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

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.

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.

Вы всегда увлекались ракетостроением, но сейчас данная статья на Вас нагоняет исключительно тоску и отчаяние. И причиной этому лишение родительских прав, которое грозит Вам в самом ближайшем будущем.

Хотите отстоять своего ребенка? Тогда Вам следует нанять опытного юриста, который будет отстаивать ваши права в суде!

Узнайте подробности на semeinoe-pravo.com.

РН CZ-5

Для РН CZ-5 пятиметрового диаметра в качестве основной выбрана конфигурация D: двухступенчатая РН с навесными стартовыми ускорителями. РН данной конфигурации имеет длину 59,456 м, стартовую массу 643 т, стартовую тягу 8179 кН и грузоподъемность на ГПО 10 т.

Первая ступень РН CZ-5 — это модуль диаметром 5 м с двумя шарнирно закрепленными кислородно-водородными двигателями YF-77 тягой 500 кН каждый. Навесные ускорители представлены двумя модулями диаметром 12,25 м и двумя модулями диаметром 3,35 м. Первый оснащен одним, а второй двумя кислородно-керосиновыми двигателями YF-100 тягой 1200 кН каждый, с одним шарнирно закрепленным ЖРД на каждом ускорителе.

В конструкции баков первой ступени РН CZ-5 применены панели высокопрочного алюминиевого сплава марки 147, сваренные трением. В системе подачи топлива использована новая система наддува баков, электросистема РН CZ-5 — дублированная.

Вторая, верхняя, ступень РН CZ-5 имеет возможность многократного включения двигателя в полете. Она оснащена двигательной установкой, состоящей из двух шарнирно закрепленных двигателей YF-750 расширительного цикла, созданных на базе кислородно-водородного ЖРД третьей ступени РН CZ-3A. На этой ступени РН применена система ориентации, работающая на нетоксичном топливе — газообразный кислород и керосин. Полезный груз находится под головным обтекателем диаметром 5,2 м и длиной 18 м.

Компоновочная схема РН CZ-5 (базовый тип D)

РН CZ-5 типа F представляет собой облегченный (все четыре ускорителя диаметром 2,25 м), а типа Е — более тяжелый вариант (все ускорители диаметром 3,35 м) базового типа D.

РН CZ-5 типов С, А и В являются вариантами F, D и Е без верхней ступени РН соответственно.

Китайский кислородно-водородный ЖРД YF-77

Базовый тип D содержит все три новых модуля и ключевые технологии. После его создания будут освоены все технологии, связанные с РН пятиметрового диаметра, что, в свою очередь, заложит фундамент для устойчивой разработки остальной китайской космической техники.

Общий вид РН перспективного семейства носителей CZ-5

Принятые решения обеспечивают:

• грузоподъемность в тяжелом классе до 25 т на низкой околоземной орбите и до 14 т на ГПО, что в 2,5-2,7 раза больше аналогичной величины современных РН «Великий поход» типа CZ-2F и CZ-ЗВ;

• соответствие мировым тенденциям и национальным требованиям по экологии за счет использования экологически чистых компонентов ракетного топлива;

• низкую стоимость пуска по сравнению с нынешним поколением китайских РН;

• высокую надежность, поскольку конфигурации с «1,5» или «2,5» ступенями РН имеют меньшее количество элементов, а расчетная надежность увеличена применением избыточности, повышением отказоустойчивости и умеренными рабочими характеристиками двигателей и систем (кроме того, надежность запуска улучшена использованием механизма удержания РН на старте («заневоленный старт»).

• лучшую адаптируемость и расширение номенклатуры выводимых КА (гибкость миссии достигается возможностью «настройки» РН под конкретный КА (или подбором необходимого РН под имеющийся аппарат).

Последнее обстоятельство, в частности, обеспечивает высокую вероятность выполнения контрактов, что должно повысить коммерческую привлекательность новых РН.

Возможности китайских РН подкреплены наличием четырех космодромов, в совокупности обеспечивающих выведение аппаратов на орбиты любых практически востребованных наклонений. Избыточность космодромов и парка РН даст устойчивость космической деятельности КНР, в том числе в условиях военных конфликтов, а также повысит конкурентоспособность предлагаемых пусковых услуг.

