Автор: Милованов А.Г. Кобелев В.Н.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника ракетостроение учебное пособие конструкции ракет проектирование ракет космические технологии ссср и сша
ISBN: 5-230-21066-4
Год: 1993
Текст
УДК 629.76.023
Ракеты-носители:Учеб.пособие/ В.Н.Кобелев. А.Г.Милованов:
Моск. гос. авиац. технол. ун-т. М.. 1993. 165 с. + 4 вклей-
ки .ISBN 5-230-21066-4.
На основе краткого анализа задач, решаемых в космосе в пе-
риод с 1955 г по настоящее время, описаны конструкции ракет-но-
сителей, предназначенных для обеспечения решения этих задач.
Показаны подходы к проектированию PH в основном в СССР и США,
развитие конструкции ракет в других странах.
Рассчитано на инженерно-технических работников, связанных с
применением космических технологий. Может быть использовано в
качестве учебного пособия по изучению дисциплины "Конструкция
летательных аппаратов" для студентов конструкторских и техноло-
гических факультетов.
Введение, главы 1.2,3,4,5 / кроме §§ 5.6. 5.7/ написаны
д.т.н. Кобелевым В.Н.: §§ 5.6. 5.7. глава 6 и заключение напи-
саны к.т.н. Миловановым А.Г. Общее редактирование выполнено
д.т.н. Кобелевым В.Н.
Табл. 5. Ил. 24. Библиогр.: 10 назв.
Печатается по решению Ученого Совета Московского государс-
твенного авиационного технологического университета им. К.Э.Ци-
олковского
Рецензент д-р техн. наук, профессор в.В.Никольский
ISBN 5-230-21066-4.
© Московский государственный
авиационный технологический
университет.1993
Принятые сокращения.
АМС - автоматическая межпланетная станция;
АТ - азотный тетраксид;
АУТ - активный участок траектории;
ГГ - газогенератор;
ДОС - долговременная орбитальная станция;
ДПК - дренажно-предохранительный клапан:
ДУ - двигательная установка;
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель;
ИСЗ - искусственный спутник Земли;
КК - космический корабль;
МБР - межконтинентальная баллистическая ракета;
НДМГ - несимметричный диметилгидразин;
ОКТ - окончание компонентов топлива;
ПАД - пороховой аккумулятор давления;
ПГС - пневмогидравлическая система;
РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива;
PH - ракета-носитель;
СОБ - синхронное опорожнение баков;
ТНА - турбонасосный агрегат;
ЭПК - электро-пневмо клапан.
3
ВВЕДЕНИЕ
При создании средств вооруженной борьбы издавна в разных
странах пытались использовать ракетное оружие. Первые упомина-
ния о применении ракет в качестве носителей средств поражения
относятся к глубокой древности. Использование ракет в качестве
оружия всегда обуславливалось относительно высокими энергети-
ческими возможностями реактивных устройств, что делало ракеты
эффективными при боевом применении. Однако постоянное соперни-
чество других видов метания снарядов, как правило, на многих
этапах создания ракет быстро приводило к отказу от использова-
ния последних. И основной причиной отказа была низкая точность
попадания в цель ракетами по сравнению с конкурирующими средс-
твами поражения. Это связано с тем, что в неракетных системах
сообщение требуемой скорости снаряду, пуле и т.д. производится
на коротком участке движения снаряда по направляющей, которую
можно навести на цель. В результате этого сориентировать вектор
скорости бросания снаряда можно более или менее точно. Однако
эти же условия требуют сообщения снаряду больших ускорений, а.
следовательно, и больших величин нагрузок, вызываемых реакция-
ми. действующими на метательное устройство. Это заставляет де-
лать метательную систему более тяжелой по сравнению с массой
снаряда.
В ракетной системе сообщение скорости снаряду происходит в
основном вне пусковой установки, на сравнительно длинном отрез-
ке траектории полета. Это приводит к тому, что ускорения снаря-
да относительно невелики, поэтому невелики и нагрузки на систе-
му метания. Следовательно, масса системы метания может быть не-
большой. Но зато и воздействие внешних нагрузок на снаряд на'
активном участке полета приводит к большим угловым отклонениям
вектора скорости снаряда от требуемого значения, а. следова-
тельно; и отклонения параметров движения снаряда по траектории.
Поэтому эффективно ракета могла быть использована в качестве
средства поражения малоразмерных целей только после постановки
на нее системы управления движением на АУТ.
В ходе развития методов вооруженной борьбы в период бурного
развития науки и техники в конце XIX - начале XX веков наметил-
4
ся переход к позиционным войнам. В ходе таких войн постоянно
возрастали требования к поражению объектов противника на значи-
тельном удалении от переднего края его обороны. К таким объек-
там относятся центры управления, узлы коммуникаций всех типов,
важнейшие центры энергоснабжения, производства промышленной
продукции, скопления войск, боевой техники, основные склады
различных запасов. Для нанесения морального ущерба населению
страны противника и для сокращения его трудовых ресурсов счита-
лось возможным нанесение ударов по крупным населенным пунктам
противника.
Одной из первых попыток создания средства доставки боевого
снаряда в глубокий тыл противника (по понятиям того времени)
было создание в Германии в ходе первой мировой войны сверхдаль-
нобойного орудия, предназначенного для обстрела целей, располо-
женных на дальности 200 - 250 км. Уникальный опыт использования
этого орудия показал, что эффективность такой метательной сис-
темы крайне низка. Для доставки снаряда весом 7 кг потребова-
лось создать орудие весом 350 т, обладающее малой скорострель-
ностью и имеющее очень низкую живучесть.
Кроме того, круговое отклонение снаряда от точки прицелива-
ния, равное 2 км, было столь велико, что реально мог осущест-
вляться обстрел только площадных целей типа крупного города,
каким является Париж. Это показало, что при подобных параметрах
рассеивания повышение эффективности до приемлемого уровня может
быть достигнуто только за счет резкого увеличения (в сотни раз)
массы боевого заряда. То есть на пути использования для достав-
ки такого снаряда ствольных систем добиться успеха было невоз-
можно.
Развитие авиации в первые два десятилетия XX века могло
позволить предположить, что использование самолетов решит пос-
тавленную задачу. Уже в конце первой мировой войны во всех
крупных воюющих странах были созданы бомбардировщики, способные
доставлять до тонны и больше бомбовой нагрузки на дальность 300
- 350 км (Fridrichshafen G-IV, Gotha G-V в Германии), (Handley
Page HP-12, Handley Page HP-15 в Англии, "Илья Муромец" в Рос-
сии, Martin МВ в США). Правда в период первой мировой войны
практически не было осуществлено ни одного авиационного налета
5
на глубокие тыловые объекты противников, кроме нескольких бом-
бовых ударов, совершенных немецкими дирижаблями. Но накопленный
опыт применения авиации для атаки наземных войск противника на
переднем крае и в ближних войсковых тылах, тенденции развития
авиации (повышение дальности полета, скорости, грузоподъемнос-
ти, развитие вооружения самолетов) позволило создать теории
авиационных войн, которые доказывали, что в таких войнах прак-
тически только силами авиации можно подавить сопротивление про-
тивника. нанести непоправимый ущерб экономике и деморализовать
население. Но авторы этих теорий не учли развитие средств ПВО.
построенных на применении современной истребительной авиации,
зенитной артиллерии, средств раннего обнаружения самолетов, что
позволяло осуществлять маневр даже ограниченными силами ПВО.
обеспечивая местное превосходство в оборонительных средствах.
Понимание этого привело к тому, что в странах, имеющих развитую
научно-техническую базу (США. СССР. Германия), возникла идея
создания боевых летательных аппаратов-роботов, сочетающих воз-
можности самолетов в достижении удаленных целей при наличии
значительной нагрузки с повышением надежности выполнения задачи
при сравнимых затратах материальных средств на создание этих
аппаратов либо за счет их массового применения в относительно
дешевом варианте исполнения, либо за счет повышения их неуязви-
мости при полете по таким траекториям и с такой скоростью, что
делало их недосягаемыми для средств ПВО того времени.
Наибольших успехов в реализации этой идеи добились немецкие
ученые и инженеры. В значительной мере это объяснялось тем, что
в европейских странах-победительницах в первой мировой войне
(Англии, Франции, Италии), в США и СССР большое внимание было
уделено развитию оправдавшей себя военной авиации. А Германии
Версальский мирный договор запрещал разрабатывать такую авиа-
цию. и силы ученых были направлены на создание нетрадиционных
средств.нападения.
Создание беспилотных летательных аппаратов типа самоле-
тов-снарядов V-1 и управляемых баллистических ракет V-2 и ис-
пользование опыта их боевого применения резко активизировало
работы над аналогичными системами вооруженной борьбы, ведущими-
ся в различных странах мира, особенно в СССР и США.
6
В Советском Союзе в марте 1946 г на первой послевоенной
сессии Верховного Совета СССР в числе других первостепенных за-
дач называлась задача обеспечения работ по развитию реактивной
техники. В 1946 г Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров
СССР принимается решение о создании новых научно-исследователь-
ских. опытно-конструкторских и испытательных организаций, дея-
тельность которых должна была направляться на создание ракет
различного класса и назначения и, в первую очередь, баллисти-
ческих ракет дальнего действия.
В начале 50-х годов Советский Союз вышел на передовые рубе-
жи в разработке мощных ракет. Это позволило в 1957 г челове-
честву сделать первый шаг в практическом освоении космоса - за-
пустить искусственный спутник Земли.
• При дальнейшем развитии ракетной техники ее создателями ре-
шались две задачи:
- совершенствование ракет как средств вооруженной борьбы,
повышение их неуязвимости от воздействия противника и увеличе-
ние боевого могущества ракет. Решение этой задачи всегда связы-
валось со стремлением уменьшить габариты ракет. Это позволило
бы. в свою очередь, либо увеличить защитные свойства шахтных
пусковых установок, увеличения размеров которых не допускались
международными соглашениями, либо создать приемлемых размеров
подвижные ракетные комплексы. Как правило, ракеты, удовлетворя-
ющие этим требованиям, выполняются твердотопливными;
- увеличением возможностей ракет как инструмента для освое-
ния ближнего и дальнего космоса. А на этом пути постоянно наб-
людалась тенденция к увеличению размеров ракет, так как задачи,
которые ставились и ставятся перед ракетной техникой, требуют
возможности запуска все более тяжелых объектов.
На первом этапе этого развития почти все задачи освоения
космоса решались путем использования в качестве средства для
выведения космических объектов ступеней боевых ракет ("Р-7".
"Атлас". "Титаи”). В дальнейшем для решения задач освоения кос-
моса созданы специальные носители космических систем ("Протон",
"Сатурн". "Ариан"). Эти тяжелые носители оснащаются в основном
ЖРД. И в настоящее время только очень небольшая часть задач по
освоению космоса может решаться путем использования ступеней
7
современных боевых ракет. То есть все в большей мере прослежи-
вается определенная дифференциация в конструкции боевых ракет и
ракет-носителей космических объектов. Поэтому на наш взгляд це-
лесообразно рассматривать ракеты с ЖРД как отдельную самостоя-
тельную область ракетной техники, нацеленную на создание ра-
кет-носителей космических объектов.
Исследования космоса стали возможны благодаря появлению ра-
кет на жидком топливе и их эволюции, начавшейся с теоретических
работ К.Э.Циолковского, Гансвиндта Г.. Кибальчича Н.И., Оберта
Г., Эсно-Пельтри, экспериментальных запусков ракет с ЖРД Цанде-
ром Ф.А., Королевым С.П., Годдартом Р. и первого практического
использования серийной боевой ракеты "V-2".
Ракетная эра и космическая, эра начались примерно в одни и
те же сроки. И хотя в дальнейшем пути их развития разошлись,
основы технического обеспечения остались общими. Так уж пове-
лось, что люди не успевают следить за динамикой изменения не
только в собственном научном познании природы, но и в возмож-
ностях технических средств, предназначенных для ее исследова-
ния. Это "культурное отставание" прослеживается на различных
примерах развития техники.
Распространение интереса к космосу явилось тем зерном, из
которого выросла поистине динамическая революция в понимании
человечеством законов природы. Необычайно яркая панорама нашей
"голубой планеты", полученная с высоты песчаного берега Луны
экипажем "Аполлона-8", конечно, послужила тому, что люди вынуж-
дены будут дорожить уникальным космическим кораблем - Землей.
В настоящее время ведущие ученые, работающие в смежных с
космическими разделах науки, предсказывают коренные изменения в
представлениях о пространстве, времени, энергии, движении и
жизненных процессах во Вселенной. И опять-таки, значение буду-
щих возможностей пока широко не осознается даже большинством
мыслящих людей, занятых земными делами.
Поэтому необходимо привлечь внимание к пониманию техничес-
ких возможностей и путей освоения космического пространства,
ознакомлению с устройством современных ракет-носителей н прин-
ципов их функционирования и динамикой развития. Этой задаче и
посвящена эта книга.
8
ГЛАВА 1
ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ В КОСМОСЕ
$1-1. Первая задача - разведка
В развитии ракетно-космической техники повторились практи-
чески те же этапы становления, решались те же задачи, что и при
создании авиации.
Первыми задачами, которые практически решались военной ави-
ацией. были задачи разведки. После 1945 г. когда страны-победи-
тельницы во второй мировой войне начали осваивать научно-техни-
ческое наследство Германии, в частности, созданные образцы ра-
кет и проекты их дальнейшего развития, в СССР й США появились
проекты запуска искусственных спутников Земли ИСЗ. В США впер-
вые к официальному изучению возможности запуска ИСЗ. на которые
были отпущены государственные средства, ВВС и ВМС приступили
через несколько месяцев после окончания второй мировой войны.
Уже в мае 1946 г результаты исследований, проводимых корпо-
рацией RAND по заказу вооруженных сил США на тему "Предвари-
тельное исследование экспериментального космического аппарата,
предназначенного для запуска на околоземную орбиту", были
представлены заказчику. В отчете корпорации рекомендуется осу-
ществить запуск ИСЗ в 1951 г. Анализ возможностей, имевшихся в
1946 г ракет-носителей, показал, что можно создать ракетную
систему на базе ракеты V-2. а в дальнейшем на базе ракеты
МХ-774, начатой разработкой в 1946 г. способную вывести полез-
ную нагрузку массой 226 кг на круговую орбиту высотой 480 км.
Однако конкретных разработок Методик исследования и анализа
возможностей и характеристик аппаратуры, установленной на борту
ИСЗ. с помощью которой можно было бы вести эти исследования,
проведено не было. Указаны лишь задачи, которые могли быть ре-
9
шены с помощью ИСЗ в принципе. Это - проведение научных иссле-
дований из космоса, задачи метеорологии, мониторинга земной по-
верхности и облачного покрова, биологические исследования в не-
весомости и другие.
Однако вследствие перехода экономики США на режим мирного
времени и переноса акцентов на развитие самолетов-снарядов
Конгресс в 1947 г. сократил финансирование разработок баллисти-
ческих ракет дальнего действия, а следовательно, и исчезли воз-
можности запуска ИСЗ. В 1950 г из-за обострения отношений между
НАТО и странами социалистического блока и развития холодной
войны финансирование работ на нужды обороны Конгрессе»» США было
резко увеличено.
На ВВС США была возложена разработка баллистических снаря-
дов дальнего действия и реанимированы программы по созданию МБР
МХ-774, а в дальнейшем МХ-1593. которая получила название "Ат-
лас". по разработке спутников Земли, в которой были поставлены
новые конкретные задачи, включающие практическое использование
ИСЗ в качестве платформ для наблюдения из космоса. Были заклю-
чены контракты с рядом фирм RCA, Норт Америкен. Вестингауз
Электрик и др. на разработку обоснования состава оборудования
для решения задач с помощью ИСЗ. Корпорация RAND в 1953 г дала
рекомендации по разработке ИСЗ. а в 1954 г представила итоговый
отчет по структуре системы космических исследований с использо-
ванием ИСЗ.
На основании всех выполненных работ в марте 1955 г были
опубликованы общие технические требования к системе спутниковой
стратегической разведки ВВС США ОТТ N 80 (SAs 2). Первая такая
система получила название WS-1171. Масса ИСЗ для решения задач
системы была определена в 1000 кг. Первоначально требования бы-
ли направлены на повышение точности выведения ИСЗ. В дальнейшем
были сформулированы требования к спуску с орбиты ИСЗ или его
части. Для вывода ИСЗ по проекту WS-1171 в качестве ракеты-но-
сителя проектировалось использовать БРСД "Тор" или МБР "Атлас”;
в качестве последней ступени предлагалось использовать ракету
"Аджена". разрабатываемую фирмой Локхид. Разработка ракеты на-
чалась в октябре 1956 г.
В СССР исследования возможности запуска ИСЗ начали прово-
10
даться в это же время. Их первоначально вели в АН СССР и НИИ
Министерства обороны. После анализа возможности решения задач
использования ИСЗ был примерно определен состав аппаратуры,
которуй'5 следовало бы установить на борту спутника, что позволи-
ло рассчитать массовые характеристики ИСЗ: были, разработаны
Технические задания на бортовые приборы и оборудование; Это,
во-Первых. позводшло’определить приборный состав ИСЗ исходя из
возможностей' ракеты-нбейтеля, во-вторых, дало начало проектиро-
ванию как ИСЗ, так и аппаратуры. ?
В 1951 г было начато проектирование первой в мире двухсту-
пенчатой мейсонтинентальной ракеты. С.учетом .ее энергетических
возможностей масса первого ИСЗ была определена в 1400 кг. Конк-
ретно о возможности запуска ИСЗ речь пошла в 1953 г, а 30.01.56
г было принято решение о создании и запуске в 1957-1958 гг. ис-
кусственного спутника Земли. - .
В 1956 г. в АН СССР обсуждались вопросы поставки в ОКБ-1
для установки на борт ИСЗ тех или иных исследовательских прибо-
ров: различными заинтересованными организациями Академии наук.
Первоначальный запуск ИСЗ был связан с окончанием испытаний
тяжелой МБР Р7, которые должны были завершиться в 1958 г. То
есть в СССР задача создания первой ракетно-космической системы
осуществлялась комплексно, совместно с ИСЗ разрабатывался и но-
ситель.
Таким образом, в СССР и США работы по созданиш ИСЗ и раке-
ты-носителя начались практически одновременно и для решения
одинаковых задач.
