведения КА на низкие орбиты с использованием самолета-носителя Ан-124.

Размещение транспортно-пускового контейнера с РН «Полет» в грузовом отсеке самолета-носителя Ан-124-100ВС

В состав комплекса «Воздушный старт» входят:

• самолет-носитель Ан-124-100ВС;

• двухступенчатая РН «Полет»;

• космический разгонный блок;

• наземные комплексы подготовки к пуску;

• комплекс автоматизированных систем управления подготовкой, пуском и полетом.

Самолет-носитель создается на базе серийного тяжелого транспортного самолета Ан-124-100 «Руслан»; на его борту устанавливаются РН, оборудование и системы ракетного сегмента. Он обеспечивает выход в зону пуска и десантирование РН в полете. Самолет-носитель дополнительно оснащен оборудованием, необходимым для транспортировки и запуска РН: пусковой установкой, проверочно-пусковой аппаратурой РН и КА, командно-измерительным комплексом, аппаратурой средств траекторного измерения и рабочими местами операторов.

Модель самолета Ан-124-100ВС и РН «Полет»

Двухступенчатая РН «Полет» размещается в транспортно-пусковом контейнере на специальных опорах (обтюраторах) внутри грузового отсека самолета-носителя и доставляется в любую точку над океаном либо над сушей. При достижении зоны пуска в заданный момент ракета десантируется за счет пневматической системы выталкивания, размещаемой на ТПК. Система десантирования обеспечивает выход РН со скоростью 30 м/с (относительно самолета-носителя) и отставание на безопасное расстояние при запуске маршевого ЖРД первой ступени РН. Выведение КА на опорную орбиту происходит при последовательном срабатывании обеих ступеней РН. С опорной орбиты на более высокую (вплоть до геостационарной) и отлетную траекторию КА переводится космическим РБ.

Самолет-носитель может стартовать с аэродрома, оснащенного соответствующими средствами подготовки и имеющего ВПП длиной не менее 3 км. Возможность полета самолета-носителя в зону пуска на дальность до 4000 км позволяет осуществить выведение КА практически на любую орбиту по безопасным трассам над акваторией Мирового океана. Самолет-носитель является возвращаемой многократно используемой первой ступенью системы выведения.

Оборудование и системы подготовки и пуска РН на борту самолета-носителя обеспечивают:

• заправку РН компонентами топлива и их слив;

• установку, крепление РН в грузовой кабине и десантирование из самолета-носителя;

• телеметрические измерения параметров состояния РН и самолета-носителя и передачу телеметрической информации на командный пункт;

• управление полетом РН.

Двигатель НК-33

Основной упор представители АКК «Воздушный старт» делали на использование двигателя НК-33 (или его модификаций) на первой ступени РН и в качестве второй ступени РН — варианта РБ «Таймыр» от проектировавшейся тогда РН «Аврора»/«Ямал» (глубокая модификация РН «Союз»). Основным проектантом выступала РКК «Энергия»: она предложила различные варианты выхода РН из самолета — как с использованием вытяжного парашюта, так и пневматический.

Израильская фирма RAFAEL, начиная с 2000 г., разрабатывает проект РН Aurora на основе ракеты-мишени Black Sparrow (модифицированный вариант ракеты-мишени Aurora) и самолета-носителя Boeing 747 (масса КА, выводимого на орбиту высотой 250 км, до 120 кг) либо F-15 (масса КА до 100 кг).

РН имеет длину — 4,82 м, диаметр — 52,6 см и стартовую массу — 1275 кг.

Работе по системе остаются пока на ранней стадии.

Самолет Boeing-747

Фирмой RAFAEL прорабатывался еще один проект РН воздушного старта. В рамках этого проекта грузопассажирская модификация Boeing-747 выступала в качестве летающей стартовой платформы. Монтаж РН планировалось осуществлять к штатному пилону самолета (а если более точно, то под левую консоль крыла), который предназначен для крепления «пятого двигателя» — это штатная модификация для данного самолета, который, по сути, представляет собой летающую лабораторию.

По оценкам экспертов, предполагаемая масса этого варианта РН воздушного старта составляет ~16,1 т, длина – почти 14 м, а диаметр составляет 1,35 м.

КА Ofeq 10

Концепция IAI предусматривает воздушный запуск КА класса Ofeq с использованием РН ALV (на основе верхних ступеней РН Shavit) с возможностью выведения КА массой до 350 кг. В качестве стартовой платформы рассматриваются самолеты Ан-70, Ан-124, Ил-76, Ил-78 или Lockheed С-17. Ранее намечавшийся самолет Hercules С-130 слишком мал для РН класса Shavit. Предполагается, что РН воздушного запуска будет стоить 10 млн. долл.

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.

Гораздо больше чем ракетостроение Вас интересует такой вопрос, как квартира на сутки в Минске по максимально низкой цене. И именно поэтому Вам следует прямо сейчас посетить сайт sutkiminsk.by, благодаря которому Вы сможете в сжатые сроки снять уютную квартиру на самых выгодных для себя условиях!