Планируете приобрести новое авто? В таком случае обязательно загляните на страницу http://autoback.ru/otzivi_o_uaz_patriot, где вы сможете познакомиться со всеми сильными и слабыми сторонами УАЗ Патриот. На этом же сайте Вы найдете подробные обзоры всех представленных на рыке автомобилей!

На прошедшем в июле 2006 г. в Фарнборо (пригород Лондона) 45-м международном авиакосмическом салоне Farnborough International Airshow — 2006 Китайская исследовательская академия технологий ракет-носителей (China Academy of Launch Vehicle Technology, CALT) презентовала проект нового семейства китайских РН.

CALT является подразделением Китайской корпорации космической науки и техники (China Aerospace Science and Technology, Corporation, CASC). CALT расположен в Пекине. Академия разработала практически все РН семейства «Великий по)’ ад», кроме РН CZ-4 и ее модификаций. РН CZ-2C, 2C/SD, 2D, 2Е, 2F, ЗА, ЗВ, ЗС производятся на предприятиях CALT.

По планам CALT, новое семейство постепенно должно заменить ныне эксплуатируемые РН семейства «Великий поход» и существенно расширить возможности Китая в сфере космических запусков. Оно разработано на принципе создания РН различной грузоподъемности на основе небольшой номенклатуры универсальных ракетных модулей.

Основными принципами при проектировании модулей стало повышение надежности РН, снижение стоимости производства, сокращение сроков пусковых кампаний, а также использование нетоксичных и экологически чистых компонентов ракетного топлива, включая жидкий водород, жидкий кислород и керосин. В презентации были представлены десять типов РН, которые условно обозначены Туре А, Туре В и д., плюс отдельно РН малого класса SLV. Эти РН способны выводить на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку от 1,5 до 25 т, на солнечно-синхронную — от 1 ,0 до 2,1 т, на переходные к геостационарной — от 1 ,5 до 14 т, а также призваны обеспечить выведение китайской орбитальной станции и АМС для исследования Луны.

Для первых ступеней и стартовых ускорителей РН разработаны три типа модулей с диаметром баков 2,25, 3,35 и 5,0 м. Все используют в качестве компонентов топлива жидкий кислород и керосин. Для вторых ступеней РН разработаны два модуля: с диаметром 3,35 на жидком кислороде и керосине и диаметром 5,0 м на базе кислородно-водородной третьей ступени РН CZ-ЗА. Кроме того, спроектирована универсальная кислородно-водородная третья ступень РН; ее нижний (кислородный) бак имеет диаметр 3,35 м, верхний (водородный) — 5,2 м. Для семейства разработаны три стандартных головных обтекателя диаметрами 2,25, 3,35 и 5,2 м, являющиеся модернизированными вариантами используемых сейчас обтекателей.

Основным представителем семейства станет РН Туре D, включающая первую ступень РН диаметром 5 м, вторую криогенную ступень РН того же диаметра, а также четыре стартовых ускорителя: два на базе модуля диаметром 3,35 м и два — диаметром 2,25 м. На верхней ступени РН устанавливается головной обтекатель диаметром 5,2 м — улучшенный вариант головного обтекателя РН CZ-3A. Такая РН будет иметь общую высоту 59,456 м и максимальную стартовую массу 643 т при тяге двигательной установки первой ступени 825,2 т на уровне моря. РН Туре D рассчитана на вывод полезной нагрузки массой 10 т на геопереходную орбиту.

Два других варианта РН для запуска на ПЮ — Туре Е и Туре F- отличаются от базового РН составом стартовых ускорителей: на Е используются четыре 3,35-метровых (полезная нагрузка 14 т на ГПО), на F — четыре 2,25-метровых (6 т на ГПО).