51.2. Этапы в развитии задач, решаемых в космосе
После решения первой задачи - осуществления запуска ИСЗ -
необходимо было провести исследования условий функционирования
ИСЗ в околоземном пространстве. Эти задачи определяют первый
этап освоения космического пространства и их решение занимает
период с 1955 г по 1958 г. В ходе решения задач 1 этапа необ-
11
ходимо было построить модель атмосферы, теплового, радиационно-
го и геомагнитного поля Земли, распределения метеоритных пото-
ков.
В ходе решения задач 1 этапа оценивались возможности энер-
гии Солнца для продления функционирования бортовых химических
источников питания и создания систем электропитания с использо-
ванием солнечных батарей.
В этот период создавались методы и аппаратура наблюдения с
ИСЗ, решались задачи Определения координат ИСЗ в полете, созда-
ния методов прогнозирования траектории спутника.
Одной из основных задан на этом этапе была разработка прин-
ципов организации устойчивой связи наземных пунктов управления
и сбора информации с бортовой аппаратурой спутника. То есть на
1 этапе решались задачи обеспечения Функционирования спутника и
его систем. Для решения этих задач использовалась самая разно-
образная аппаратура и оборудование- Однако для использования
минимального комплекта оборудования, систем управления и обес-
печения работы ИСЗ необходимо было иметь возможность вывода в
космос 1.3 - 2.5 т полезной нагрузки.
На 2 этапе освоения космоса 1956-1964 гг. решались задачи
определения возможности существования биологических объектов иа
всех этапах космического полета. При создании космических объ-
ектов с экипажем необходимо было решить вопрос возвращения кос-
мического корабля /КК/ или его части на землю в заданный район
и разработать системы обеспечения безопасности членов экипажа
на всех этапах подготовки к пуску, во время пуска и полета КК.
Для этого необходимо было разработать системы энергообеспе-
чения членов экипажа при работе на борту КК. создать устройства
ручного управления функционированием КК и его систем в случае
возникновения аварийных ситуаций. Для создания одноместного КК
со сроком функционирования космонавта на орбите до 1 месяца не-
обходимо было иметь возможность вывода в космос полезной наг-
рузки '3.5-4.5 т.
На 3 этапе основания космоса отрабатывались практические
задачи для решения народнохозяйственных и военных вопросов. К
ним относятся задачи геодезического обеспечения, навигации, ме-
теорологии, глобальной связи, в том числе с использованием ста-
12
ционарной орбита, предупреждение о запуске МРБ. разведки раз-
личных видов. Все эти задачи решались с помощью автоматических
ИСЗ с передачей информации по радиоканалам и сбросом капсул с
видеоинформацией иа Землю, а так же с использованием космичес-
ких кораблей кратковременного существования с экипажем в нес-
колько человек. При запуске последних отрабатывались принципы
создания космических станций длительного существования. Для ре-
шения этих задач масса полезной нагрузки ракеты-носителя должна
была быть увеличена до 4.4-5.5 т.
С начала 70-х годов начался очередной этап освоения Космо-
са. Во-первых, развернулась борьба за приоритета исследования и
освоения Луны и ближайших планет Солнечной системы с помощью
АМС, которые должны были поднять научно-технический и полити-
ческий престиж страны. Во-вторых, начались работы по созданию
оружия для борьбы в космосе как с МБР. запускаемыми с Земли,
так и с ИСЗ. находящимися иа орбите. Начали разрабатываться
принципы такой борьбы, для которой потребовалось приступить к
созданию не только средств поражения нд борту ИСЗ. но и PH вы-
сокой готовности к пуску для оперативного вывода космических
объектов, имеющих на борту оружие, заменяющих уничтоженные объ-
екты или усиливающих группировку боевых объектов в космосе.
Для решения этих задач потребовалось выводить на низкие ор-
биты полезную нагрузку в 10-12 т. создать ракеты-носители на
топливе длительного хранения.
Главной целью следующего этапа была организация экспедиции
на Луну. Для этого необходимо было создать уникальный космичес-
кий корабль, обладающий высокой надежностью и обеспечивающий
доставку на орбиту вокруг Луны 2-3 космонавтов, посадку 1-2 ко-
смонавтов на поверхность Луны в заданном районе, кратковремен-
ное пребывание на Луне, взлет и стыковку с орбитальным блоком,
отлет к Земле и посадку на Земле. Масса лунного космического
корабля для посадки на Луну на промежуточной геоцентрической
орбите высотой 180-200 км должна была быть не менее 90-100 т.
Для обеспечения полета неоднократно отрабатывалась пересты-
ковка в космосе, работа систем космического лунного корабля на
всех этапах полета, управление полетом; необходимо было обеспе-
чить тренировку космонавтов и. по позможности. совершить облет
13
Луны в космическом корабле с экипажем без посадки. Для этого
можно было ограничиться массой полезной нагрузки, выводимой на
промежуточную орбиту до 20-40 т.
В конце 70-х н в начале 80-х гг на основе опыта проведения
таких сложных операций, как полет на Луну, были начаты работы
по созданию на околоземных орбитах крупных ДОС с экипажем, от-
работка задач сборки-таких станций, и ремонт их на орбите, до-
оснащение. обеспечение расходными материалами, топливом, продо-
вольствием, смена экипажа. Время пребывания на орбите экипажа
увеличивалось до 1/2 - 1 года, число членов экипажа - до 3, а
кратковременно - до 6 человек. Масса отдельного модуля станции
достигала 20 т.
В развитии этого этапа в 80-х г определились задачи, кото-
рые должны решать экипажи ДОС. Условия невесомости позволяют
проводить технологические эксперименты по получению уникальных
материалов и организовывать их промышленное производство; соз-
данию особо чистых лекарственных препаратов и др.; проводить
биологические эксперименты, вести астрономические наблюдения
без помех атмосферы, выполнять задачи оперативного мониторинга
земной поверхности, облачного покрова и решать другие науч-
но-технические и народно-хозяйственные задайй. Кроме того, на
борту ДОС могут быть размещены средства борьбы в космосе, т.е.
могут решаться военные задачи. Массы модулей с универсальным
экспериментальным оборудованием могут достигать нескольких де-
сятков тонн, а для их обеспечения могут потребоваться корабли
снабжения массой в десятки тони. Кроме того, такие станции мо-
гут быть использованы как промежуточные базы для организации
дальних экспедиций в космос, в том числе, экспедиции облета и
посещения планет Солнечной системы.
Таким образом, для решения задач каждого этапа требуются
ракеты-иоснтели различной размерности, создание которых в соот-
ветствие с требованиями каждого этапа рассматриваются в даль-
нейшем.
14
ГЛАВА 2
ЗАПУСК ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ
ВЫВОД КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ С ЭКИПАЖЕМ
J2.1. Начало гонки в космосе
I
1957 г ЮНЕСКО был объявлен международным геофизическим го-
дом /МГГ/. Этот год надо было ознаменовать каким-либо чрезвы-
чайным событием, результаты которого явились бы важной вехой в
изучении Земли и ее ближайших окрестностей и существенно повы-
сили бы авторитет страны, обеспечивающей совершение этого собы-
тия. Две страны были близки к осуществлению такого чрезвычайно-
го события - запуска ИСЗ. Этими странами были США и СССР; Как
было показано в главе 1, работы по подготовке запуска ИСЗ нача-
лись еще в 1946 г. Одиако степень готовности к запуску в 1957 г
были в СССР и США различными. Для запуска ИСЗ, способного вы-
полнить минимум практических задач., которые можно было бы ре-
шить в интересах МГГ, необходимо было иметь ракету-носитель,
способную вывести на орбиту высотой 180 км около 1.5т полезной
нагрузки. Эту задачу можно было решить только двухступенчатой
ракетой. Причем для достижения приемлемых на тот период разме-
ров ракеты и использования опыта эксплуатации крупных ракет не-
обходимо было применять топливо на основе жидкого кислорода как
наиболее эффективного с энергетической точки зрения. Такие ра-
кеты к этому времени разрабатывались и испытывались как межкон-
тинентальные баллистические ракеты в СССР и США. До этого прак-
тически нигде не использовались двухступенчатые ракеты с ЖРД.
кроме запуска в США в 1949 г двухступенчатой ракеты схемы “тан-
дем" по проекту "Бампер". Но этот пуск только доказал эффектив-
ность многоступенчатой ракеты, т. к. проект не предусматривал
многоразовые пуски, обработку специально созданных систем и
т.д. Да и в качестве второй ступени системы по проекту "Бампер"
использовалась ракета "Сержант" на самовоспламеняющемся топли-
ве с низкими тогда относительными характеристиками. Создание
тяжелой по тем временам PH. обеспечивающей надежную доставку
15
полезного груза на дальность 10-12 тыс.км (или скорость в конце
АУТ 7000 м/с ). было связано с двумя важнейшими задачами: на-
дежньм запуском двигателей второй ступени и разделением ступе-
ней.
$2.2. Конструкция первой ракеты-носителя Р7
В 1951 г. в СССР под руководством С.П. Королева начала соз-
даваться. а в 1957 г впервые была запущена МБР Р7. Эта ракета
положена в основу конструкции ракеты "Восток** и ряда других ра-
кет-носителей. иёкотЬрые из которых используются и в настоящее
время (рис.1).
Первая ступень ракеты Р7 состояла из 4-х боковых блоков с
автономными двигателями (рис.2). Фактически в состав первой
ступени следует отнести часть топлива центрального блока
(рис.з). вырабатываемого двигателем этого блока за время, рав-
ное времени работы двигателей боковых блоков. В качестве полез-
ной нагрузки первой субракеты необходимо принять массутоплива,
остающуюся в центральном блоке пбсле окончания работй двигате-
лей боковых блоков.
Основанием для выбора такой конструктивно-компоновочной
схемы явились следующие соображения. В связи с необходимостью
транспортировки ракеты к месту подготовки к запуску железиодо-
рохньм транспортом Максимальные размеры лобого блока ракеты бы-
ли ограничены стандартным габаритом вагонов. Это привело к схе-
ме параллельного размещения блоков первой ступени вокруг блока
второй ступени с отбросом этих блоков после выработки ид них
топлива, т.е. к схеме "пакет". Кроме того, в связи с отсутстви-
ем опыта создания ракетных двигателей, запускаемых в вакууме и
трудностями обеспечения надетого запуска таких двигателей было
принято решение все двигатели запускать иа Земле. Это давало
возможность контролировать их запуск и вовремя при необходимос-
ти отменять старт. А для обеспечения требуемой надежности раке-
ты отказались от создания гидравлических связей между блоками.
Все эти соображения привели к тому, что центральный блок имел
баки, по емкости примерно вдвое превышающие емкость баков каж-
дого из боковых блоков, а в начале полета второй ступени топ-:
16
Рис.1 Внешний вид трехступенчатой ракеты "Восток".
1.Головной блок с третьей ступенью. 2.Центральный блок.
3.боковые блоки первой ступени. -[.Аэродинамические
стабилизаторы.
I?
Рис.2 Конструктивно-компоновочная схема бокового
блока ракеты Р7.
1-Хвостовой отсек. 2.Маршевые камеры сгорания ЖРД РД
107. З.Отсек баков перекиси водорода и жидкого азота.
Д.Торовый бак перекиси водорода. 5. Торовый бак жидкого
азота. б.Бак горючего. 7.Тоннельная труба расходного
трубопровода окислителя. 8.Межбаковый отсек. 9.Бак
окислителя. Ю.Открывающееся верхнее днище бака.
П.Профилированный газоход. 12.Пневмотолкатель открытия
верхнего днища. 13.Силовой конус. 14.Передняя шаровая
опора. 15.Рулевые камеры ЖРД РД 107.
18
Рис.З Конструктивно-компоновочная схема центрального
блока ракеты Р7.
1.Маршевые камеры сгорания ЖРД РД 106. 2.Рулевые камеры
ЖРД РД 106. 3. Хвостовой отсек. Д.Обтекатель рулевой
камеры. 5.Обтекатель кабельной сети и трубопроводов ПГС.
б.Торовый бак перекиси водорода. 7. Торовый бак жидкого
азота. 8. Бак горючего. 9.Приборный отсек. Ю.Кронштейн
опор боковых блоков. П.Силовой шпангоут бака
окислителя. 12. Бак окислителя. 13.Подголовной отсек.
19
ливные баки центрального блока были заполнены лишь наполовину,
что привело к относительно низкому коэффициенту заполнения рк2
второй ступени.
Вторая ступень включает массу конструкции центрального бло-
ка с полезной нагрузкой и топливом, остающимся в баках блока
после окончания работы первой ступени.
К началу 60-х годов в СССР были отработаны баллистические
ракеты Р1, Р2, Р5, которые являлись фактически в той или иной
степени модификацией ракеты А4. Поэтому для преемственности
опыта создания этих ракет, повышения надежности проектируемой
МБР в условиях жесткого дефицита времени в конструкции ракеты
Р7 был использован ряд традиционных технических решений. Так,
например, на ракете применялись двигатели открытой схемы, в ка-
честве компонентов для генерации рабочего тела турбин ТНА ис-
пользовалась перекись водорода, наддув баков производился гази-
фицированным жидким азотом. Управление вектором тяги вместо
применения газовых рулей производился за счет поворота малых
рулевых камер сгорания двигателей, что снизило потери тяги.
ПГС имела большее количество электро- пневмо- и пневмогид-
роклапанов, что потребовало держать на борту большой запас воз-
духа высокого давления в баллонах и развитую систему трубопро-
водов высокого давления. Все это с учетом сложной конструктив-
но-компоновочной схемы существенно снижало дк топливом и потре-
бовало увеличения размеров и стартовой массы ракеты. Однако
частично невысокую весовую эффективность, связанную с использо-
ванием традиционных решений, компенсировало использование впер-
вые в мировой практике в кислородных двигателях в качестве го-
рючего керосина вместо высококонцентрированного спирта и повы-
шение давления в камерах двигателей, что в общем способствовало
резкому увеличению удельной тяги.
•• Ракета в первоначальном двухступенчатом варианте имела
стартовую массу 275-280 т.
В ракету заправлялось 245-255 т топлива, в том числе в бо-
ковые блоки 155-160 т, в центральный блок 90-95 т. Как основной
компонент топлива использовался жидкий кислород в качестве
окислителя, а в качестве горючего впервые в советских ракетах
был применен керосин.
20
На центральном блоке был установлен двигатель РД-108. имею-
щий 4 неподвижных основных камеры сгорания и 4 поворотных каме-
ры сгорания, отклоняемых на ±35° и служащих исполнительными ор-
ганами системы управления.
По проекту РД-108 должен был развивать тягу на Земле, рав-
ную Р0цо = 81-2 т- в пустоте Рпцб = 96 т.
На боковом блоке был установлен двигатель РД-107, имеющий 4
неподвижных основных камеры сгорания и 2 поворотных камеры сго-
рания.
Двигатель РД-107 должен развивать тягу на Земле Ро6б=82.1
т. в пустоте - Рпбб=100 т.
Удельная тяга двигателей центрального и бокового блоков на
Земле соответственно равна Рулоцб =251 кгс/кг и Рулоб6 =252
кгс/кг, в пустоте Рулпцб = 315 кгс/кг. Рулпбб =308 кгс/кг.
Давление в основных камерах сгорания двигателей центрально-
го и бокового блоков равно Рк =58 кг/см2, в рулевых камерах сго-
рания Рк =54 кг/см2. Давление на выходе из сопла в двигателе
РД-107 Ра=0.39 кг/см2, а в двигателе РД-108 Ра=0.23 кг/см2.
Время работы двигателей РД-107 равно 119 с. двигателя
РД-108 - 278 с. Масса сухого двигателя РД-107 равна 1155 кг,
двигателя РД-108 - 1095 кг. В двигателях РД-107 и РД-108 подача
топлива осуществляется с помощью турбонасосного агрегата. В
турбинах всех ТНА в качестве рабочего тела применяется парогаз,
получаемый в результате разложения концентрированной 82% пере-
киси водорода. Кроме того, на каждом блоке ракеты имелись баки
для жидкого азота, который газифицировался в специальных тепло-
обменниках и использовался для наддува всех баков ракеты.
Центральный блок имеет специальную форму корпуса. Во взаим-
но перпендикулярных плоскостях стабилизации I—IV вдоль цент-
рального блока размещаются боковые блоки конусообразной формы.
Эти блоки упираются в полете своими передними опорами в специ-
альные кронштейны центрального блока, размещенные на силовом
шпангоуте бака окислителя. Конструкция кронштейнов обеспечивает
восприятие только продольных нагрузок, передаваемых с боковых
блоков, и не препятствует свободному выходу передних опор боко-
вых блоков при исчезновении продольной силы при выключении дви-
гателей боковых блоков.
21
Конструктивно-компоновочная схема бокового блока (рис.2),
обеспечивающая совместное функционирование ракеты, состоит из
силового конуса, несущего конического бака окислителя, межбако-
вого отсека . несущего конического бака горючего, отсека баков
перекиси водорода и жидкого азота и цилиндрического специальной
формы хвостового отсека. Масса конструкции бокового блока с
двигателем равна 3.75 т.
Бак окислителя имеет верхнее днище, выполненное в виде ли-
той детали, шарнирно закрепленной на верхнем торцевом шпангоуте
бака. В центральную часть днища снаружи упирается пневмотолка-
тель системы вскрытия бака при разделений. Другой конец толка-
теля закреплен внутри силового конуса. Верхнее днище с внешней
стороны имеет кольцевое уплотнение, которое постоянно поджима-
ется к шпангоуту давлением, действующим на днище изнутри бака.
При срабатывании толкателя последний преодолевает силу, созда-
ваемую давлением наддува бака и разворачивает днище вокруг шар-
нирной опоры внутрь бака. Бак разгерметизируется, и газы надду-
ва выходят из бака по специально спрофилированному соплу, уста-
новленному внутри силового конуса, во внешнюю среду, создавая
силу, отводящую боковой блок при разделении ступеней.
Нижнее днище бака окислителя и оба днища бака горючего из-
готовлены в виде торосфероидов. Бак окислителя изнутри подкреп-
лен легкими формообразующими шпангоутами. Соединение нижнего
днища с конической оболочкой бака производится с помощью рас-
порного шпангоута, являющегося одновременно торцевым, к которо-
му пристыковывается с помощью болтового соединения межбаковый
отсек.