Цех сборки РН Н-II

Прирост грузоподъемности достигнут за счет увеличения числа стартовых твердотопливных ускорителей с двух до четырех и применения нового центрального криогенного блока первой ступени РН. Диаметр нового блока увеличен с 4,0 до 5,2 м, а длина выросла на метр; в результате он вмещает на 70% больше топлива (жидкий кислород и жидкий водород), чем центральный блок РН Н-IIА. Кроме того, на ступени РН установлено два маршевых двигателя LE-7A вместо одного. Стартовая масса РН длиной 56 м составляет 530 т; длина головного обтекателя увеличена с 12 до 15 м без изменения диаметра.

Затраты на разработку нового варианта РН малы по отношению к РН Н-IIА, Ariane 5 и другим РН, потому что использованы множество испытанных элементов и навыки, полученные при отработке РН Н-IIА. Это также минимизирует риски.

Стоимость разработки новой РН, включая производство и поставку первого летного экземпляра, составила 435 млн. долл.

При производстве РН Н-IIВ использованы новые и более эффективные технологии.

Самой большой проблемой для японских инженеров при разработке РН H-IIB была установка связки из двух ЖРД на центральный блок. Ранее в Японии многодвигательные установки для РН не создавались, и инженерам пришлось решать проблемы синхронизации работы двух двигателей и исключения их взаимного влияния. Для этого, например, подача компонентов топлива осуществляется по отдельным для каждого ЖРД трубопроводам. Расстояние между двумя двигателями выбрано так, чтобы истекающие из сопел струи газов не испытывали интерференции, которая снижает характеристики двигательной установки.

Для производства баков впервые в Японии применялась сварка трением. Ранее баки РН Н-IIА сваривались обычной дуговой сваркой в среде защитных газов, при этом пять цилиндрических обечаек соединялись внахлест. Сварка трением позволила соединять встык более толстые обечайки, обеспечивая лучшую чистоту, прочность и коррозионную стойкость сварного шва. Кроме прочего, фрикционная сварка дала возможность практически полностью автоматизировать технологический процесс.

Также была освоена технология формования больших сферических днищ баков, которые для РН Н-IIА закупались за рубежом.

Изменения второй ступени РН, двигатель которой также работает на кислородно-водородном топливе, менее значительны. Они в основном свелись к увеличению толщины обшивки из-за применения более габаритного и тяжелого головного обтекателя и увеличения массы полезного груза.

В настоящее время завершаются доводочные испытания головного обтекателя. Наземные средства космодрома Танегасима, включая систему подачи топлива, модифицируются под новую РН.

Представители JAXA и частного сектора связывают с проектом большие надежды на выход на международный рынок космических пусковых услуг. С помощью новой РН Япония намерена потеснить таких «извозчиков», как Arianespace, Sea Launch и ILS.

РН H-IIB придет на смену устаревающей РН Н-IIА.

РН Н-IIВ

Рассматриваются варианты наращивания мощности РН H-IIB за счет модификации второй ступени РН, в том числе путем увеличения ее диаметра до 5 м, форсирования двигателя LE-5B и применения удлиненных твердотопливных ускорителей SRB-A. Только за счет последних в варианте РН H-IIB 3040 можно увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на низкую орбиту, до 19 т. Такие показатели, наряду со снижением стоимости производства и эксплуатации, позволят японцам стать конкурентоспособными на рынке коммерческих запусков.

После 2020 г. должна появиться полностью криогенная РН среднего класса Н-Х, которую планируется сертифицировать для пилотируемых полетов.

Япония с 2005 года провела 9 успешных стартов РН Н-II, однако в 2003 году эта РН однажды потерпела неудачи при старте.

РН H-IIB на стартовом комплексе

JAXA изучает возможности создания РН нового поколения NGLV, первую ступень которой планируется оснастить четырьмя криогенными ЖРД нового типа. По расчетам, новая РН будет на 10% легче и на 10-20% грузоподъемнее, чем РН Н-ИА. Она должна иметь две криогенные ступени с возможностью навески различного количества стартовых твердотопливных ускорителей.

Перспективные проекты средств выведения Японии

Японские ученые создали экспериментальную систему, способную выводить в космос РН без топлива и без двигателя.

Исследователи Токийского университета под руководством профессора аспирантуры отделения передовых наук Кимия Комурасаки сосредоточили свои усилия на способности сконцентрированных в одной точке микроволн быстро нагревать воздух и создавать взрывную энергию.

В ходе эксперимента исследователи применили эту энергию для пуска РН.

При помощи такой микроволновой технологии РН можно будет запускать в космос без использования для этого двигателей и топлива. Ученые будут работать над усовершенствованием этой системы, наращивая ее мощности. Они надеются, что система будет практически применяться через 20 лет.