Для запусков на низкие околоземные орбиты разработаны три РН (Туре А, В и С) на основе модуля первой ступени пятиметрового диаметра. РН между собой отличаются количеством и типом стартовых ускорителей:

• Туре А — два 3,35-метровых и два 2,25-метровых ускорителя (полезная нагрузка на низкую орбиту 18 т);

• Туре В — четыре 3,35-метровых ускорителя (25 т на низкую орбиту);

• Туре С — четыре 2,25-метровых ускорителя (10 т на низкую орбиту).

Кроме того, разработаны две РН, использующие в качестве первой ступени РН универсальный модуль диаметром 3,35 м и четыре стартовых ускорителя диаметром 2,25 м. РН Туре G использует вместе с этим комплектом вторую кислородно-керосиновую ступень РН диаметром 3,35 м и третью криогенную ступень РН диаметром 3,35/5 м. Такая РН предназначена для запуска КА массой 4-7 т на геопереходную орбиту. РН Туре Н отличается отсутствием третьей ступени РН и предназначается для запуска КА массой 8-14 т на низкую околоземную орбиту.

Туре L — двухступенчатая РН, состоящая из модулей первой и второй ступеней РН диаметром 3,35 м — сможет вывести на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку массой до 4,3 т, а на солнечно-синхронную орбиту (ССО) -2,1 т.

Также, разработана РН малого класса SSLV (Small-Sized Launch Vehicle), рассчитанная на запуск КА массой 1 ,5 т на низкую околоземную орбиту или КА массой 1 ,О т на ССО. Первая ступень РН представляет собой ракетный модуль с диаметром 3,35 м уменьшенной длины, вторая ступень РН — также урезанный модуль диаметра 2,25 м.

Составные части к РН перспективного семейства модульного типа разработки CALT: 1 — модуль первой ступени РН диаметром 5,0 м; 2- модуль первой ступени РН диаметром 3,35 м; 3- модуль первой ступени РН диаметром 2,25 м; 4 — модуль второй ступени РН диаметром 5,05- модуль второй ступени РН диаметром. 3,35 м; 6- модуль третьей ступени РН диаметром 3,35/5,0 м

Нынешние РН могут подниматься с весом в 9,2 т на низкую околоземную орбиту. РН Long March 5 повысит этот показатель до 25 тонн.

Макет Long March 5

Для создания вышеуказанных РН в Китае разрабатываются три основных ракетных модуля диаметром 2,25 м, 3,35 м и 5 м, длина которых будет выбираться в зависимости от их использования в качестве первой и второй ступеней РН или навесных ускорителей. Эти модули намечается оснащать новыми двигателями двух типов, к которым относятся керосиновый двигатель YF-100 тягой 120 т и водородный двигатель YF-77 тягой 50 т.

Двигатель YF-100

Двигатели YF-100 предназначены для установки в модулях меньшего диаметра (К-2 и К-3), а двигатели YF-77 — в модуле большого диаметра (Н-5). Если в Китае реализуются планы, объявленные несколько лет назад, то РН LM-6 будет состоять из двух модулей К-2, а в состав базового блока РН LM-7 войдут два модуля К-3, кроме того, модули К-2 будут использоваться в качестве навесных ускорителей.

Ракетостроение Вас совершенно не интересует и единственное, что Вы хотите сейчас узнать — что такое миома матки и каковы причины ее возникновения. Ну а самый исчерпывающий ответ Вы сможете найти только на сайте udoktora.net.

В качестве основных проектных параметров выбирались относительные конечные массы ступеней РН (определяющие массы рабочих запасов топлива) и параметры программы угла тангажа. Массовое совершенство первой ступени РН принято умеренным, на уровне 12,5% от рабочего запаса топлива; для второй ступени РН этот показатель принят 15%. Расчет велся путем интегрирования уравнений движения с оптимизацией методом Ньютона. В уравнениях движения учитываются основные силы, действующие на РН в полете: тяга двигателей, сила тяжести (в предположении центральности гравитационного поля Земли), аэродинамическая сила.

Расчетная масса КА в этом случае составила 27 кг (при тяге второй ступени РН — 3,75 тс). При уменьшении тяги до 2,6 тс масса увеличилась до 45 кг, а при тяге 2 тс выросла еще больше — до 84 кг.