Межбаковый отсек выполнен в виде конической, подкрепленной
продольным и поперечным силовым набором, оболочки. В качестве
элементов продольного подкрепления используются стрингеры, ус-
тановленные на внутренней поверхности обшивки. Отсек имеет два
торцевых шпангоута. В отсеке размещаются некоторые приборы и
элементы автоматики, обеспечивающие управление боковым блоком в
период совместного функционирования в составе ракеты. Кабельные
стволы, соединяющие все приборы блока и проходящие по наружной
поверхности, закрыты обтекателями. Для доступа к приборам и
оборудованию, расположенным внутри межбакового отсека в обшивке
22
отсека имеются люки, закрываемые крышками. Вырезы под люки
подкреплены окантовками. Для электрической связи с центральным
блоком в зоне,межбакового отсека имеется отрывной штепсельный
разъем.
К заднему торцевому шпангоуту пристыковывается бак горюче-
го. состоящий из конической обечайки и двух днищ, соединенных
распорными шпангоутами. К шпангоутам приварены "юбки", оканчи-
вающиеся торцевыми шпангоутами. Внутри бака проходит тоннельная
труба, в которой проложен расходный трубопровод окислителя.
В обоих баках имеются ДПК, управляемые с помощью ЭПК. рас-
пылители газа, используемого для наддува. На выходе из баков в
расходных магистралях установлены пусковые гидропневмоклапаны.
В баках имеются датчики уровня компонента, входящие в состав
систем синхронного опорожнения баков и синхронизации (СОБИС> и
заправки.
В задней части бака горючего к торцевому шпангоуту присое-
динен короткий конический отсек, внутри которого подвешены то-
роидальные баки перекиси водорода и жидкого азота. Отсек выпол-
нен в виде подкрепленной продольным и поперечным силовым набо-
ром оболочки.
К заднему торцевому шпангоуту отсека баков перекиси и жид-
кого азота пристыковывается цилиндрический хвостовой отсек, за-
канчивающийся мощным торцевым шпангоутом. Оболочка отсека подк-
реплена продольным и поперечным силовым набором. Передний тор-
цевой шпангоут имеет развитое двутавровое сечение и воспринима-
ет поперечные силы, возникающие при действии составляющей тяги
двигателя бокового блока, стремящейся отвести боковой блок от
центрального. Эти поперечные силы действуют на шпангоут в мес-
тах присоединения нижних силовых связей, выполненных в виде
трубчатых стержней и прикрепленных шарнирно к шпангоуту.
В хвостовом отсеке размещается двигатель РД-107. На каждом
боковом блоке установлен один аэродинамический руль, для приво-
да которого имеется электрическая рулевая машина. Двигатель
закреплен на стержневой раме, имеющей передний торцевой шпанго-
ут. закрепляемый на переднем торцевом шпангоуте хвостового от-
сека. Задняя часть наружной поверхности хвостового отсека имеет
отражательный экран, защищающий донную часть ракеты от действия
23
тепловых потоков, поступающих от факела истекающих газов к по-
верхности хвостового отсека. Экран изготовлен из листов полиро-
ванной легированной стали, снизу теплоизолированной слоем ас-
беста. Экран введен после аварийного запуска первой ракеты в
ходе летных испытаний 15.04.57 г. во время которого возник по-
жар в хвостовом отсеке, приведший к прекращению полета.
Центральный блок (рис.З) состоит из хвостового отсека, в
котором установлен двигатель РД-108, отсека бака перекиси водо-
рода, в котором установлен также тороидальный бак жидкого азо-
та, отсека бака горючего, межбакового отсека, отсека бака окис-
лителя и приборного отсека. Масса конструкции блока равна 6 т.
Хвостовой отсек имеет длину 2.75 м и диаметр 2 м, выполнен
в виде подкрепленной цилиндрической оболочки. Элементами подк-
репления являются стрингеры, установленные с внутренней стороны
обшивки отсека, и шпангоуты. Оболочка отсека имеет несколько
вырезов под люки для обслуживания агрегатов автоматики двигате-
ля и приборов, установленных в отсеке. Вырезы под люки подкреп-
лены. люки закрыты крышками. В нижней части отсека в плоскостях
стабилизации на оболочке имеются 4 обтекателя для размещения
рулевых поворотных камер двигателя РД-108,' выступающих за обра-
зующую корпуса отсека. Обтекатели в задней части крепятся на
задней торцевой шпангоут отсека, имеющий специальную форму с
отверстиями в стенке шпангоута для выхода сопел рулевых камер.
Двигатель РД-108 закреплен на переднем торцевом шпангоуте
отсека с помощью трубчатой рамы. Двигатель состоит из четырех
неподвижных камер, которые совместно с остальными органами уп-
равления ракетой обеспечивают необходимое положение ракеты в
пространстве на первом АУТ и самостоятельно управляют ракетой
на втором АУТ. Двигатель открытой системы имеет общий ТНА, сис-
тему газогенерации и автоматику системы наддува.
Jia переднем торцевом шпангоуте крепится силовое кольцо с
четырьмя кронштейнами, установленными в сечениях, совпадающих с
плоскостями стабилизации. Кронштейны служат для размещения
пневмозамков, к которым присоединяются стержневые тяги нижних
связей между блоками по две тяги от каждого блока. Тяги имеют
оси. направленные по касательной к силовому кольцу. К каждому
замку подходят тяги, соединяющие два боковых блока, смещенные
24
один относительно другого на 180°. Тяги нижних силовых связей
закреплены шарнирно в узлах как боковых, так и центрального
блока. Поэтому они не препятствуют перемещению бокового блока
относительно центрального в плоскости, касательной к образующей
корпуса центрального блока. Для предотвращения такого перемеще-
ния на каждом кронштейне имеется прямоугольный паз, направлен-
ный. вдоль оси ракеты. В паз входит выступ, расположенный на си-
ловом кольце бокового блока.
К переднему торцевому шпангоуту хвостового отсека крепится
отсек бака перекиси водорода, имеющий длину 1.8 м. Отсек выпол-
нен в виде несущего кольцевого цилиндрического бака с днищами в
виде полуторовых оболочек. Бак подкреплен шпангоутами с внут-
ренней стороны внутренней цилиндрической обечайки. Соединение
днищ с цилиндрическими стенками бака производится с помощью
распорных шпангоутов. К наружному распорному шпангоуту приваре-
ны "юбки". Задняя юбка короткая и заканчивается торцевым шпан-
гоутом. с помощью которого отсек соединяется с хвостовым; пе-
редняя юбка более длинная, подкрепленная стрингерами. В этой
"юбке" смонтирован тороидальный подвесной бак жидкого азота. Во
внутренней полости отсека проходят расходные трубопроводы горю-
чего и окислителя.
К переднему торцевому шпангоуту бака окислителя присоединен
отсек бака горючего. Длина отсека между торцевыми шпангоутами
7.9 м. Бак имеет цилиндрическую форму с торосферическими днища-
ми. Диаметр бака 2 м. Цилиндрическая обечайка бака подкреплена
формообразующими шпангоутами. Соединение обечайки бака и днищ
производится с помощью распорных шпангоутов, к которым приваре-
ны короткие "юбки", заканчивающиеся торцевыми шпангоутами.
Внутри бака проложена тоннельная труба, в которой проходит рас-
ходная магистраль окислителя.
Бак окислителя имеет длину 9.5 ми выполнен в виде двух
оболочек в виде усеченных конусов, обращенных большими основа-
ниями к друг другу. Диаметр большего основания равен 3 м. зад-
него основания -2м. переднего - 2.4 м. Конические оболочки
соединены между^собой мощным силовым шпангоутом, выполненным в
виде сложной кольцевой пространственной конструкции, собранной
из плоских элементов. К шпангоуту приварены точечной сваркой
25
четыре силовых кронштейна сложной формы, на них закреплены ша-
ровые опоры, в которые входят шаровые пяты силовых конусов бо-
ковых блоков. Каждая пята имеет цилиндрическую выточку, ось ко-
торой расположена перпендикулярно оси ракеты касательно к обра-
зующей бака окислителя. В выточку входит цилиндрический палец
шаровой пяты силовой опоры бокового блока. Палец препятствует
развороту бокового блока относительно центрального в плоскости,
касательной к образующей конической оболочки бака окислителя
центрального блока и вращению бокового блока вокруг его про-
дольной оси. но допускает поворот бокового блока в плоскости
стабилизации, соответствующей данному боковому блоку.
Оба бака имеют ДПК. управляемые с помощью ЭПК, пусковые
гидропневмоклапаны, установленные на входе в расходные магист-
рали. датчики уровня компонента в баке, входящие в систему СО-
БИС и контроля заправки.
' Так как объем расходного трубопровода окислителя централь-
ного блока достаточно большой, то для сокращения остатков неза-
бора топлива после полной выработки окислителя из бака перекры-
вается входной клапан окислителя, и расход окислителя до конца
работы двигателя осуществляется из расходного трубопровода, ко-
торый во избежание потери устойчивости наддувается специальной
системой наддува.
Между блоками установлен межбаковый отсек длиной 1 м и диа-
метром 2 м, выполненный в виде цилиндрической подкрепленной
оболочки. Подкрепление осуществляется внутренними стрингерами и
шпангоутами. Внутри отсека размещаются некоторые элементы авто-
матики и приборы системы управления, для доступа к которым от-
сек имеет четыре больших симметрично расположенных люка прямоу-
гольной формы, закрываемых крышками. В оболочке отсека имеется
ряд небольших круглых отверстий для сообщения ДПК с атмосферой,
входа внутрь отсека кабелей и т. п.
Трубопроводы наддува, кабели системы управления проходят по
наружной поверхности центрального блока и закрыты обтекателями.
На переднем торцевом шпангоуте бака окислителя установлен
конический приборный отсек длиной 1 м. Внутри отсека на специ-
альной раме установлены приборы системы управления, агрегаты
автоматики и другое оборудование. Для доступа к этим элементам
26
в обшивке отсека имеется несколько больших вырезов, подкреплен-
ных окантовкой и закрываемых крышками. На переднем торцевом
шпангоуте имеются фитинги, в которых крепится три разрывных
болта для соединения носителя с полезной нагрузкой.
В качестве конструкционных материалов для изготовления ос-
новных силовых элементов конструкции ракеты Р7 используются в
основном свариваемые алюминиевые сплавы типа АМг для баков,
трубопроводов и др и деформируемые алюминиевые сплавы типа дю-
ралюминия для конструкции.сухих отсеков. Силовой конус боковых
блоков изготавливается из титановых сплавов.
На ракете впервые введена система СОБ, что позволило су-
щественно уменьшить остатки незабора компонентов. Однако учиты-
вая, что кроме синхронизации опорожнения баков, расположенных
вдоль продольной оси ракеты, необходимо было синхронизировать
опорожнение баков, расположенных параллельно, система была ус-
ложнена и получила название системы синхронного опорожнения ба-
ков и синхронизации (СОБИС).
Кроме того, в ходе летных испытаний впервые отмечены значи-
тельные продольные колебания конструкции ракеты, которые зафик-
сированы еще на первых пусках ракет, укомплектованных двигате-
лями второго этапа, с уменьшенной с проектной тягой, но не при-
водивших к разрушению ракеты.
. Для запуска такой сложной по конструкции ракеты, какой была
ракета Р7, невозможно было применять обычную схему . размещения
ракеты на стартовом сооружении, применяемую на ракетах, исполь-
зуемых до создания ракеты Р7. то есть с установкой ракет на
стартовое сооружение задним торцом.
Необходимость создания специального стартового сооружения
объяснялась тем. что в полете центральный блок до разделения
как бы подвешен постоянно на боковых вследствие большей тягово-
оруженности боковых блоков, чем центрального. Исходя из этих
условий полета и осуществлялось соединение боковых блоков с
центральным.
Поэтому и на стартовом сооружении ракета должна бала быть
подвешена за боковые блоки, а на последних должен был висеть
центральный блок. То есть ракета Р7 и ее модификации закрепля-
ются на стартовом сооружении в подвешенном состоянии. Сечение.
27
в котором происходит закрепление, находится в плоскости силово-
го шпангоута бака окислителя. Для подвески в силовых конусах
боковых блоков имеются специальные "карманы" с опорными плос-
костями. В эти "карманы" входят кронштейны четырех силовых опор
стартового сооружения. При запуске двигателей ракеты нагрузка
на кронштейны по мере нарастания тяги двигателей уменьшается и
при снятии нагрузки силовые опоры, вращаясь относительно точек
закрепления на стартовом сооружении под действием противовесов,
выходят из "карманов" и отбрасываются в стороны, позволяя раке-
те выйти из стартового сооружения.
Кроме того, так как ракета Р7 не имела системы программного
разворота в произвольную плоскость стрельбы в полете, то наве-
дение ракеты в цель, то есть совмещение плоскости 1-Ш ракеты
с плоскостью стрельбы осуществлялось разворотом подвижной части
стартового сооружения совместно с установленной в ней ракетой,
что привело к усложнению и резкому увеличению массы конструкции
стартового сооружения.
Для обеспечения транспортировки центрального блока по же-
лезной дороге на блоке имеется эксплуатационный разъем, делящий
центральный блок на блок "А" (приборный отсек с баком окислите-
ля) и блок ”Б" (межбаковый отсек, отсек с баком горючего, отсек
баков перекиси и жидкого азота и хвостовой отсек с двигателем).
Сборка ракеты осуществляется на технической позиции в горизон-
тальном положении.
В варианте PH в качестве полезной нагрузки ракеты Р7 ис-
пользовались первый, второй и третий спутники, а также дополни-
тельные ступени, обеспечивающие выполнение различных проектов
освоения космоса.
Таким образом тяжелая многоступенчатая ракета-носитель и ее
система запуска имела сложную уникальную конструктивно-компоно-
вочную схему. Однако тщательная продуманность этой схемы приве-
ла к тому, что эта ракета до сих пор является наиболее надежной
в мировой практике ракетостроения. Процент неудачных пусков по
вине конструкторов чрезвычайно низок, и модификации этой ракеты
вот уже 35 лет успешно решают задачи освоения космоса, обеспе-
чивая наименьшие затраты на вывод в космос одного килограмма
полезной нагрузки.
28
Наземные испытания ракеты Р7 совместно со стартовым комп-
лексом в основном завершились к концу 1956 г и началась подго-
товка к летным испытаниям. Первый запуск ракеты состоялся
15.04.57 г. Однако к лету 1957 г ИСЗ не был готов к запуску,
двигатели ракеты еще не развивали полной тяги ( в этот период
на ракете устанавливались двигатели второго этапа с меньшей по
сравнению . с расчетной тягой). Но пуски апреля и особенно чет-
вертый пуск 21 августа 1957 г показали, что ракета способна
летать.
Поэтому для завоевания приоритета в освоении космоса в 1957
г в кратчайшие сроки в ОКБ-I был спроектирован простейший спут-
ник Земли ПС-1 с массой 81 кг и с помощью ракеты Р7 4 октября
1957 г этот спутник был запущен в космос, что ознаменовало ус-
пешное решение задач первого этапа освоения космоса.
К апрелю 1958 г был готов к запуску ИСЗ полной комплектнос-
ти, имеющий на борту сложный комплекс научно-исследовательских
приборов и аппаратуру управления, построенную на самой совер-
шенной по тем временам элементной базе. Впервые отрабатывались
и принципы использования солнечной энергии в космосе, для чего
на спутнике были установлены первые солнечные батареи. Масса
спутника была равна 1327 кг при массе научной аппаратуры 958
кг, что требовало применения для запуска двухступенчатой ракеты
с форсированными двигателями.. Такая ракета была готова к пуску
к апрелю 1957 г. подготовлена на полигоне и 29 апреля 1958 г
стартовала, имея в качестве полезной нагрузки третий советский
ИСЗ. Однако развившиеся в конце первого АУТ продольные колеба-
ния, которые, как указывалось, имели место и на ракетах второго
этапа, на 102 с полета привели к разрушению ракеты в зоне креп-
ления боковых блоков к центральному. Спутник был уничтожен.
Повторный запуск третьего спутника 15.05.58 г был удачным; хотя
продольные колебания имели место, но разрушения ракеты не прои-
зошло. Забегая вперед, следует указать, что решение задачи по-
давления продольных колебаний было найдено в ноябре 1958 г пу-
тем установки гидропневматических демпферов в магистралях горю-
чего.
Таким образом, задача выведения на орбиту научно-исследова-
тельской лаборатории была выполнена, ИСЗ начал выдавать ценную
29
информацию, используемую при проектировании новых космических
систем.
§2.3. Конструкция первой тяжелой ракеты-носителя
США "Атлас"
В США в 1951 г на фирме "Коивер" начались научно-исследова-
тельские работы по определению возможности создания баллисти-
ческой ракеты дальнего действия под индексом МХ-1593- Непос-
редственная разработка ракеты началась в 1954 г . она была соз-
дана в 1957 г и получила название "Атлас" (рис.4). Ракета может
быть отнесена к многоступенчатым, т.к. для увеличения дально-
сти полета на активном участке осуществляется сброс пассивной
массы.
Ракета "Атлас" имеет несколько модификаций. Первоначально в
качестве ракеты-носителя пилотируемых спутников "Меркурий" ис-
пользовалась МБР "Атлас-Д". способная вывести на геоцентричес-
кую орбиту полезную нагрузку массой 1.4 т. В дальнейшем в сос-
таве ракет-носителей применялись специально созданные ракеты
"Атлас SLV-III", параметры которых мало отличаются от парамет-
ров ракеты "Атлас-Д".
На конструктивно-компоновочную схему ракеты "Атлас" оказали
влияние те же соображения, которые учитывались при создании ра-
кеты Р7. Однако пути решения задачи и обеспечения выполнения
требований к ракете были иными. Так, для уменьшения относитель-
ной массы конструкции топливного отсека, последний был выполнен
впервые в практике ракетостроения в виде единого блока для всей
ракеты. При этом баки каждого из компонентов разделяются общим
днищем. Стенки топливного отсека изготовлены из листов нержаве-
ющей стали очень малой толщины (от 0.24 мм в верхней части до
1.02 в нижней). При радиусе цилиндрической части топливного от-
сека R=1.5 м отношение 5/R = 1.6*10'4. что соответствует чрез-
вычайно низкой критической нагрузке при сжатии отсека. Для
Обеспечения необходимой несущей способности топливного
30
I
Рис.4 Конструктивно-компоновочная схема ракеты
"Атлас".
1.Головная часть (ГЧ). 2.Подголовной переходный отсек.
З.Бак окислителя. 4.Бак горючего. 5.Тормозной РДТТ
системы отделения ГЧ. б.Гаргроты для размещения
трубопроводов ПГС, кабельной сети, приборов системы
управления. 7.Хвостовой отсек. 8.Гаргроты стартового ЖРД.
^.Стартовый ЖРД. Ю.Маршевый ЖРД. Н.Нижнее днище
бака горючего. ^.Управляющий двигатель. 13.Расходный
трубопровод окислителя. ^.Промежуточное днище
топливного отсека. 15.Обтекатель кабельной сети и
трубопроводов ПГС.
31
отсека последний сразу после сборки отсека и в процессе всего
времени эксплуатации наддувался газом до давления Ро = 0.68
кг/смг. При этом давление наддува, особенно при подготовке к
пуску и в полете, было большим по сравнению с давлением наддува
других ракет.
В качестве сбрасываемой пассивной массы используются стар-
товые ЖРД и конструкция хвостового отсека. На ракете были уста-
новлены более эффективные двигатели закрытой схемы, для управ-
ления вектором тяги производился поворот маршевых двигателей.
Новым техническим решением была прокладка магистралей окис-
лителя по наружной поверхности бака горючего. В ПГС исключены
пневмоклапаны, замененные на пироклапаны, что позволило отка-
заться от размещения на борту воздуха высокого давления.
Для выработки рабочего тела для турбин использовался жид-
костный ГГ, работающий на основных компонентах топлива, в ре-
зультате чего исключен традиционный по тем временам компонент -
перекись водорода. Однако наддув баков осуществляется специаль-
ным компонентом - гелием, вследствие чего на борту были разме-
щены баллоны высокого давления, что снижало высокую эффектив-
ность конструктивных решений. .
Кроме того, в двигателях ракеты давление в камерах сгора-
ния, несмотря на использование закрытой схемы, было очень низ-
ким, что не позволило существенно повысить удельную тягу.
Ракета имеет стартовый вес (без полезной нагрузки) 118.0 т.
Длина ракеты 22.86 м, максимальный диаметр корпуса 3. 05 м. Мак-
симальный размер по обтекателям стартовых двигателей 4. 9 м. Вес
топлива 112.0 т.
Двигательная установка ракеты состоит из 2-х стартовых дви-
гателей LR-89-NA-5, основного двигателя LR-105-NA-5 и двух
верньерных двигателей LR-101-NA-7. Тяга стартовых двигателей на
Земле 2*0.45=0.9 т.
Удельная тяга двигательной установки на Земле:
Рудо = 255 кгс/кг
Продолжительность работы:
- стартовых двигателей 145 с.
- основного двигателя 300 с.
- верньерных двигателей 360 с.
32
Компонентами топлива ракеты "Атлас" являются окислитель -
жидкий кислород и углеводородное горючее RP-1. Конструктив-
но-компоновочная схема (рис.4) состоит из головной части, топ-
ливного отсека, хвостового отсека. Топливный отсек длиной 18 м
включает бак окислителя емкостью 70.875 м3. расположенный впе-
реди бака горючего. Емкость бака горючего 43.665 м3.
Разделительное диище эллиптическое, выпуклостью направлено
в сторону бака окислителя. Нижнее днище бака горючего коничес-
кое с плавным переходом к цилиндрической обечайке топливного
отсека. На диище размещается рама основного маршевого двигате-
ля. На стыке днища и цилиндрической оболочки размещен торцевой
шпангоут, на наружной поверхности которого установлены болты
крепления сбрасываемых оболочек хвостового отсека.
Расходный трубопровод горючего начинается в нижней части
конического днища, а расходный трубопровод Окислителя - в ниж-
ней части бака окислителя. Трубопровод окислителя выводится на
наружную поверхность отсека и проходит вдоль бака горючего до
входа в хвостовой отсек. После входа внутрь хвостового отсека
трубопровод раздваивается на трубопроводы, идущие к основному и
стартовым двигателям.
Хвостовой отсек выполнен в виде двух подкрепленных продоль-
ным и поперечным наружным силовым набором полуоболочек, соеди-
ненных разрывными болтами. Полуоболочки имеют сложную форму в
виде цилиндра с конусообразным обтекателем и изготавливаются из
стеклопластика. На каждой из полубболочек размещен стартовый
двигатель.
Полуоболочки вместе с двигателем отбрасываются при t=131 с.
Ракета не имеет специального приборного отсека. На цилинд-
рической поверхности бакового отсека имеются два диаметрально
расположенных гаргрота обтекаемой формы, внутри которых разме-
щены приборы аппаратуры управления. В передней части гаргрот-
ов установлены тормозные РДТТ. служащие для торможения ра-
кеты при отделении головной части. В нижней части баково-
го отсека установлены два верньерных ЖРД, прикрытые обтекате-
лями.
Все пять двигателей запускаются одновременно. Система пода-
чи топлива турбонасосная. ТНА раскручиваются перед стартом с
33
помощью ПАД-ов; после выхода двигателей на режим ТНА работают
на газе, вырабатываемом в ГГ. Рабочим телом ГГ являются основ-
ные компоненты топлива. В качестве рабочего тела для наддува
баков используется газифицированный гелий, испарение которого
производилось в специальных теплообменниках. Следовательно, на
борту ракеты имеется всего 2 бака для компонентов, что позволя-
ет существенно повысить, наряду с вышеописанными особенностями
конструкции, коэффициент заполнения ракеты топливом дк.
Ракета "Атлас" являлась весьма совершенной ракетой, способ-
ной выполнять функции PH. Однако в середине 1957 г ни ракета
"Атлас", ни тем более ступень "Аджена" не были готовы к исполь-
зованию в качестве PH для вывода ИСЗ по проекту WS-1171. Поэто-
му 'было принято решение запустить простейший спутник для завое-
вания первенства выхода в космос. Для этого в США была спроек-
тирована и изготовлена ракета "Авангард", способная вывести на
околоземную орбиту полезную нагрузку массой всего 9 кг и соз-
дать спутник, выполняющий чисто символическую задачу обозначе-
ния вывода ИСЗ в космос. Однако попытка запуска этой ракеты
окончилась неудачей. Первый удачный запуск ИСЗ в США был прове-
ден ракетой "Эксплорер - 1" 31.01.1958 г. созданной в кратчай-
шие сроки под руководством Вернера фон Брауна.
52.4. На орбите первый обитатель Земли
Не успели стихнуть удивление и восторг в мире, вызванные
запуском в СССР искусственного спутника Земли, как на орбиту 3
ноября 1957 г был запущен второй спутник. Этот спутник, как и
первый, был выведен на орбиту ракетой-носителем Р7. Спутник был
создан в срок, меньший, чем один месяц и представлял собою ком-
бинацию научно-исследовательских приборов и оборудования, под-
готовленных для укомплектования основного спутника и установ-
ленных на центральном блоке ракеты, и имел обозначение ПС-2
(простейший спутник). На борту спутника был выведен на орбиту
первый пассажир - собака "Лайка". Это не было случайностью,
т.к. в СССР уже проектировался обитаемый спутник, изготавлива-
34
лось оборудование и системы для его оснащения, готовились члены
первых экипажей. Запуск ПС-2 позволил решить некоторые пробле-
мы, связанные с длительным (до нескольких суток) полетом живого
существа в невесомости. Однако программой полета не было пре-
дусмотрено возвращение кабины с животным на Землю, поэтому вы-
вод ИСЗ мог быть осуществлен двухступенчатой ракетой Р7. Конс-
трукция проектируемого обитаемого спутника должна была обеспе-
чить сход ИСЗ с орбиты, его стабилизированный полет в атмосфере
с допустимыми для человека нагрузками и мягкую посадку в авто-
матическом режиме.
Кроме того. ИСЗ должен был иметь средства управления, поз-
воляющие в экстремальных ситуациях космонавту вмешаться в рабо-
ту автоматической системы управления и обеспечить минимально
необходимые воздействия на системы корабля для предотвращения
катастрофы.
С учетом необходимости введения на борту систем жизнеобес-
печения и связи минимально возможная исходная масса обитаемого
космического корабля, построенного на имеющейся в тот период
элементной базе, должна была быть не менее 3.5 - 4.5 т. Такую
полезную нагрузку мосла вывести на орбиту 180 - 260 км уже от-
работанная трехступенчатая ракета, созданная на базе ракеты Р7
и неоднократно используемая для запуска космических аппаратов
(КА) в сторону Луны.
Трехступенчатый вариант ракеты "Восток" имел стартовую мас-
су 285 - 290 т. Масса полезной нагрузки, выводимой на эллипти-
ческую орбиту с высотой перигея Нп= 180 км й высотой апогея На =
330 км. равна 472 кг. Третья субракета массой Мо= Ют выполне-
на в виде ракеты с подвесными торовыми баками. Однокамерный
двигатель ракеты построен по открытой схеме и работает на жид-
ком кислороде и керосине. Тяга двигателя в пустоте Р„ =5.45 т.
Удельная тяга равнялась Руд п=317.3 кгс/кг. Масса двигателя
равна 121 кг. Время работы составляет 430 с. В баки ракеты зап-
равляется 5.5 т топлива, из них 3.9 т окислителя и 1.6 т горю-
чего. Управление вектором тяги осуществлялось за счет использо-
вания регулируемых с помощью газораспределительных дросселей
отбросных сопел, работающих на отработанном в ТНА газе. Полная
Длина ракеты без полезной нагрузки 2.62 м, длина двигателя 1.1В
35
м. Подача топлива в камеру сгорания турбонасосная.
ТНА приводится во вращение рабочим телом, вырабатываемым в
жидкостном ГГ, работающем на основных компонентах топлива. Для
наддува баков окислителя использовался газифицированный в теп-
лообменнике кислород. Бак горючего наддувался охлажденным за
счет впрыска горючего газом, отбираемым после турбины. ТНА рас-
положен на корпусе камеры сгорания в районе критического сече-
ния сопла, а ось ТНА параллельна оси камеры сгорания. Эти конс-
труктивные изменения ЖРД позволили получить минимальное значе-
ние удельной массы для двигателей тех лет - 20 кг на тонну тя-
ги. Трехступенчатая ракета (рис.1) имела комбинированную схему,
то есть первая и вторая ступени соединены по схеме "пакет", а
вторая и третья - по схеме "тандем". Это заставило решить зада-
чу разделения второй и третьей ступени в космосе. Разделение
осуществлялось по более эффективной "горячей схеме"; для отвода
струи газов, истекающих из сопла двигателя третьей ступени, на
верхнем днище бака окислителя центрального блока был установлен
отражатель, выполняющий функции теплозащитного экрана. Соедине-
ние ступеней производилось с помощью ферменного переходника.
Таким образом, была создана и поступила в эксплуатацию пер-
вая многоступенчатая ракета, в которой реализована схема "тан-
дем" с "горячим" разделением. Третья ступень ракеты имела высо-
кий уровень конструктивного совершенства.
Первый запуск КК с животными на борту осуществлен
15.05.1960 г. Вывод на орбиту прошел успешно, но спускаемый ап-
парат на Землю не вернулся из-за потери ориентации КК перед
торможением. Первый успешный полет с двумя собаками на борту и
мягкая посадка были выполнены 19 августа 1960 г. а космический
корабль с космонавтом, гражданином СССР Ю.А.Гагариным, на борту
совершил оборот вокруг Земли и осуществил управляемый спуск и
посадку 12 апреля 1961 г.
, В США первый суборбитальный полет в космос совершил в 1961
г космонавт Гриссом на КК "Меркурий", запущенном ракетой “Ат-
лас-D". В связи с ограниченными энергетическими возможностями
PH "Атлас" масса КК "Меркурий" равнялась всего 1.4 т. Это при-
вело к значительно худшим условиям обитания на борту космонавта
и передачей космонавту ряда функций управления кораблем в поле-
36
те, что позволило упростить и уменьшить массу аппаратуры на
борту. Кроме того, снижение массы КК "Меркурий" было достигнуто
вследствие уменьшения нагрузки на корпус КК при посадке за счет
того, что КК "Меркурий" садился на воду.
После первого суборбитального полета в течение 1962-1964 гг
было запущено на орбиту ИСЗ несколько КК "Меркурий", во время
запусков которых были отработаны основные принципы создания на-
дежных КК, положенных в основу проектов КК "Джемини"; параметры
последнего сравнимы с КК "Восток". Однако для запуска КК "Дже-
мини", масса которого достигала 3800 кг ("Джемини XI"). необхо-
дим был более мощный, чем "Атлас", носитель.
§2.5. Конструкция ракеты "Титан-2”
В основу PH. получившей индекс "Титан-2СЬУ". была положена
межконтинентальная баллистическая ракета "Титан-2”. Двухступен-
чатая ракета "Титан-2" (рис.5) выполнена по схеме "тандем”.
Разработка этой ракеты началась в 1958 г. первый пуск состоялся
в 1962 г. Эта ракета долгое время являлась основной тяжелой бо-
евой ракетой США. обеспечивающей доставку к цели на дальность
до 18000 км головных частей массой 3.17 тс ядерным снаряжением
мощностью до 10 мегатонн ТНТ. Стартовая масса ракеты равна 150
т, длина с головной частью 31.3 м. Диаметр обеих ступеней оди-
наковый и равен 3.0 м. В качестве компонентов топлива в ракете
используется горючее "Аэрозин-50" (смесь 50% гидразина и 50%
НДМГ и окислитель - азотный тетраксид АТ). Применение этого
топлива в боевой ракете "Титан-2” позволило обеспечить длитель-
ное хранение ракеты в шахтной пусковой установке в заправленном
состоянии. Это способствовало повышению готовности ракеты к
пуску.
Первая ступень ракеты "Титан-2" длиной 21.3 м, массой в
заправленном состоянии 117 т имеет два цилиндрических топливных
несущих бака, в которых размещается 112 т топлива, между баками
имеются межбаковый отсек. Оба днища бака окислителя, располо-
женного в средней части ступени, и верхнее днище бака горючего.
3?
эллиптические. Нижнее днище бака горючего коническое с плавным
переходом в цилиндр. Это днище с наружной стороны подкреплено
восьмью мощными двутавровыми лонжеронами переменного сечения,
уменьшающегося к большему основанию конуса. Стенки лонжеронов
для облегчения имеют круглые отверстия. Кроме того, на наружной
поверхности конического днища химическим фрезерованием выполнен
подкрепляющий набор в виде продольных и кольцевых ребер. Часть
продольных ребер используется в качестве основания для установ-
ки лонжеронов.
Обечайки баков изготавливаются из алюминиевых сплавов. Си-
ловой набор обечаек баков выполнен механическим фрезерованием,
а силовой набор эллиптических днищ - химическим фрезерованием.
Использование раздельных баков для ракет с самовоспламеняю-
щимися компонентами позволяет повысить надежность конструкции
по сравнению с баками, имеющими совмещенные днища. Это объясня-
ется тем, что при использовании раздельных баков вероятность
соединения компонентов вследствие дефектов днищ значительно
меньше, чем в конструкции с совмещенными днищами.
Расходный трубопровод окислителя проходит через бак горюче-
го по тоннельной трубе. Такое размещение расходного трубопрово-
да, постоянно заполненного окислителем в период длительного
хранения ракеты в шахтно-пусковой установке, препятствует сое-
динению компонентов при появлении дефектов в конструкции баков
и топливных коммуникациях. Трубопроводы подачи компонентов из
баков к ТНА ЖРД изготовлены из алюминиевого сплава.
Цилиндрическая оболочка баков имеет переменную толщину.
Толщина оболочки увеличивается в зоне, прилегающей к торцевым
шпангоутам. Для того чтобы обеспечить плавное увеличение площа-
ди сечения стенки, в зонах утолщения на наружной поверхности
оболочки для упрощения технологии изготовления стенки с пере-
менным сечением выполнены фрезерованием ’’лепестки”; такая тех-
нология заменяет процесс изготовления стенки переменной толщины
процессом изготовления стенки переменного сечения при постоян-
ной толщине стенки. На первой ступени в нижней части бака горю-
чего толщина стенки вне зоны утолщения равна 4.5 мм.
Топливные баки первой ступени соединены межбаковым отсеком
длиной около 3.2 м. Отсек выполнен в виде тонкостенной подкреп-
3S
Л4'
ленной шестнадцатью стрингерами и пятью промежуточными шпангоу-
тами оболочки. Внутри отсека размещаются элементы ПГС. некото-
рые приборы системы управления, для доступа к которым имеются
люки, закрытые крышками. Вырезы под люки подкреплены, так как
отверстие под люк прорезает часть элементов подкрепления обо-
лочки.
Снизу к баку горючего присоединяется хвостовой отсек, вы-
полненный в виде тонкостенной оболочки, подкрепленной 36-ю
стрингерами, одним промежуточным и двумя торцевыми шпангоутами.
Хвостовой отсек имеет длину 860 мм. К заднему торцевому шпанго-
уту крепится рама ДУ. состоящей из двух ЖРД "Aerojet
LR87-AJ-5". Двигатели закреплены на раме в карданном подвесе и
обеспечивают управление положением вектора тяги по трем каналам
(тангажа, рыскания и крена) при полете на АУТ.
Тяга каждого из ЖРД равна 97.5 т на уровне моря (107.5 т в
пустоте). Удельная тяга равна соответственно 258.8 кг*с/кг на
Земле (285.5 кг*с/кг в пустоте). Давление в камере сгорания
55.9 кг/см2, площадь критического сечения сопла равна 1161 см2,
степень расширения сопла 8. Двигатель работает при соотношении
компонентов К=1.93.
Питание турбины ТНА двигательной установки производится от
ГГ. работающего на основных компонентах топлива. Запуск ТНА и
включение двигателя осуществляется пиростартером. Двигатели
первой ступени ракеты работают до практически полной выработки
одного из компонентов топлива. Сигнал на выключение ЖРД дается
датчиками ОКТ. Время работы двигателей первой ступени равно
t=145.5 с.
Снизу хвостовой отсек и выступающие части сопел закрыты
теплозащитными чехлами и экранами от действия истекающих из со-
пел двигателя газов, особенно в период запуска ЖРД в шахтной
пусковой установке.
В передней части ступени на баке окислителя имеется корот-
кая "юбка", представляющая собой подкрепленную стрингерами обо-
лочку с торцевым шпангоутом, к которому крепится переходной от-
сек между ступенями.