Технически возможно создание двухступенчатой РН легкого класса стартовой массой 26 т, основанной на технических решениях ракеты Р-17 (при облегчении конструкции), с двигателями, работающими на штатных для «Скада» компонентах топлива. Однако РН при этом получается очень слабы й, и по своим возможностям не соответствует ни современному состоянию ракетно-космической техники в мире, ни реальным потребностям страны, стремящейся к созданию собственной группировки КА различного назначения. Наращивание энергетических характеристик РН «Сафир» может идти разными путями. Первый — за счет совершенствования второй ступени РН. Применение на ней топливной пары «АТ — НДМГ» в сочетании с совершенствованием двигателя ( оценочное значение удельного импульса тяги порядка 305 с) позволит повысить массу выводимого на орбиту КА до 160 кг.

Второй путь — изменение схемных решений. Как известно, недостатком двухступенчатой схемы является быстрое уменьшение массы КА (деградация грузоподъемности РН) с ростом высоты орбиты при непрерывном (прямом) выведении. В частности, реконструированный «26-тонный» вариант РН «Сафир» не способен выводить грузы на орбиты высотой свыше 450 км при наклонении 55,6°, не говоря уже о полярных и солнечно-синхронных орбитах высотой 500-600 км (да и возможности стартовой позиции на полигоне Семнан не позволяют сделать это вследствие отсутствия необходимых полей падения). Поэтому не исключено появление более мощной РН «Сафир». Увеличение энергетики РН возможно путем установки в качестве третьей ступени РH небольшого апогейного РДТТ либо за счет использования двукратного включения двигателя второй ступени РН. Но и в этом случае рост массы КА получается не столь велик.

Подобная РН даже в самом лучшем усовершенствованном варианте может служить лишь для запуска самых первых («престижных») национальных КА.

Иллюстрация отделения ракетных модулей РН «Сафир»

Что касается возможности создания на базе РН «Сафир» межконтинентальной ракеты, то она на данном этапе представляется маловероятной. Вряд ли боевой вариант ракеты сможет доставить на дальность 10000 км боеголовку массой более полутоны. Учитывая технологический уровень Ирана, трудно предположить, что ядерный заряд достаточной мощности с сопутствующими системами можно «втиснуть» в такую массу. Однако РН «Сафир» может стать демонстратором технологий и летным стендом для отработки решений МБР.

Таким образом, иранские ученые и инженеры доказали, что могут создавать РН легкого класса, а также инфраструктуру их пусков в условиях ограниченных ресурсов. Нет никаких сомнений, что со временем они способны разработать еще более мощные и совершенные РН. Если к этому не возникнет никаких «внешних» препятствий.

По оценкам российских экспертов Иран в ракетостроении все еще продолжает оставаться на уровне технологий баллистических ракет средней дальности.

В соответствии с разработанной в стране программой, Иран к 2021 г. должен стать ведущей страной региона в сфере космонавтики.

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

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

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

Шахаб-3

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Головной обтекатель РН «Сафир-1»

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

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

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

Мечтаете зарабатывать большие деньги, не прикладывая для этого больших усилий? В этом случае букмекерская контора фаворит москва к Вашим услугам! Делайте ставки и приумножайте свое благосостояние!

Подробности на sportstavka.com.

Создание РН Ariane-5E задержалось по ряду причин, главными из которых было отвлечение средств на доводку базовой РН после первого аварийного пуска 4 июня 1996 г. и проблемы с двигателем Vulcain 2.

Старт Ariane-5 Plus

В результате на первую модернизацию наложилась вторая, известная как программа Ariane-5 Plus (или Ariane 5+) и направленная на создание в период до 2005 г. новых вторых ступеней РН.

Движущими силами второй модернизации были два обстоятельства.

Во-первых, назревал бум запусков низко- и среднеорбитальных КА связи Iridium, Globalstar, ICO и т.п., а «классическая» РН Ariane-5G с однократным включением второй ступени РН не могла ни достичь таких орбит, ни вывести два аппарата на разные орбиты.