Корпус второй ступени ракеты "Титан-2", длиной 6.1 м и мас-
сой в заправленном состоянии 29 т, имеет одинаковый диаметр с
39
корпусом первой ступени. Конструктивно-компоновочная схема сту-
пени включает раздельные несущие топливные баки, в которых раз-
мещается 27 т топлива. Баки имеют эллиптические днища и объеди-
няются в топливный отсек межбаковым отсеком, по конструкции
аналогичным межбаковому отсеку первой ступени.
На нижнем днище бака горючего закреплена рама маршевого од-
нокамерного ЖРД "Aerojet LR-91AJ-5". Двигатель установлен на
карданном подвесе и при повороте обеспечивает управление векто-
ром тяги на АУТ второй ступени в плоскостях тангажа и рыскания.
Возмущения по крену устраняются за счет поворотного отбросно-
го сопла, работающего на отработанном газе ТНА маршевого двига-
теля.
Тяга маршевого двигателя в пустоте 45.5 т. удельная тяга
309.2 кг*с/кг. Давление в камере сгорания Рк=58.1 кг/ смг, пло-
щадь критического сечения сопла равна 422.2 смг, расширение
сопла 49.2. Двигатель работает при соотношении компонентов
К=1.88. Сопло двигателя имеет двустенную металлическую охлажда-
емую часть и неохлаждаемый сопловый насадок, изготовленный из
абляционного материала.
ЖРД LR-91AJ-5 отклоняется с помощью гидравлического приво- ;
да, давление в котором создается специальным насосом, установ- 5
ленным на корпусе ТНА. Запуск двигателя производится пиростар-
тером. Для обеспечения надежного разделения запуск двигателя и
выход его на номинальный режим работы должен быть произведен за
несколько сотых долей секунды.
Двигатель второй ступени может работать максимально 185 с.
Выключение этого двигателя производится по команде от системы
управления в соответствии с полетным заданием.
Двигатель до критического сечения сопла закрывается корот-
ким хвостовым отсеком, который изготовлен в виде короткой тон-
костенной подкрепленной цилиндрической оболочки. Снизу на хвос-
товом отсеке установлен теплозащитный экран, а на сопло одет
теплозащитный чехол.
Для точного доведения скорости в конце АУТ до расчетной ис-
пользовались два РДТТ. Диаметр корпуса РДТТ равен 330 мм. масса
каждого из двигателей равна 36 кг. Двигатели устанавливались на
заднем торцевом шпангоуте хвостового отсека. Корпус РДТТ изго-
40
л!
X
о
м
о
X
о
Й
X
ей
? t
о
с
05
о а ^ -•
a! Й
о
« О
ч «
О |<О
сс •
*
ф
Ф
и
Е-
о
ф
‘А
ф
н
05
X
ф
с
ф
Е-
X
о
ей
о _
SO
Е-
Ф
ей
Ф
И
и
£
о
о
6
X
ей
X
ф
X
X
00
с-О
Е-
X
ь
ей
п
о
о о
с 2
ф
о
о
X
о
X
ГТ
о
И
и
ей
о
к
ей
X
а
о
к
ф
X
2
О
Е-
со
О
о Ф
X
X
ф
с
Е-
Ф
о
X
Си
ф
05
С
О
и
Ф
X
X
ф ф
С Е-
ь
о
Е-
о
о
•S
о
а
ей
X
а
о
п
ей
X
X
ф
с
Е-
и
ф
о
ф
05
X
X
2 s
°* 5
о a
Ф
X
X
О 6
ф ф
СО 55
ей •**
X
о
о
* a
с 2
X
05
о
Е-
О
ей
и
е-
05
X
X
*о
о
05
05
к
я
х
05
СО
п
ф
Е-
к
05
X
п:
а
х
СК
05
X
ф
ей
ф
О? ;й
О
ф г*
J *О
о
й
CU
с
СО
ей
Ф
£ и»
Н г'
05
Си
а*
ф
ИА
6
х
ей
О О
05
X
ф
ф
Е*
О
05
® о
2 2
о о
О
ф
X
Ф
о
Е-
Q
о
Ф
3
ф
оС
О
И
Си
ф
X
й
05
ф
о
м
•о
2
X
ф
с
к
ей
и
ф
a
I-S
8 5
к
05
5 с
X
О
ь
Ф
О
со
и
ей
о
05
X
ф
с
и
с
О X
ей .*•
5 9
52
8 2
Е 2
Си
СО
05
Ф
Е-
ой
ей
X
05
ф
rt
X
а
ей
ей
ей
Si- 'с*
Н 2
'О
ф
05
X
14
О
Е-
О
х
о
&
05
X
О
м
ф
С
X
ф
X
X
'О
«О
05
I ‘
О
X
Ф
ей
X
ей
®
о «о
с- о
о
ф
Ф
CQ ;
> 2
X
2
о
55
ей
X
X
ей
Ф
ф
ф
х
о
Си
ф
я
X
о
ф
(J
о
о
О
о
ф
3
са
И
А4
ей
S
X
05
05
О
Си
ф
О
£?об
С[сп
X
S
£
х
а
ф
X
05
&
2
о
п $
ч
ей
X
X
П
о
X
ф
G
м
2
X
ф
с
г,
«
о
и
о
Си
X
о
а
к
ф
о
(J
о
са
с
с
ф
2
!Т
О
о
2
ф
Р Sq
ф
05
и
Е-
D
Ф
н
05
£
ей
ф
н
о
ф
X
о
Н
ей
•X
«3
г: о
ф
о
О-
Ф Ф
XXI
Е“ сП
О
*
a. 2 'в
4; a.
и Ф
X
о
'Q
X
ей
X об х
О ем .о
Я ой
5 з
s S
X
X
ф
X
с
а
О
ф
ф
ф
С
ф
С L
ей
ф
Е-
о
а
о
с
о
о
05
о
со
сх
ф
с
ф
Ь
»О
О
>. о
Ч *
а
о
ей
л
05
со
а
ф
О
ф -о 5
Ч >* ф
4
Ф
a
о
ей
О
ей
п
о
Ф
2
съ
о
о
и
ф
5
X
X
ф
с
ф
Л
2
а
ой
«5
>.ь
6м S -«
и г: «о
корпусом i
пени в к лиг
мещается ;
ияются в
аналоги чн:
На ни:
иокамерно
карданном
ром тяги
Возмущени
го сопла,
теля.
Тяга
309.2 кг*
цадь крит
сопла 49.
К=1.88. С
емую час
абляциош
ЖРД I
Да. дав.)
ленным нс
тером. j
выход ег<
несколькс
Двиг;
Выключен)
управлен)
Двиг
ким хвое
костенно
товом о
теплозащ
Для
пользова
каждого
заднем т
40
тавливался из композиционного материала. Отсечка тяги двигателя
обеспечивалась отделением сопла.
Переходный отсек между первой и второй ступенями изготовлен
в виде тонкостенной подкрепленной оболочки и собирается из от-
дельных панелей, изготовленных из алюминиевого сплава. Макси-
мальная толщина панели 9.5 мм. Длина переходного отсека равна
1800 мм. Подкрепляющими элементами являются 16 стрингеров и 5
шпангоутов.
Отсек установлен на переднем торцевом шпангоуте топливного
отсека первой ступени и соединяется с задним торцевым шпангоу-
том хвостового отсека второй ступени разрывными болтами.
Разделение ступеней горячее. По полной выработке топлива из
любого бака первой ступени подается команда на выключение дви-
гателя первой ступени и запуск маршевого двигателя второй сту-
пени, а так же на разрыв связей между первой и второй ступеня-
ми. Для отвода газов работающего двигателя второй ступени в об-
шивке переходного отсека имеются четыре прямоугольных равномер-
но расположенных в средней части переходного отсека окна разме-
ром 1200x1000 мм. Кроме того в верхней юбке бака окислителя
первой ступени имеется 12 равномерно расположенных по окружнос-
ти овалоподобных отверстия, также обеспечивающих выход газов из
зоны днища бака окислителя. Для предотвращения повреждения га-
зами верхнего днища бака окислителя первой ступени на днище ус-
тановлен слой теплозащитного покрытия. Время разделения равно
нескольким сотым долям секунды.
Перед стартом производится наддув топливных баков первой и
второй ступеней азотом для создания в них избыточного давления.
Величина давления предстартового наддува превышает полетный
наддув на 2.45 кг/см2 для первой ступени и на 3.5 кг/см' для
второй ступени. Предстартовый наддув препятствует поступлению
влаги в топливные баки из атмосферы при их разгерметизации в
результате разрушения диафрагм в цепи наддува и начала работы
регуляторов давления. Кроме того, интенсивный наддув баков
обеспечивает компенсацию провала давления на входе в насосы ТНА
при резком наборе тяги ЖРД в момент запуска.
В полете топливные баки ступеней наддуваются за счет гази-
фикации в испарителях соответствующих компонентов топлива, от-
41
бираемых после ТНА. Испарители используют тепло горячих газов,
отработавших в турбине.
Комплект агрегатов, устанавливаемых в топливных баках обоих
ступеней, практически одинаков. На верхних днищах баков разме-
щены верхние датчики уровня компонента топлива, регуляторы дав-
ления наддува баков, выполняющих роль управляемых ДПК, диффузо-
ры наддува. На верхних днищах баков первой ступени и верхнем
днище бака горючего второй ступени имеются отверстия для подсо-
единения трубопровода продувки баков газом перед заправкой н в
процессе хранения ракеты в заправленном состояннн. В баке окис-
лителя второй ступени продувка осуществляется через трубопро-
вод. проходящий через нижнее днище бака и оканчивающийся в зоне
газовой подушкн бака.
Распыл газов при наддуве баков перед стартом и в полете
происходит через диффузоры наддува. Включение наддува произво-
дится прн разрушении диафрагм, установленных на трубопроводе
наддува перед входом в бак. Разрушение диафрагм происходит
вследствие повышения давления в трубопроводе прн подаче газа
наддува из наземной части системы наддува. На ннжних днищах ба-
ков кроме заборных устройств установлены ннжнне датчики уровня
компонента, а в баках окислителя также и температурные датчики,
контролирующие температуру окислителя при хранении ракеты в
заправленном состоянии.
Заправочные коммуникации подсоединены к нижней части рас-
ходных трубопроводов перед входами в насосы. На входе в ракету
в заправочных коммуникациях установлены автоматические разъемы,
разделяющие наземную и бортовую части линий заправки при старте
ракеты. ‘
На верхних днищах баков ракеты находятся люки-лазы, закры-
ваемые крышками, имеющие диаметр 640 мм. Крышки устанавливаются
с внешней стороны на шпильки, имеющиеся на фланце люка-лаза, и
крепятся гайками.
Электрические, пневматические и гидравлические коммуникации
ракеты, проложенные по наружной поверхности топливных баков,
закрываются специальными обтекателями.
Прн отработке ракеты "Титан-2" через 80 с после старта наб-
людались продольные колебания конструкции. Эти колебания про-
42
должались 20 с и имели амплитуду до 1 g. Для устранения колеба-
ний было повышено давление наддува в баке горючего н установле-
ны демпферы колебаний (газовый в магистрали окислителя и пру-
жинный - в магистрали горючего) в линиях подачн компонентов
низкого давления. Амплитуда колебаний снизилась до 0.1 -0.2g
в передней части ракеты Hflo0.2-0.4gB нижней части ракеты.
§2.6. Конструкция ракеты "Циклон"
В СССР в начале 60-х годов конструкторским бюро "Южное" бы-
ла создана серия МБР шахтного базнровання. Для обеспечения не-
обходимой боеготовности двигатели этих ракет работали на топли-
ве длительного хранения, состоящего нз окислителя на основе
окислов азота и горючего НДМГ. Топливо несмотря на более низкую
удельную тягу, чем топлива на основе низкокнпящих окислителей,
имело более высокий удельный вес, что в значительной мере ком-
пенсировало меньшую энергетическую способность топлива за счет
повышения коэффициента заполнения ракеты топливом дк.
Отработка первых вариантов этих ракет практически совпала
по времени с отработкой ракет типа "Тнтан-2", и по своим пара-
метрам эти ракеты были близки. Развитие конструкции этих ракет
привело к созданию двухступенчатой ракеты, являющейся по тем
временам одной нз самых мощных и совершенных МБР. Эта ракета
была использована как базовая для PH "Циклон".
Первоначально PH "Циклон" также использовалась в двухсту-
пенчатом варианте, обеспечивая выведение на низкую орбиту кос-
мических аппаратов массой до 4 т. В последующем она была осна-
щена третьей ступенью с двигателем многократного запуска. Это
позволило существенно расширить диапазон рабочих орбит, а также
осуществлять групповое выведение космических аппаратов с разве-
дением их по орбитам функционирования.
Конструктивно ракета-носитель "Циклон" выполнена по тандем-
ной схеме соединения ступеней. Стартовая масса ракеты - 183 т.
Максимальный диаметр цилиндрической части - 3 м. Общая длина PH
36 м. Все ступени PH жидкостные и используют самовоспламеняю-
43
щееся высококипящее топливо на основе окислов азота и НДМГ.
На первой ступени установлены три двухкамерных ЖРД открытой
схемы РД-219. Общая тяга ДУ первой ступени на Земле - 220 т. в
пустоте - 260 т. Давление в камере сгорания Рк = 73.5 кг/см2. на
срезе сопла - 0.43 кг/см2. Более высокое давление в камере сго-
рания, чем в двигателе LR87-AJ-5. обеспечило получение больших
величин удельной тяги. Удельная тяга двигателей первой ступени
на Земле РУДО=269 кг*с/кг, в пустоте Рудп=301 кг*с/кг. Для уп-
равления положением вектора тяги имеется специальная двигатель-
ная установка с четыремя рулевыми поворотными камерами, работа-
ющая на основных компонентах топлива. Высота двигателя РД-219
равна 2.04 м, диаметр выходного сечения сопла 2.2 м. Масса су-
хого двигателя 605 кг, залитого - 755 кг. Время работы двигате-
ля 125 с. ТНА двигателя имеет мощность 3570 кВт, расход топлива
через ГГ равен 1.8% от расхода через двигатель. Газогенератор
ТНА работает на основных компонентах топлива при а<<0.1. Регу-
лирование числа оборотов ТНА производится изменением а. Тяга
отбросных сопел равна 800 кг у каждого двигателя.
Вследствие того, что разместить в цилиндрическом отсеке ди-
аметром 3 м шесть камер маршевой ДУ невозможно, так как сопла
камер выходят за теоретический обвод ракеты, хвостовой отсек
выполнен в виде подкрепленной конической оболочки длиной 2.5 м.
с диаметром переднего основания, равным 3 м, а заднего - 3.7 м.
Стремление не увеличивать еще больше диаметр торцевого шпангоу- ]
та ракеты привело к тому, что камеры рулевого ЖРД размещены не L
во взаимно перпендикулярных плоскостях, а смещены так, что угол ?
между плоскостями, в которых находятся поворотные камеры, равен
60" (t30° от плоскости стабилизации II-IV), и установлены между
основными ЖРД. Вследствие этого управляющий момент по каналу
тангажа, создаваемый рулевым ЖРД. больше управляющего момента
по каналу рыскания.
Стержневая рама ДУ закреплена в хвостовом отсеке на заднем
торцевом шпангоуте и работает в основном на растяжение.
Сзади хвостовой отсек закрыт теплозащитным экраном, обеспе-
чивающим защиту конструкции ракеты и элементов ДУ от действия
горячих газов в основном при шахтном пуске и в полете.
Запуск основной ДУ производится специальной системой пуска.
44
включающей пусковые бачки и вытеснительную систему подачи пус-
кового топлива. Запуск рулевого ЖРД осуществляется пиростарте-
ром.
Баки первой ступени раздельные, цилиндрические с торосфери-
ческими днищами. Оболочки баков подкреплены. Впереди размещает-
ся бак окислителя длиной 9.9 м. Бак горючего имеет длину 7 м.
Баки соединены цилиндрическим межбаковым отсеком, выполненным в
виде подкрепленной продольным и поперечным силовым набором обо-
лочки. Подача окислителя в ДУ осуществляется по расходному тру-
бопроводу, проходящему через бак горючего. Расходный трубопро-
вод размещен в тоннельной трубе. Наддув баков первой ступени
осуществляется соответственно "кислым" и "сладким" газом, кото-
рые вырабатываются в специальных генераторах ДУ.
Соединение первой и второй ступени холодное. При разделении
первоначально запускается рулевой ЖРД второй ступени, затем по-
дается команда на остановку двигателей первой ступени и через
некоторое время срабатывают разрывные пироболты и тормозные
РДТТ первой ступени. Корпус первой ступени тормозится и после
отхода на достаточное расстояние второй субракеты на ней запус-
кается маршевый двигатель.
Тормозные РДТТ первой ступени установлены на корпусе хвос-
тового отсека первой ступени.
Конструкция второй ступени в основном аналогична конструк-
ции первой ступени. Отличия вызваны меньшими габаритами ступени
и возможностью установки одного ЖРД РД-219 без увеличения диа-
метра хвостового отсека. Масса ступени при запуске двигателя -
57 т. На ступени установлен один двухкамерный ЖРД с высотным
соплом с тягой в пустоте - 90 т и рулевой четырехкамерный дви-
гатель с поворотными камерами. Давление на выходе из сопла ос-
новного двигателя Ра=0.27 кг/смг. Длина ступени - 8.5 м,
. Третья ступень имеет массу при запуске двигателя, равную
8 т. Ступень оснащена маршевым ЖРД закрытой схемы с тягой в
пустоте, равной 8 т. Баки горючего и окислителя выполнены в ви-
де цилиндрического тора, внутренний объем которого используется
для размещения маршевого двигателя.
45
ГЛАВА 3
В КОСМОСЕ ДОЛГОВРЕМЕННЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
§3.1.Основы построения ДОС
К середине 60-х годов в США и особенно в СССР была решена
проблема создания системы вывода человека в Космос и обеспече-
ния его более или менее длительного пребывания и работы на КК.
К этому времени были созданы и начали эксплуатироваться много-
местные космические аппараты.
Накопившийся к этому времени опыт создания автоматических
космических аппаратов показал, что космические аппараты различ-
ного назначения являются высокоэффективным средством обеспече-
ния деятельности человека. Особенно высокую эффективность про-
демонстрировали космические системы связи, навигации, метеоро-
логии и специальной разведки. Однако при анализе возможностей
решения задач оперативной разведки из космоса выяснилось, что
наиболее эффективна система такой разведки только тогда, когда
в ней в качестве оператора-наблюдателя используется подготов-
ленный специалист. Причем эффективность такой системы повышает-
ся при увеличении длительности пребывания экипажа на орбите без
замены, так как самым дорогим и сложным этапом существова-
ния такой системы является вывод на орбиту и спуск экипажа на
Землю.
Для создания эффективной системы оперативной разведки из
космоса на борту должны находиться три космонавта, что позволя-
ет организовать непрерывное дежурство. Кроме того, на борту не-
обходимо иметь большое количество аппаратуры наблюдения и обра-
ботки результатов, связи, требующее больших энергозатрат. Для
обеспечения относительно нормальных условий жизнедеятельности
ДОС должна иметь достаточно большой объем и быть оснащена слож-
ной системой жизнеобеспечения.
Эффективность ведения разведки повышается, если ДОС обору-
дована системой управления, позволяющей обеспечить маневрирова-
ние станции в определенных пределах в полете.
Наконец, ДОС должна быть оборудована средствами стыковки в
46
космосе с другими космическими объектами, в частности, с кораб-
лями снабжения и кораблями для смены экипажа. Кроме того, на
такой станции, находящейся в условиях невесомости и вне Земной
атмосферы, представляется возможность проведения уникальных на-
учно-исследовательских и технологических экспериментов. Это
также повышает эффективность эксплуатации такой системы, хотя и
требует определенных энергетических и массовых затрат.
Анализ возможностей решения названных задач, а также разви-
тия ракетно-космической техники по состоянию на середину 60-х
годов показал, что масса такой ДОС должна быть около 15-20 т.
Такую полезную нагрузку на геоцентрическую орбиту высо-
той 220-320 км способна была вывести PH со стартовой массой
500-600 т.
Поэтому в США и СССР началось проектирование таких ракет. В
СССР такой PH явилась ракета "Протон", созданная в КБ под руко-
водством Челомея В.Н., в США - ракета "Сатурн-1” и "Сатурн-1В”.
разработчиком которых явился научно-исследовательский Центр
им.Маршалла под руководством Вернера фон-Брауна.
К этому моменту основной конструктивно-компоновочной схемой
была признана схема "тандем". Поэтому обе ракеты в первоначаль-
ном варианте были выполнены в виде двухступенчатых ракет, сту-
пени которых соединялись последовательно. Первые ступени ракет
"Протон" и "Сатурн-1" представляли собой связку топливных баков
и имели несколько двигателей. Однако причины, приведшие к соз-
данию такой схемы первой ступени, были различны у русских и
американских конструкторов.
Советские конструкторы были связаны транспортными возмож-
ностями. так как перевозка по железной дороге ограничивается
диаметром груза, равным 4 метра и длиной 25-30 м.
Американские конструкторы использовали блочную схему исходя
из экономических возможностей, стремясь затратить на проектиро-
вание и изготовление ракеты минимальные средства. Конструкция
топливного отсека первой ступени во многом была предопределена
возможностью изготовления основных элементов на оборудовании,
применявшемся для изготовления топливных баков ракет "Юпитер" и
"Редстоун" диаметром 1.78 м и 2.67 м соответственно.
47
J3.2.Конструкция ракет "Сатурн-1" и "Сатурн-1В
Первоначально проект предполагал создание трехступенчатой
ракеты. Ракета должна была выводить экспериментальные пилотиру-
емые корабли "Аполлон” без лунной кабины на геоцентрическую ор-
биту.
В 1963 г в связи с финансовыми трудностями NASA отказалась
от запуска пилотируемых кораблей, а ракету сделали двухступен-
чатой .
Ракета "Сатурн-!" может вывести на круговую орбиту высотой
180 км полезную нагрузку массой до 10.2 т.
Ракета "Сатурн-1" имеет длину 38.1 м, наибольший размер в
поперечнике 6.58 м. Стартовая масса ракеты 502 т.
Ракета изготавливалась в двух вариантах "Block-I" (ракеты
первого этапа до N4) и "Block-!I" (ракеты второго этапа с N5).
В качестве компонентов топлива на первой ступени использовались
жидкий кислород н углеводородное горючее RP-1. Первая ступень
ракеты варианта "Block-!" состоит из бакового отсека, двига-
тельного отсека, рамы для крепления второй ступени. Баковый от-
сек состоит из четырех цилиндрических баков горючего и четырех
баков окислителя, диаметром 1.78 м. размещенных вокруг цент-
рального цилиндрического бака окислителя, имеющего диаметр 2.6
м. Баки имеют сферические днища.
Баки выполнены в виде тонкостенных, подкрепленных шпангоу-
тами оболочек. Толщина стенок переменная, увеличивающаяся к
хвостовой части. Минимальная толщина стенок периферийных баков
горючего 5=2.3 мм. окислителя 5=3.6 мм. Центральный бак окисли-
теля имеет минимальную толщину стенки 5=6.4 мм. Периферийные
баки имеют длину 17.6 м. центральный бак окислителя - 18.9 м.
Все баки с одинаковыми компонентами топлива соединены между со-
бою гидравлическими коммуникациями, что обеспечивает выравнива-
ние уровней и максимальную выработку топлива в баках. Баки из-
готовлены из алюминиевого сплава 5086. Толщина верхних днищ пе-
риферийных баков 0.5 мм в центре и 3.2 мм по краям; толщина
верхнего днища центрального бака 4 мм в центре и 5.8 мм по
краям.
48
Баки окислителя являются несущими, а баки горючего - под-
весными. Все баки в верхней части соединены восьмиугольной
стержневой рамой, которая сверху закрыта теплозащитным экраном,
собранным из плоских панелей. Сбоку между стержнями-балками и
баками установлены обтекатели. Экран и обтекатели служат для
защиты баков от действия горячих газов, истекающих из сопел
двигателей верхней ступени при разделении. Снизу блок баков со-
единен нижней силовой рамой, представляющей собой пространс-
твенную конструкцию, закрытую хвостовым отсеком. Внутри отсека
размещены восемь ЖРД. четыре из которых закреплены на внутрен-
нем контуре неподвижно, причем продольная ось двигателей накло-
нена под углом 3° к оси ракеты. Остальные четыре двигателя ус-
тановлены в карданных подвесах на наружном контуре. В нейтраль-
ном положении оси поворотных двигателей наклонены под углом 6°
к оси ракеты. В результате направления вектора тяги всех ЖРД
пересекаются примерно в центре масс ракеты, что облегчает уп-
равление вектором тяги при отказе одного из двигателей. Пово-
ротные двигатели обеспечивают создание управляющих моментов от-
носительно всех трех осей стабилизации ракеты. Наружные двига-
тели закрыты обтекателями, выполненными в виде тонкостенных ко-
нических оболочек.
С заднего торца корпус ракеты закрыт теплозащитным экраном,
изготовленным в виде трехслойной конструкции, внешние слои ко-
торой сделаны из нержавеющей стали, заполнитель - из сот. Внеш-
няя поверхность экрана позолочена для повышения его отражатель-
ной поверхности.
На первой ступени установлены ЖРД, в качестве основы кото-
рых использованы ЖРД Н-1 ракеты "Тор". В отличие от базовых ЖРД
ракеты "Сатурн-I" имеют ТНА. установленный на камере сгорания,
для раскрутки двигателя при запуске используется НАД- В двига-
теле упрощена регулировка и смазка. Сопло двигателя укорочено
на 20%. Угол раствора сопла равен 30°. Степень расширения сопла
8. Двигатель имеет ТНА с двухступенчатой турбиной мощностью
3800 л.с. при 32000 об/мин. Вращение насосов происходит через
редукторы. Насос окислителя имеет 12000 об/мин. горючего - 8000
об/мин. Давление на выходе из насоса окислителя 56 кг/см2. го-
рючего - 70 кг/см2. Для выработки рабочего тела турбины исполь-
49
зуется жидкостный ГГ, работающий на основных компонентах топли-
ва с избытком горючего.
Отсечка двигателя производится перекрытием главного клапана
окислителя и прекращением подачи топлива в ГГ и камеру сгора-
ния. Сигнал на перекрытие главного клапана окислителя поступает
от датчиков ОКТ горючего в баках по достижению минимального
уровня горючего хотя бы в одном из баков.
Двигательная установка первой ступени ракеты "Сатурн-1"
обеспечивает выполнение программы полета ракеты при выходе из
строя при запуске и в течение 60 с после старта одного двигате-
ля и даже, если в течение последующих 60 с выйдет из строя еще
один двигатель (кроме шарнирно закрепленных). При выходе из
строя двигателей благодаря наличию гидравлических связей между
баками забор топлива производится из всех баков и только воз-
растает время полета ракеты.
Для раскрутки каждого ТНА используется ПАД. масса топлива в
котором равна 2.7 кг. ПАД обеспечивает мощность ТНА 1500 л.с. в
течение 1 с (при числе оборотов ТНА 5000 об/мин).
Наддув баков горючего осуществляется гелием, для которого
на верхней силовой раме установлены шаровые баллоны, баки окис-
лителя наддуваются кислородом, газифицируемым в теплообменни-
ках. установленных в выхлопных патрубках турбины.
Для торможения корпуса ракеты первой ступени S-1 при разде-
лении на переходной раме ступени крепятся четыре тормозных
РДТТ, время работы которых равно 2 с.
Вторая ступень S-4 (рис.6) ракеты "Сатурн-1" разработана
фирмой "Douglas Aircraft". Начало разработки 1960 г. На ступени
в качестве компонентов топлива использовались жидкий водород и
жидкий кислород. Это была первая в мире ракета, использующая
такие компоненты топлива.
Ступень S-4 состояла из блока баков, имеющих совмещенное
днище, хвостового и приборного отсеков и ДУ. Длина ступени 11
м, диаметр 5.65 м. Впереди размещался бак горючего, сзади - бак
окислителя. Основные элементы топливного отсека изготавливались
из алюминиевого сплава 2014-Т6. „
Бак горючего представлял собою вафельную цилиндрическую
оболочку длиной 5.6м; с передней стороны установлено гладкой
50 =
3
Рис.6 Конструктивно-компоновочная схема второй
ступени ракеты ”Сатурн-1”.
1-Бак горючего. 2.Бак окислителя. З.Переднее днище бака
горючего. 4.Шпангоут. 5. Совмещенное днище топливного
отсека. б.Успокоительная перегородка. 7.Шар-баллоны для
гелия. 8.Трубопровод дренажного патрубка ДПК горючего.
Э.Маршевый ЖРД. Ю.Переходник. П.Прпборно-агрегатный
°тсек. 12.Разгойный РДТТ второй ступени. 13.Тормозной
РДТТ первой ступени. 14.Управляющий двигатель малой
тяги. 1э.Рама первой ступени. 16.Шар-баллоны для наддува
баков первой ступени. 17.ДПК бака окислителя.
51
полусферическое днище, собранное из шести секторов. На стыке
днища и цилиндрической обечайки установлен шпангоут с развитой
внутренней стенкой. Стенка препятствует перемещению газифициро-
ванного слоя водорода в переднюю часть бака при нагреве стенки
бака и способствует удержанию этого слоя на цилиндрической обо-
лочке. При этом снижаются теплопотоки от стенки в основную мас-
су горючего. С задней стороны цилиндрическая обечайка приварена
к шпангоуту совмещенного днища. Совмещенное днище является си-
ловым. а также выполняет функции теплового экрана, препятствую-
щего замерзанию жидкого кислорода. Днище выполнено в виде по-
лусферы, обращенной выпуклостью вперед и имеет трехслойную
конструкцию. Наружные слои изготовлены из алюминиевого сплава
2014-Т6 толщиной 3.2 мм каждый, между которыми размещен стек-
лопластик. Соединение несущих слоев и заполнителя клеевое.
Бак окислителя имеет чечевицеобразную форму, высота бака
=2.2 м. Заднее днище аналогично по конструкции переднему днищу
бака горючего. Внутри бака в верхней части установлены перего-
родки, препятствующие колебанию окислителя.
Бак горючего имеет внутренюю теплоизоляцию из пенополиуре-
танового пенопласта толщиной 19 мм, на который с внутренней
стороны нанесен слой стекловолокна толщиной 2.4 мм.
Для наддува бака используется гелий, который хранится в га-
зообразном виде в сферических баллонах из титанового сплава,
помещенных внутри бака горючего. Перед подачей в баки гелий
нагревается в специальном теплообменнике, размещенном на двига-
теле.
Первоначально каждый из баков имел ДПК. которые были уста-
новлены в разных сечениях ступени, а выход газов при срабатыва-
нии клапанов происходил в разные стороны. Это создавало при ис-
течении газа из ДПК реактивную силу, образующую момент относи-
тельно центра масс ступени, величина которого при полете ступе-
ни без работающих ЖРД была достаточна для стабилизации ступени
и закручивания вокруг центра масс. Поэтому на ДПК ввели отброс-
ные патрубки для отвода паров компонентов, выходные сечения ко-
торых расположены симметрично относительно центра масс и нап-
равлены в разные стороны. При этом истекающие газы создают оди-
наковые по величине и противоположные по направлению реактивные
52
силы и не образуют вращающих моментов.
На ступени S-4 установлены 6 ЖРД LR-10A3 с тягой по 6.8 т
каждый. Эти двигатели используются также на ступени "Центавр".
ЖРД установлены под углом 6° к оси ракеты и могут отклоняться
на 4°, создавая управляющие моменты относительно всех осей ра-
кеты. Двигатели LR-10A3 допускают многократное включение. Зажи-
гание производится электрозапальной свечей. Система подачи топ-
лива турбонасосная. ТНА установлен непосредственно в камере
сгорания. Насос жидкого водорода связан с турбиной через редук-
тор. насос окислителя соединен с валом турбины непосредственно.
Мощность турбины 1000 л.с. при 30000 об/мин. В системе подачи
горючего установлены преднасосы. которые кроме создания необхо-
димого давления на входе в насос при работе ЖРД в маршевом ре-
жиме обеспечивают прокачку компонента перед запуском для захо-
лаживания коммуникаций горючего. Преднасосы имеют собственную
турбину для привода их во вращение. В качестве рабочего тела
для турбины используются продукты разложения перекиси водорода.
Двигательная установка развивает полную тягу, равную
40.8 т, удельная тяга двигателя Рудп=443 кг*с/кг. давление в
камере сгорания равно 28 кг/см2, степень расширения сопла 57.
Весовое соотношение компонентов топлива К=5.
Перед стартом и каждым повторным включением на траектории
двигатель для захолаживания продувается гелием.
Вторая ступень соединяется с первой с помощью конического
переходника длиной 5 м. Переходник представляет собой подкреп-
ленную продольным и поперечным силовым набором оболочку. В пе-
редней части ступени S-4 имеется приборный отсек, выполненный в
виде усеченной подкрепленной конической оболочки длиной 0.86 м,
имеющей ряд вырезов, обеспечивающих доступ к приборам управле-
ния. Люки в полете закрываются крышками. Передний диаметр отсе-
ка 3.9 м, задний - 5.65 м. Вес отсека с установленным в нем
оборудованием равен 1.18 т. На первых ракетах отсек выполнялся
герметичным, и имелась специальная система наддува, вследствие
чего масса отсека с оборудованием равнялась'2.45 т.
Разделение ракеты в полете производится выключением сначала
жестко закрепленных двигателей первой ступени на 143.8 с. а за-
тем поворотных двигателей этой же ступени на 149.9 с: нарушают-
53
ся механические связи между ступенями и включаются разгонные
двигатели второй ступени и тормозные двигатели первой ступени
на 150 с. После достаточно большого отвода ступеней одной от
другой на 152-ой секунде включаются маршевые двигатели второй
ступени, а на 162-ой секунде Включаются разгонные двигатели.
Общее время работы маршевых двигателей второй ступени при пер-
вом включении равно 312.4 с.
Для обеспечения положительных перегрузок при запуске основ-
ных ЖРД ступени S-4 при полете на втором активном участке и при
повторных включениях имеются двигатели малой тяги, работающие
на продуктах разложения перекиси водорода. Перекись водорода (
хранится в специальных сферических бачках. Подача перекиси в
двигатели вытеснительная. Для создания давления подачи исполь- >
зуется азот, хранящийся в шаровых баллонах. Эти разгонные дви-
гатели используются совместно с другими двигателями малой тяги
для управления положением ступени при длительном ориентирован-
ном полете на траектории.
Начиная с ракеты N5 в составе ракеты "Сатурн-1" использова-
лась первая ступень варианта "Block-П". отличающаяся от ступе-
ни "В1оск-1" следующим:
1. Использовались усовершенствованные двигатели H-I. у ко- j
торых тяга каждого двигателя увеличена с 75 до 85 т. в резуль-
тате общая тяга ступени возросла с 600 до 680 т; установлен бо- }
лее надежный ТНА; усовершенствована распылительная головка ка- I
мер сгорания двигателей; увеличен угол отклонения двигателей в j
шарнирном подвесе с ±7° до ±10°. |
2. Увеличен за счет удлинения баков на 1.8 м запас топлива 5
с 340 т до 386 т. < I
3. Установлены аэродинамические стабилизаторы - 4 аэродина-
мические поверхности площадью по 11.2 м2 каждая и 4 - площадью
по 4.9 м2 под углом 45° попеременно по окружности малые и боль-
шие. ' ;
Всего произведено 10 запусков ракеты "Сатурн-1“. В резуль- j
тате запусков решены следующие задачи:
- отработана двигательная установка большой тяги, использу-
ющая связку из восьми ЖРД; I
- отработана ступень, работающая иа жидком водороде и кис- |
54 «V
лороде и система многократного запуска ЖРД на этих компонентах:
- отработано стартовое оборудование и система транспорти-
ровки больших ракет в пределах стартового комплекса в собранном
состоянии:
- разработана технология производства больших ракет семейс-
тва "Сатурн”:
- проведены аэродинамические испытания в полете пяти маке-
тов основного космического корабля "Апполон".
Первый успешный запуск ракеты по баллистической траекто-
рии с макетом второй ступени состоялся 27.10.61 г. а первый по-
лет с выводом на орбиту с высотой апогея 760 км и перигея
264 км полезной нагрузки массой 17100 кг ракеты SA-5 состоялся
29.01.64 г.