Во-вторых, рост массы геостационарных КА до 4-5 т и прогноз появления к 2005 г. шеститонных КА заставлял наращивать грузоподъемность РН.

Итогом должна была стать РН, способная выводить на геопереходную орбиту два КА шеститонного класса.

Первый этап программы Ariane-5 Plus предусматривал создание «гибкой» ( versatile) версии второй ступени EPS-V на высококипящем топливе с возможностью многократного включения двигателя Aestus. Для этого вторая ступень РН оснащалась блоком повторного запуска (Reignition Kit) и — поскольку время ее работы увеличивалось на несколько часов — несла дополнительные аккумуляторы и имела усиленную теплоизоляцию. РН с такой ступенью был назван РН Ariane-5V. Верхняя (вторая) ступень РН Ariane-5G EPS (Etage а Propergols Stockables) имеет высоту 3,356 м, максимальный диаметр 3,96 м, сухую массу 1,24 т и располагается внутри отсека оборудования УЕВ. На этой ступени РН установлен двигатель L9.7 Aestus, имеющий тягу в вакууме 27,5 кН и удельный импульс 321,3 с. Среднее время работы двигателя — 1100 с. В баках при запуске находится 9,7 т монометилгидразина и азотного тетраоксида. Система подачи на ступени РН — вытеснительная. Компоненты топлива хранятся в четырех баках, форма которых образована соединением шара и цилиндра, а гелий для вытеснения компонентов — в двух шар-баллонах под давлением 400 атм.

Второй этап программы Ariane-5 Plus предусматривал создание криогенной второй ступени ESC-A с обозначением Н14.4. Фактически это была модификация третьей ступени HIO РН Ariane-4 с двигателем НМ-7В и увеличенными баками кислорода (11,5 м³) и водорода (41,5 м³). РН, имеющая в своем составе модернизированный «пакет» Ariane-5E и новую вторую ступень ESC-A, получил обозначение РН Ariane-5ECA. Эта РН могла вывести на геопереходную орбиту два КА общей массой 9750 кг.

Третий этап (РН Ariane-5ECB) предусматривал создание ступени ESC-B типа Н21 с новым двигателем МС-150 Vinci и еще раз увеличенными до 17 м³ и 53 м³ баками.

ЖРД тягой 150 кН и удельным импульсом 460 с мог включаться в полете до пяти раз с интервалами от 3 мин. до 6 час, обеспечивая выведение КА на разные орбиты.

Эта РН могла вывести на геопереходную орбиту два КА общей массой 12 т, или груз в 7,85 т на отлетную траекторию к Марсу.

В 2003 г. из-за нехватки средств реализация проекта Ariane-5ECB была приостановлена.

ЕКА решило интегрировать утвержденные ранее программы Ariane-5 Evolution и Perfo-2000 в программу Ariane-5 Plus. Теперь первый ее этап включал как модернизацию «пакета» до РН Ariane-5E, так и постепенную модернизацию второй ступени РН.

Первый вариант ступени РН с увеличенными баками горючего, но без возможности повторного запуска двигателя, стал называться EPS-E. РН с такой ступенью получила обозначение РН Ariane-5ES (S — от франц. stockables, т.е. долгохранимая). РН с вторым вариантом ступени EPS-V была названа РН Ariane-5ESV.

Ракета-носитель Ariane-5G

В варианте РН Ariane-5G частичное улучшение характеристик ступени EPS было достигнуто путем установки нового БРЭО в отсеке оборудования и доработки программного обеспечения.

Вторым вариантом является РН Ariane-5G+ по программе Perfo-2000 — с облегченным на 160 кг отсеком оборудования, второй ступенью РН в варианте L10 и облегченными упрощенными соплами типа Р200 1 на ускорителях.

РН Ariane-5G+, в отличие от базовой версии РН Ariane-5G, оснащена модернизированной «универсальной» второй ступенью EPS L 1 О (встречается обозначение EPS+) с высококипящим топливом. Число «10» в обозначении ступени — это масса заправляемого в ступень РН топлива. На РН Ariane-5G использовалась ступень EPS L9,7.