Анализ конструктивно-компоновочной схемы ракеты "Сатурн-1”,
двигательной установки, особенно второй ступени, показал, что
энергетические возможности ракеты в рамках программы ААР
(Apollo Application Program), обеспечивающей запуск орбитальных
станций и программы по отработке на околоземной орбите непило-
тируемых и пилотируемых космических кораблей "Аполлон", недос-
таточны. Поэтому начиная с 1960 г в Центре им. Маршалла начина-
ются работы по созданию двухступенчатой ракеты-носителя "Са-
турн- 1В".
Ракета-носитель "Сатурн-1В" должна была выводить на круго-
вую геоцентрическую орбиту высотой 190 км полезную нагрузку
массой до 18 т.
В качестве первой ступени ракеты "Сатурн-IB” использовалась
ракета S-1B, которая является модернизированной ступенью S-I
"Block-П" ракеты "Сатурн-1" (рис.7). Основные усовершенствова-
ния первой ступени заключались в следующем:
1. Установлен облегченный стабилизатор с восьмью аэродина-
мическими поверхностями площадью по 4.9 м" каждая, облегчена
конструкция восьмиугольной рамы для соединения со второй сту-
пенью: модифицирована система отвода паров, дренированных из
второй ступени.
2. Установлены 8 усовершенствованных ЖРД Н-1 с тягой по 93
т. Усовершенствованы камера сгорания. ТНА. арматура, клапаны,
баллоны высокого давления.
55
Рис.7 Конструктивно-компоновочная схема первой
ступени ракеты "Сатурн-1В".
1-Передняя силовая рама. 2.Центральный бак окислителя.
З.Бак горючего. 4.Периферийный бак окислителя.
^.Внутренний неподвижный ЖРД. б.Наружный поворотный
ЖРД. 7.Теплозащитный экран. 8.Теплообменник. 9.3адняя
силовая рама. Ю.Аэродинамический стабилизатор.
Ц-Хвостовой отсек.
Ь6 ' I
3. Увеличен запас топлива в баках на 7 т. В качестве второй
ступени ракеты "Сатурн-1В" создана новая ракета S-4B, которую в
дальнейшем предполагалось использовать в качестве третьей сту-
пени ракеты-носителя ''Сатурн-5”. Конструктивно-компоновочная
схема ступени S-4B показана с переходником для оснащения PH
''Сатурн-5“ на рис. 8. Ступень S-4B имеет длину 21.2 м. В качест-
ве компонентов топлива для работы двигателей используются жид-
кие кислород и водород. Особенностью ступени S-4B является воз-
можность многократного запуска двигателя в условиях невесо-
мости .
Ступень состоит из топливного отсека с передним и задним
переходниками, маршевого двигателя с рамой, блоков управляющих
двигателей и цилиндрического переходника между первой и второй
ступенью.
Бак горючего расположен в передней части топливного отсека.
Бак состоит из цилиндрической обечайки, переднего днища. Задним
днищем бака горючего является разделительное днище блока баков.
Переднее днище полусферическое, собирается из девяти секторов,
отформованных из листов алюминиевого сплава 2014-Т6. В полюсе
сектора обрезаются, в результате чего образуется круглое от-
верстие. Кромки отверстия подкрепляются кольцевой пластиной с
отверстием, имеющим внутренний диаметр 915 мм. Отверстие в
кольцевой пластине является люком-лазом, предназначенным для
обеспечения доступа внутрь бака при ведении в нем монтажно-сбо-
рочных работ. В кольцевой пластине устанавливаются шпильки, на
которые крепится с помощью гаек крышка люка-лаза.
Цилиндрическая часть бака горючего имеет длину 6.7 м, соб-
рана из семи фрезерованных панелей, изготовленных из сплава
2014-Т6. Исходная толщина панели 18 мм. В процессе фрезерования
на поверхности плоской панели образуется вафельная квадратная
сетка с ячейкой 241 мм и с ребрами, наклоненными на 45° к про-
дольной оси ракеты. После механической обработки панели штампу-
ются для получения необходимой кривизны. При этом вафельное
подкрепление располагается на внутренней поверхности криволи-
нейной панели. После этого панели свариваются встык. На перед-
нем торце полученной цилиндрической оболочки приваривается рас-
порный шпангоут, а к нижней - торцевой шпангоут и нижнее днище
57
Рис.8 Конструктивно-компоновочная схема третьей
ступени ракеты "Сатурн-5".
/.Топливный отсек. //.Маршевый двигатель. ///.Блок
управляющих двигателей. /^.Переходник.
1.Цилиндрическая обечайка бака горючего. З.Переднее
днище бака горючего. ^-Разделительное днище топливного
отсека. Д.Отражательный шпангоут. 5.Датчик уровня
водорода. б.Шар-баллоны с гелием. 7.3аднее днище бака
окислителя. 8.3аборное устройство с воронкогасителем бака
окислителя. 9.Датчики уровня окислителя. 10.Рама
двигательной установки. 11.Передняя переходная секция.
12.Обтекатель кабелей и трубопроводов ПГС. 13.3адняя
переходная секция. 14.Шар-баллоны с гелием для наддува
топливных баков рулевых двигателей. 15.Шар-баллоны-
рессивер газообразного гелия, используемого для раскрутки
ТНА. 16.Сопла для истечения водорода через ДПК.
17.Лонжероны. 18.Тормозные РДТТ.
58
бака окислителя.
Внутри бака горючего устанавливаются два шпангоута с разви-
той конусообразной стенкой. Установленный в средней части бака
в 5 м от стыка бака горючего и бака окислителя шпангоут имеет
стенку, направленную под углом 45° вперед. Этот шпангоут назы-
вается отражательным. Второй шпангоут установлен в сечении, где
соединяется верхнее днище бака горючего с цилиндрической обе-
чайкой бака. Конусность стенки этого шпангоута направлена на-
зад. Этот шпангоут называется конденсационным. Кроме силовой
функции, оба шпангоута выполняют функцию регулирования движения
газожидкостной смеси горючего при полете ступени S-NB в услови-
ях . невесомости. Вдоль всего бака горючего под некоторым углом
от самой верхней точки до самой нижней установлен датчик уровня
горючего. В самой нижней точке бака установлено заборное уст-
ройство с воронкогасителем.
В центральной части верхнего днища имеется отверстие, через
которое полость бака соединяется с ДПК. В этой зоне расположен
диффузор наддува бака.
В ранних вариантах конструкции ступени с двигателем J-2
внутри бака в нижней его части размещались девять шаровых бал-
лонов с жидким гелием, служащим для наддува бака окислителя.
Шаровые баллоны изготавливались из титана.
На разделительном днище ступени S-IVB на поверхности, обра-
щенной к баку водорода, наносится слой термоизоляции из пенопо-
лиуретана. Такая же изоляция наносится на остальную поверхность
водородного бака. Термоизоляция обеспечивает необходимые харак-
теристики компонента в течение 4.5 часов полета по инерции. На-
полнитель теплоизоляции изготовлен из стекловолокна и предуп-
реждает растрескивание теплоизоляции в условиях больших терми-
ческих напряжений, возникающих под действием большого перепада
температур по толщине изоляции. Снаружи поверхность теплоизоля-
ции облицована стеклопластиком.
Разделительное днище блока баков, как и в блоке баков вто-
рой ступени, предназначено для тепловой изоляции полости бака
горючего для предупреждения чрезмерного испарения водорода, а
полости бака окислителя - от замерзания жидкого кислорода. Кро-
ме того, оно должно обладать высокой жесткостью и работать при
59
значительном перепаде давления в аварийных ситуациях при резком
сбросе давления из бака окислителя. Для обеспечения выполнения
этих функций разделительное днище выполнено в виде трехслойной
оболочки вращения. Несущие слои изготовлены из сплава 2014-Т6.
Каждый несущий слой на краю, ближнем к полюсу, обрезается, в
результате чего после сварки в полюсе образуется отверстие диа-
метром 915 мм. Это отверстие закрывается сферической пластиной,
привариваемой к кромке секторов. В результате образуется замк-
нутая в полюсе оболочка вращения с гладкой образующей. Описан-
ная выше технология изготовления и сборки днища из крупногаба-
ритных заготовок позволяет получить оболочку, имеющую минималь-
ные начальные несовершенства, особенно в полюсе, а следователь-
но, максимальную несущую способность днища. Верхний несущий
слой имеет переменную толщину от 0.8 мм в полюсе до 2.7 мм на
периферии. Между несущими слоями установлен сотовый заполнитель
из стеклопластика толщиной 44.5 мм. Заполнитель соединен с не-
сущими слоями с помощью клея. Сначала заполнитель приклеивается
к наружной стороне несущего слоя, обращенного к баку окислите-
ля,- а затем к заполнителю приклеивается несущий слой, образую-
щий заднее днище бака горючего.
Собранная трехслойная оболочка приваривается к шпангоуту
сложного профиля, образующего окантовки несущих слоев. Прост-
ранство между окантовками заполняется пенопластом. После этого
днище вводится внутрь заднего днища бака окислителя и привари-
вается по торцевым сечениям шпангоута к оболочке днища. В сред-
нем сечении и со стороны отсека кислорода шпангоут дополнитель-
но укрепляется двумя рядами болтов.
Полость бака окислителя образуется разделительным днищем и
нижним днищем. Нижнее днище также собрано из секторов. Толщина
секторов переменная, в полюс вварена полусферическая круглая
пластина. Толщина днища вблизи полюса равна 2.1-2.33 мм. Дни-
ще утолщено к кромкам: вблизи кромок, в зоне, примыкающей к
разделительному днищу, на ширине 760 мм на днище выфрезерована
радиально-кольцевая сетка вафельных ячеек.
В центральной пластине вварен трубопровод для подачи окис-
лителя к двигателю, на входе в который установлен воронкогаси-
тель. в центральной части бака размещены два датчика уровня
60
кислорода. На внутренней поверхности разделительного днища зак-
реплены равномерно по высоте четыре кольцевых шпангоута, кото-
рые одновременно служат демпферами, препятствующими возникнове-
нию продольных колебаний кислорода. В верхней части бака разме-
щен диффузор системы наддува и вход в трубопровод ДПК; дренаж-
ио-предохранительный клапан размещен на стенке юбки в средней
части бака.
На наружной поверхности нижнего днища бака окислителя при-
соединена клепаная рама ДУ. Рама выполнена в виде конической
усеченной оболочки переменной толщины. Толщина оболочки изменя-
ется вдоль образующей от 8.1 мм в нижней части до 4.0 мм в
верхней. К меньшему нижнему основанию при помощи болтов крепит-
ся рама маршевого двигателя. На конусе расположены кронштейны
крепления трубопровода топливной системы и опорные узлы силовых
цилиндров приводов отклонения двигателя.
К переднему торцевому шпангоуту бака горючего присоединяет-
ся передняя переходная секция, выполненная в виде подкрепленной
цилиндрической оболочки длиной 3.175 м. Секция имеет передний и
задний торцевые шпангоуты, а также три промежуточных шпангоута;
расстояние между шпангоутами примерно равно 0.8м. С внешней
стороны оболочка подкреплена 108-ю стрингерами П-образного се-
чения. Толщина оболочки равна 0.81 мм. Основным материалом
конструкции секции является алюминиевый сплав 7076-Т6.
Секция выполняет функции приборного отсека. Внутри секции
размещается электронное и электрическое оборудование, входящее
в состав системы управления, контроля состояния систем ракеты,
передачи телеметрической информации во время подготовки и пуска
ракеты "Сатурн-5". Блоки и приборы системы управления и контро-
ля размещаются в контейнерах, закрепляемых на стенках корпуса
секции.
Внутри секции размещены элементы дренажной системы (трубоп-
роводы, ДПК. установленный на стенке секции), элементы системы
наддува. В передней части секции установлен РДТТ, предназначен-
ный для торможения ступени при отделении полезной нагрузки.
Трубопроводы наземного дренажа и системы наддува, кабельные
стволы выходят из секции и по наружной стенке топливного отсека
61
проходят до задней переходной секции (юбки), где входят внутрь
ступени. От действия набегающего в полете потока воздуха тру-
бопроводы и кабели защищены обтекателем.
Сзади к торцевому шпангоуту топливного отсека присоединяет-
ся задняя переходная секция (юбка) длиной 2.64 м. Секция выпол-
няет функции хвостового отсека и представляет собой цилиндри-
ческую оболочку, аналогичную по конструкции передней переходной
секции. Внутри секции расположены два блока рулевых двигателей
(по три двигателя в каждом блоке). Двигатели предназначены для
управления ступени S-IYB по крену. Двигатели работают на высо-
кокипящих компонентах топлива (АТ и "Аэрозин-50"). Компоненты
топлива размещаются в специальных цилиндрических топливных ба-
ках. Для каждого блока рулевых двигателей имеется своя пара ба-
ков, расположенных в верхней части переходной секции на внут-
ренней стенке. Подача компонентов топлива в рулевые двигатели
вытеснительная. Газ для наддува баков, в качестве которого ис-
пользуется газообразный гелий, хранится в шаровых баллонах,
размещенных на раме маршевого двигателя. Внутри переходной сек-
ции размещены элементы автоматики двигателей, некоторые приборы
системы управления, теплообменник для газификации жидкого гелия
(при использовании двигателя J-2). сферический шар-баллон-рес-
сивер для раскрутки турбонасосного агрегата маршевого двигателя
при запусках его как на земле, так и в условиях невесомости.
Для создания начальной перегрузки при первом запуске марше-
вого двигателя, когда масса ступени еще относительно велика,
так как баки ступени полностью заполнены топливом, имеется три
твердотопливных двигателя тягой 1.54 т каждый. Для обеспечения
наполнения компонентами топлива расходных трубопроводов при
повторных запусках необходимое ускорение может быть создано
значительно меньшей тягой, так как масса ступени невелика
вследствие почти полного израсходывания топлива. В качестве ис-
точника тяги при повторных запусках используются струи газооб-
разного водорода, истекающие из двух специальных сопел, уста- Я
новленных в верхней части задней переходной секции. Я
• Первый запуск ракеты "Сатурн-IB" по баллистической траекто- ’
рии с полезной нагрузкой массой 15330 кг произведен 25.02.1966 |
г. Целью запуска явилось испытание ракеты и корабля "Аполлон". ’
62 ’
Затем были запущены ракеты А-203 и А-202.
В дальнейшем планировалось согласовать полеты ракеты "Са-
турн-IB" с готовностью лунной экспедиции "Сатурн-5". Если за-
пуски ракет "Сатурн-IB". А-206 и А-204 были бы успешными, а ра-
кета "Сатурн-5" была бы отработана к началу 1968г. то все ос-
тальные из заказанных ракет "Сатурн-1А" должны были быть ис-
пользованы для обеспечения программы ААР (создание долговремен-
ных обитаемых станций). Первый запуск ракеты "Сатурн-IB" в рам-
ках этой программы должен был состояться в конце 1968 г.
Однако к этому времени в СССР была запущена первая ракета
"Протон" 16.07.65 г. которая после нескольких неудачных пусков
стала основной тяжелой PH. обеспечивающей советскую космическую
программу. На базе этой ракеты был подготовлен проект облета
Луны космическим кораблем с экипажем на борту, что заставило
США ускорить отработку проекта "Аполлон" и задействовать для
этого почти все ракеты "Сатурн-IB". В результате программа ААР
была отложена на неопределенное время.
Всего было осуществлено в рамках программы "Аполлон" пять
запусков ракеты "Сатурн-IB". Кроме того, одна ракета была запу-
щена по программе создания ДОС "Скайлэб", и одна ракета обеспе-
чила вывод ДОС в рамках международной программы "Союз-Аполлон".
5 3.3. Конструкция ракеты-носителя "Протон"
Ракета-носитель "Протон" (рис. 9). созданная, в ЦКВМ под ру-
ководством Генерального Конструктора Челомея В.Н.. была выпол-
нена первоначально в двухступенчатом варианте и совершила пер-
вый полет 16 июля 1965 г.
В качестве основных компонентов топлива в ступенях ракеты
использовались НДМГ в качестве горючего и АТ в качестве окисли-
теля. Коэффициент соотношения компонентов равен 2.5. Применение
этих компонентов обеспечивало более высокую плотность топлива
по сравнению с топливами на низкокипящих компонентах и позволя-
ло длительно держать ракету в заправленном состоянии на старто-
вой позиции, то есть резко увеличивало боеготовность ракеты.
Для транспортировки ракеты по железной дороге на стартовые
63
комплексы космодрома Байконур первая ступень ракеты была выпол-
нена по схеме параллельного размещения одного бака окислителя и
шести баков горючего. Длина и диаметр каждого из блоков позво-
ляли перевозить их в железнодорожном вагоне.
Ракета в двухступенчатом варианте имела длину без полез-
ной нагрузки «37 м. максимальный поперечный размер - 7.4 м.
Стартовая масса ракеты равнялась 560 т. Двигательная установка
первой ступени развивала тягу Ро = 884 т. Время работы двигате-
лей первой ступени «130 с. Ракета была способна выводить на ге-
оцентрическую орбиту высотой 200 км полезную нагрузку мас-
сой 12.2 т.
Первая ступень ракеты имела длину 21 м и состояла из следу-
ющих основных частей: центрального блока, шести боковых блоков,
переходной фермы первой ступени.
Масса конструкции первой ступени равнялась 32.5 т. Управле-
ние положением ракеты при полете на АУТ первой ступени осущест-
вляется поворотом маршевых ЖРД первой ступени.
Центральный блок (рис. 10) имел длину 17 м и диаметр 4.1 м.
В состав блока входил бак для окислителя объемом 200 м3. предс-
тавляющий собой цилиндрическую емкость со сферическими днищами
(высота сферического сегмента 1.1 м), подкрепленную двумя сты-
ковочными шпангоутами, четырьмя нормальными шпангоутами и одним
усиленным шпангоутом, установленным в средней части бака. Пе-
редний торцевой шпангоут имеет сложное сечение. К шпангоуту
приваривается днище, цилиндрическая обечайка, на этом шпангоуте
с помощью блоков крепится восемь продольных перегородок, демп-
фирующих колебания жидкости в баке. Перегородки представляют
собой гофрированные прямоугольные пластины шириной 210 мм. По
поперечному сечению перегородки выполнены четыре гофра высотой
35 мм и шириной 45 мм. На передней поверхности торцевого шпан-
гоута устанавливается с помощью шпилек и гаек переходная стерж-
невая ферма первой ступени.