Ступень EPS L10 имеет баки увеличенного объема, что позволило увеличить заправку горючего (монометилгидразин) на 250 кг; при этом несколько изменилось соотношение компонентов топлива. Для обеспечения теплового режима ступени во время баллистического полета был введен режим закрутки («барбекю»).

Другими изменениями в конструкции РН стало использование сложного корпуса отсека оборудования из композиционного углеродного материала, который легче своего металлического предшественника на 100 кг. Кроме того, используются упрощенные сопла типа Р2001 на твердотопливных стартовых ускорителях ЕАР.

Предельно допустимой для запуска РН Ariane-5 считается скорость ветра у поверхности от 7,5 до 9,5 м/с в зависимости от направления ветра. Наиболее критичным является северный ветер, который при старте тянет взлетающую РН в сторону стартовой башни. Кроме того, существуют ограничения по скорости ветра на высотах от 2 до 10 км.

В ЦНИИмаше (г. Королев) был исследован вариант РН Ariane-5 — РН «Баргузин» (Bargouzin).

Суть варианта заключается в следующем: на РН Ariane-5 два стартовых твердотопливных ускорителя заменяются ускорителями многократного использования типа «Байкал» разработки Центра имени Хруничева, но более крупными. Ускоритель длиной 32,75 м и высотой 10,58 м имеет размах крыла (при посадке) 19,88 м. Двигательная установка включает два жидкостных двигателя РД-191М и турбореактивый двигатель Д-436-Т1.

Масса РН Ariane-5 в варианте «Баргузин» (Bargouzin) составляет при взлете 253 т.

РН Ariane 5 в варианте «Баргузин» (Bargouzin) способна доставить на геопереходную орбиту полезный груз массой до 13 т.

Вам совершенно не интересна тема данной статьи и все, что Вы сейчас хотите — это как следует отдохнуть где-нибудь заграницей? В этом случае Вас определенно точно заинтересует тур на Кипр из Киева. А самое выгодно предложение по данному туристическому направлению Вы сможете найти на сайте www.mansana.com!

С целью увеличения конкурентоспособности в 1978 г. (т.е. еще до первого пуска РН Ariane-1) начали обсуждаться возможности разработки новой мощной РН, что через 10 лет привело к программе по созданию РН Ariane-5. Основную роль в разработке РН играла Франция.

РН Ariane-5 с двумя стартовыми твердотопливными ускорителями оказалась дороже других вариантов, но являлась более экономически эффективной и надежной.

РН Ariane-5 нуждалась в новом стартовом комплексе. CNES предложил построить третий пусковой комплекс, что позволяло продолжать запуски РН Ariane-4 без всякого перерыва. Строительство стартового комплекса ELA-3 началось в 1988 г.

Комплекс площадью 20 км² включает зону подготовки, зоны стартовых ускорителей и фактическую область запуска. В пределах двадцатидвухсуточной пусковой кампании каждая РН Ariane-5 собирается на мобильном стартовом столе.

С декабря 1999 года началась коммерческая эксплуатация РН Ariane-5.

Ariane-5GS на старте

Например, в 2007 г. компания Arianespace запустила 6 РН Ariane-5 по сравнению с 5 пусками в 2006 г., все 6 пусков 2005 г. были РН модели Ariane-5ECA. В 2007 г. было запущено четыре модели РН Ariane-5ECA. Для двух пусков была использована РН Ariane-5GS.

На 2008 год компания планировала проведение 7-8 пусков РН Ariane-5.

РН Ariane-5ECA содержит два стартовых твердотопливных ускорителя ЕАР (Р240 тип В), главную криогенную ступень ЕРС (Н175 тип С) с ЖРД Vulcain 2, верхнюю криогенную ступень ESC-A, приборный отсек УЕВ типа С с углепластиковым корпусом и головной обтекатель высотой 13,8 м. Головной обтекатель устанавливался на цилиндрическом адаптере АСУ5400 типа D (производства Contraves Space) диаметром 5,4 м и высотой 2 м, который был жестко закреплен на верхнем шпангоуте приборного отсека.

Согласно контракту фирма Astrium должна изготовить 35 верхних ступеней для РН Ariane-5. Общая сумма контракта составляет 500 млн. евро.

PH Ariane 5ЕСА и PH Ariane 5ESV

Изготовление будет осуществляться на заводе в Бремене. Первый запуск РН был запланирован на 2010 г.

Рассмотрим более подробно структуру РН семейства Ariane-5.

Все ступени РН семейства Ariane-5 имеют буквенно-цифровое обозначение.

У твердотопливных ступеней РН оно начинается на Р (от франц. «порох»), у ступеней РН с криогенным топливом — на Н (от франц. «водород») и у ступеней РН с высококипящим топливом — на L (от франц. «жидкостная»). Цифры после этих букв — масса топлива в ступени РН.

РН для первых двух испытательных пусков с бортовыми номерами L501 (5- семейство РН Ariane-5; 01, 02 и т.д. — порядковые номера в семействе РН Ariane-5 без различия на модификации) и L502 обозначались просто Ariane-5 и включали в себя два стартовых твердотопливных ускорителя ЕАР (пороховая ускорительная ступень) типа Р238, первую криогенную (жидкий кислород и жидкий водород) ступень ЕРС (главная криогенная ступень) типа H158 с ЖРД Vulcain, вторую ступень с долгохранимым топливом (азотный тетраксид и монометилгидразин) EPS (ступень с долгохранимым топливом) типа L9.7 с ЖРД

Двигатель Aestus

Aestus и отсек бортового радиоэлектронного оборудования. Начиная с РН L503, эта комплектация РН стала обозначаться РН Ariane-5G (от франц. «родоначальник»).

Первоначально РН Ariane-5 разрабатывалась для запуска на геопереходную орбиту полезного груза массой до 6800 кг, то есть одновременно трех КА двухтонного или двух аппаратов трехтонного класса. Базовый вариант РН Ariane-5G позволял выводить на геопереходную орбиту два КА суммарной массой до 5970 кг. Однако еще до первого испытательного пуска стала ясна тенденция роста массы связных КА и необходимость увеличения грузоподъемности РН.

В 1995 г. была разработана программа модернизации до 2002 г. для увеличения грузоподъемности РН Ariane-5 при парном запуске до 7350 …7400 кг. За этим вариантом РН закрепилось название Ariane-5E («эволюционный»).

Главным направлением программы РН Ariane-5 Evolution была модернизация нижних ступеней РН, которая давала прибавку грузоподъемности почти в 1000 кг.

Для нее разрабатывались новые ускорители типа Р241 с облегченным корпусом (за счет замены болтовых соединений секций на сварные) и топливной шашкой увеличенной до 241 т массы. Удельный импульс РДТТ возрос на 1 с за счет использования сопла нового типа, и в итоге замена ускорителей увеличивала массу полезного груза на 150 кг.

Еще более существенной была модернизация криогенной ступени ЕРС, увеличивающая грузоподъемность РН на 800 кг. Для нее разрабатывался новый двигатель Vulcain 2 с увеличенной на 20% (с 1145 до 1350 кН) тягой. Для этого был сделан новый кислородный насос и переделана камера сгорания, а сопло удлинено на 500 мм. Удельный импульс вырос на 3 с. Соотношение компонентов топлива у нового двигателя вместо l :5,3 составило 1 :6,2, что потребовало увеличения бака окислителя. За счет смещения на 65 см вниз межбаковой перегородки бак окислителя стал вмещать на 16 т (10%) жидкого кислорода больше, а бак горючего — на 1 т водорода меньше. Кроме того, увеличилось число баллонов жидкого гелия на ступени РН, и был усилен межступенной переходник.

Новая криогенная ступень ЕРС получила обозначение H173, но, как видно из таблицы вариантов РН Ariane-5, не сама по себе ступень, а именно двигатель Vulcain 2 отличает подгруппы Ariane-5G и Ariane-5E.