К заднему торцевому шпангоуту приваривается заднее днище и
цилиндрическая обечайка бака. На шпангоуте изнутри крепятся
продольные демпфирующие перегородки, проходящие по всей длине
бака. Снаружи к шпангоуту пристыковывается хвостовой отсек.
Днища бака выполняются в виде сферических сегментов и соб-
64
65
раны сваркой из пяти секций, четыре из которых имеют прямоли-
нейные внутренние кромки, а центральная секция является круглой
пластиной. Такая конструкция обеспечивает изготовление днища из
листа стандартной ширины.
На нижнем днище в центральной пластине имеется центральное
отверстие для установки нижней опоры датчика СОБ, шесть перифе-
рийных отверстий, к которым привариваются расходные трубопрово-
ды окислителя (по одному на каждый двигатель). Над входом в
трубопроводы изнутри установлены профилированные воронкогасите-
ли. На одной из боковых секций имеется отверстие для установки
гермоввода кабелей датчиков, установленных внутри бака. На
верхнем днище в центре расположен люк-лаз и имеется отверстие
=120 мм. через которое соединяется ДПК с полостью бака и малое
отверстие для подвода трубопровода наддува бака. Изнутри на
днище установлен датчик уровня заправки окислителя и кольцевой
коллектор наддува. Коллектор наддува выполнен в виде трубчатого
элемента с отверстиями-жиклерами, направленными вперед. Это
исключает соприкосновение распыляемого газа непосредственно с
поверхностью компонента. Спереди над трубчатым элементом уста-
новлен кольцевой козырек полукруглого сечения, предотвращающий
подачу горячего газа на несущую стенку днища во избежание ло-
кального перегрева и снижения прочностных характеристик матери-
ала. из которого изготовлено днище.
На переднее днище с наружной стороны установлен теплозащит-
ный экран, предотвращающий воздействие горячих газов, истекаю-
щих из сопел двигателей второй ступени, на днище при запуске
этих двигателей в период разделения первой и второй ступеней.
Экран состоит из наружного теплозащитного слоя, из асботексто-
лита и внутреннего теплоизоляционного слоя, изготовленного из
стеклосотопласта, собранных с помощью эпоксидных смол.
На среднем усиленном шпангоуте снаружи закреплены шесть
кронштейнов типа "зуб", каждый из которых входит в кронштейн
типа "ласточкин хвост" бокового блока. Эта конструкция предотв-
ращает перемещение боковых блоков относительно центрального в
направлении касательной к поперечному сечению центрального
блока.
На переднем промежуточном и заднем торцевых шпангоутах сна-
66
ружи установлены 12 кронштейнов (по два на каждый боковой блок)
для крепления тяг соединения с боковыми блоками, предотвращаю-
щих отход боковых блоков по нормали к поверхности центрального
блока. В зоне установки кронштейнов соединения боковых блоков с
центральным обшивка бака окислителя увеличена до 20 мм.
На переднем торцевом шпангоуте установлены шесть опор боко-
вых блоков, к которым жестко крепятся носовые конусы этих бло-
ков. Через опоры передаются усилия, возникающие при работе ЖРД
и действующие на центральный блок. Такая схема передачи тяги
приводит к тому, что центральный блок большого диаметра в поле-
те в основном растянут. Это позволяет снизить давление наддува,
назначая его величину из условия бескавитационной работы насо-
сов ЖРД. В результате нагрузки на центральный блок, а следова-
тельно. и масса, значительно снижаются.
Все тонкостенные элементы бака окислителя выполнены из
сплава АМг-6 и соединены сваркой.
Хвостовой отсек центрального блока служит для размещения в
нем расходных трубопроводов окислителя, выходящих из бака и
проходящих к двигателям первой ступени, установленных в хвосто-
вых отсеках боковых блоков. Отсек выполнен в виде короткой
подкрепленной конической оболочки, меньшее основание которой
направлено назад. Оболочка имеет два торцевых шпангоута, шесть
промежуточных. В продольном направлении оболочка подкреплена
двадцатью четыремя стрингерами. В оболочке имеется 19 люков и 6
вырезов для прохода расходных трубопроводов. Толщина оболочки
отсека 4 мм. материал несущих элементов В95АТ. На заднем торце-
вом шпангоуте закреплен теплозащитный экран, препятствующий
поступлению горячих газов от работающих двигателей внутрь хвос-
тового отсека.
Переходная стержневая ферма первой ступени служит для пере-
дачи силовых потоков от вышележащих частей на конструкцию пер-
вой ступени. Кроме того, ферма позволяет газам, истекающим из
двигателей второй ступени при запуске их в момент разделения
первой и второй ступеней и направляемым в стороны теплозащитным
экраном бака окислителя первой ступени, истекать во внешнее
пространство. Ферма представляет собой конструкцию длиной 1.3
м. выполненную из 24 непересекающихся полых стержней прямоу-
67
гольного сечения (размер 80X80 мм), закрепленных на торцевых
шпангоутах. По ферме проложены кабельные стволы, гидро- и пнев-
мокоммуникации, заканчивающиеся на торцевом шпангоуте разрывны-
ми разъемами, закрываемые после разделения крышками. На перед-
нем шпангоуте фермы установлены разрывные болты, обеспечивающие
соединение ступеней в полете и разрыв Механической связи при
разделении.
Боковой блок (рис. 9) состоит из бака горючего, хвостового
отсека, внутри которого установлен двигатель РД 253. и силового
конуса.
Двигатель РД 253 является однокамерным двигателем закрытой
схемы, развивающим на Земле тягу Ро = 147.7 т, в пустоте Р„ =
163.5 т. Удельная тяга на Земле Руд 0 = 279 кг*с/кг. в пустоте
Руд п = 310 кг*с/кг. Двигатель имеет высоту 2.72 м, диаметр вы-
ходного сечения сопла равен 1.5 м. Масса сухого двигателя равна
1280 кг, залитого - 1460 кг. Время работы двигателя т = 130 с.
Давление в камере сгорания Рк = 147 кг/см2. давление на выходе
из сопла Ра = 0.61 кг/см2. Подача компонентов топливо-турбона-
сосная, мощность турбины 18740 кВт. Турбина приводится во вра-
щение газом, получаемым в результате сжигания основных компо-
нентов топлива в ГГ, температура генераторного газа 780° К. Ре-
гулирование тяги производится изменением коэффициента избытка
окислителя генераторного газа (а > 1).
Двигатель РД 253 установлен шарнирно, вращаясь вокруг одной
из осей. Поворот двигателя осуществляется с помощью гидравли-
ческой рулевой машины, работающей на одном из компонентов топ-
лива. Охлаждение двигателя производится горючим. Запуск двига-
теля производится пиростартером.
Двигатель установлен в хвостовом отсеке, имеющем сложную
форму. Передняя часть выполнена в виде круговой цилиндрической
оболочки диаметром 2.0 м. подкрепленной тремя шпангоутами. В
этой части располагается верхняя часть двигателя (головка каме-
ры сгорания, ГГ. ТНА). Задняя часть имеет в сечении форму пря-
моугольника с закругленными короткими сторонами, причем ось
симметрии сечения смещена в сторону центрального блока. На сты-
ке этих частей установлена рама двигателя, между балками кото-
рой поворачивается двигатель. Сопло выходит за задний торец
63
хвостового отсека. Ось сопла совпадает с продольной осью перед-
ней части отсека. Сзади хвостовой отсек закрыт теплозащитным
экраном, допускающим качание камеры. Все элементы системы пода-
чи, газогенерации жестко размещены на камере сгорания, поэтому
трубопроводы высокого давления жестко закреплены между агрега-
тами подачи и камерой сгорания. При качании двигателя изгибают-
ся трубопроводы низкого давления, что повышает надежность рабо-
ты двигателя по сравнению со схемой поворота камеры двигателя
относительно агрегатов подачи.
Хвостовой отсек передним торцевым шпангоутом присоединяется
к заднему торцевому шпангоуту бака горючего. Бак горючего имеет
длину 17 м, диаметр 2.05 м и представляет собой цилиндрическую
бочку со сферическими днищами, подкрепленную двумя торцевыми
шпангоутами и пятью промежуточными шпангоутами. Промежуточные
шпангоуты изготовлены заодно с обшивкой фрезерованием. Высота
сферического сегмента, образующего днище, - 350 мм.
На нижнем днище имеется одно отверстие диаметром 350 мм,
расположенное на периферии, к которому приваривается расходный
трубопровод горючего. Над входом в трубопровод установлен про-
филированный воронкогаситель.
' Вдоль оси бака установлен на кронштейнах датчик СОБ. вблизи
нижнего днища - датчик ОКТ.
На верхнем днище имеется ряд отверстий. В полюсе расположен
люк-лаз диаметром 800 мм с крышкой, в центре которой имеется
ввод трубопровода наддува. Ближе к периферии приварен штуцер
трубопровода, соединяющего полость бака с ДПК, и установлены
два термоввода датчиков СОБ и системы контроля уровня заправки
(СКУ). Датчик СКУ длиной 1.7 м установлен на кронштейнах в зоне
верхнего днища. По всей длине бака внутри установлены восемь
продольных гофрированных перегородок, демпфирующих колебания
жидкости в баке. Перегородки установлены попарно во взаимно
перпендикулярных плоскостях и закреплены с помощью кронштейнов
под углом к плоскости установки. На внешней поверхности под уг-
лом 45° к плоскости стабилизации I—III на промежуточных шпанго-
утах установлены кронштейны типа "ласточкин хвост", в которые
входят кронштейны типа"зуб". закрепленные на центральном блоке
ракеты. Глубина и ширина паза "ласточкина хвоста" равна 25 мм.
69
Оболочка бака в зоне установки кронштейнов усилена. Толщина
стенки увеличена до 20 мм. В зоне каждого торцевого шпангоута
установлены по два кронштейна для крепления тяг типа "тендер"
соединения бокового блока с центральным. Все основные элементы
бака изготовлены из сплава АМгб. На переднем торцевом шпангоуте
бака установлен передний силовой конус, служащий для передачи
силовых потоков в полете на центральный блок ракеты. Передний
силовой конус представляет собой коническую подкрепленную обо-
лочку вращения, заднее основание которой образует с осью конуса
угол. В результате внутренняя, обращенная к центральному блоку
образующая параллельна оси ракеты. Оболочка подкреплена двумя
торцевыми и пятью промежуточными шпангоутами, параллельными
заднему торцу. Материал оболочки силового конуса - сплав В95Т.
В оболочке между третьим и четвертым шпангоутами имеется люк
для доступа к агрегатам, установленным на переднем днище блока
горючего, закрываемый крышкой.
На переднем торцевом шпангоуте силового конуса установлен
мощный силовой элемент, предназначенный для крепления передней
части бокового блока к центральному. Крепление осуществляется
болтами.
Наддув бака горючего производится газом, вырабатываемым в
специальном генераторе наддува. Генератор наддува работает на
основных компонентах топлива, подаваемых с большим избытком го-
рючего а<1 . Температура газа, подаваемого в бак. достигает
=200“ С. Для наддува бака окислителя отбирается из газоввода
двигателя кислый газ. отработанный в турбине ТНА. имеющий тем-
пературу =600° С. и подается в специальный смеситель, в котором
производится балластировка газа окислителем для снижения темпе-
ратуры до -200°С. После этого охлажденный газ подается в бак
окислителя.
Вторая ступень ракеты имеет длину 9.62 м, диаметр 4.0 м и
состоит из двигательной установки, размещенной в хвостовом от-
секе. блока баков и переходного отсека, соединяющего ракету с
головной частью. Масса конструкции второй ступени равна 5.8 т.
Двигательная установка состоит из четырех однокамерных ЖРД тя-
гой в пустоте Рп =58.2 т каждый. Двигатели выполнены по закрытой
схеме, в качестве компонентов топлива используются НДМГ и АТ
70
при коэффициенте соотношения компонентов к=2.5. Для управления
стабилизацией ракеты в полете все четыре двигателя закреплены
шарнирно и обеспечивают создание управляющих моментов относи-
тельно всех трех осей ракеты. Оси поворота двигателей перпенди-
кулярны продольной плоскости ракеты. Угол поворота двигателей
±3.5°.
Двигатели закреплены на балках, установленных на торцевом
шпангоуте хвостового отсека. Как и на первой ступени привод по-
ворота двигателей гидравлический, в качестве рабочего тела ис-
пользуется горючее.
Запуск двигателей осуществляется пиростартерами. Удельная
тяга двигателей в пустоте Руд п = 312.9 кг*с/кг. Время работы
двигателей т = 119 с.
Хвостовой отсек второй ступени выполнен в виде короткой ци-
линдрической оболочки. Длина отсека 0.41 м. диаметр 4.0 м. Обо-
лочка отсека имеет два торцевых шпангоута и три промежуточных.
Передним шпангоутом отсек крепится к стыковочному шпангоуту
блока баков ступени, задний шпангоут закреплен разрывными бол-
тами на переходной ферме первой ступени. В оболочке отсека име-
ются люки, закрываемые крышками, служащие для доступа к двига-
тельной установке второй ступени. Материал силовых элементов
оболочки - сплав Д16Т.
Блок баков состоит из переднего бака окислителя и заднего
бака горючего, разделенных совмещенным днищем, направленным вы-
пуклостью назад.
Бак окислителя с днищем имеет длину =4.6 м. переднее днище
выполнено в виде сферического сегмента высотой =1.2 м, присое-
динено сваркой к переднему распорному шпангоуту. На переднем
днище в центре имеется люк-лаз с крышкой. Изнутри на днище ус-
тановлены датчик уровня заправки компонента и датчик СОБ. про-
ходящий вдоль оси по всей длине ракеты бака. В днище имеется
отверстие, к которому подсоединяется трубопровод, соединяющий
полость бака с ДПК окислителя, а также штуцер подвода газа над-
дува. Коллектор наддува по конструкции аналогичен коллектору
наддува бака окислителя первой ступени. Коллектор установлен в
полюсе днища, диаметр коллектора больше диаметра люка-лаза для
обеспечения доступа в бак через люк.
71
Цилиндрическая обечайка бака имеет длину =2.2 м. приварена
к переднему распорному шпангоуту и шпангоуту совмещенного дни-
ща. Обечайка гладкая, неподкрепленная силовым набором. Задним
днищем бака является совмещенное днище, также выполненное в ви-
де сферического сегмента. Днище гладкое, имеет толщину 5-6 мм.
В полюсе совмещенного днища имеется отверстие, к которому
присоединен расходный трубопровод окислителя. На входе в тру-
бопровод установлен профилированный воронкогаситель с попереч-
ными ребрами, которые препятствуют закручиванию потока жидкости
при входе в трубопровод. Объем бака окислителя =45 м3.
Бак горючего состоит из цилиндрической обечайки, заднего
днища, имеющего форму сферического сегмента, соединенных задним
распорным шпангоутом блока баков. Передним днищем бака является
совмещенное днище. Цилиндрическая обечайка длиной =1.97 м вы-
полнена вафельной, размер вафли 60x60 мм. Вафли изготавливаются
механическим фрезерованием. Заднее днище по форме и размеру
аналогично переднему днищу бака окислителя. Внутри бака по оси
проходит тоннельная труба, внутри которой проложен расходный
трубопровод окислителя. К трубе крепится датчик СОЕ и трубопро-
вод, соединяющий ДПК бака горючего, расположенный в хвостовом
отсеке, с полостью газовой подушки бака. По стенке бака проло-
жен трубопровод наддува бака, приваренный к штуцеру, установ-
ленному на заднем днище. Трубопровод наддува оканчивается рас-
пылителем наддува, установленным в передней части бака. В ниж-
нем днище вблизи полюса имеется 4 отверстия, к которым присое-
диняются расходные трубопроводы горючего, а в полюсе - отверс-
тие для выхода расходного трубопровода окислителя. Объем бака
горючего равен =33 м3.
На заднем днище бака горючего снаружи несколько отступя От
распорного шпангоута имеется кольцевой шпангоут для крепления
оболочечной рамы для установки двигателей второй ступени. Рама
представляет собой коническую подкрепленную поперечным силовым
набором оболочку длиной =1.6 м. Силовой набор состоит из двух
торцевых и трех промежуточных шпангоутов. На заднем торцевом
шпангоуте меньшего диаметра закреплены балки, образующие плос-
кую раму, на которой закреплены шарнирно четыре двигателя, об-
разующие двигательную установку второй ступени.
72
На переднем распорном шпангоуте блока бака установлен при-
борный отсек, выполненный в виде подкрепленной цилиндрической
оболочки с двумя торцевыми шпангоутами. Подкрепление осущест-
влено продольным и поперечным набором. Материал оболочки отсека
и подкрепляющих элементов - сплав В16Т. торцевых шпангоутов -
сталь.
$ 3.4 Модернизация ракеты-носителя "Протон"
В течение 1965-1967 годов было произведено всего четыре
пуска ракеты "Протон" с полезной нагрузкой, обеспечивающей ре-
шение прикладных задач освоения космоса. В 1967 году для вывода
на орбиту высотой 200-300 км полезной нагрузки массой 20.6 т
ракета была модернизирована и получила название "Про-
тон К"(рис. 9).
В ходе модернизации ракеты были увеличены баки топливного
отсека второй ступени. Емкость бака горючего возросла до 56.3
м3, бака окислителя до 73 м3. Длина топливного отсека увеличи-
лась до 12.8 м. При этом конструкция и остальные геометрические
размеры отсека остались практически без изменения.
По результатам летных испытаний и в связи с увеличением
времени разделения первой и второй ступени из-за снижения тяго-
вооруженности второй ступени увеличена длина переходного стерж-
невого отсека между первой и второй ступенями. Отсек выполнен в
виде фермы Шухова, имеет длину 2.1 м и образован двадцатью че-
тырьмя стержнями, пересекающимися в среднем сечении и закреп-
ленными на торцевых шпангоутах фермы. В среднем сечении введен
третий шпангоут. Стержни и средний шпангоут сделаны полыми,
имеют прямоугольное сечение 70x70 мм.
В результате изменений конструкции второй ступени начальная
масса второй субракеты возросла до 220643 т, масса конструкций
второй ступени до 6.8 т, длина второй ступени стала равна 16 м.
Для обеспечения необходимой скорости в конце АУТ ракеты
введена третья ступень. Стартовая масса третьей субракеты с по-
лезной нагрузкой 20.6 т составляет около 70 т, масса конструк-
ций третьей ступени - 2.6 т. Рабочий запас топлива в третьей
?3
субракете 46.6 т. В качестве компонентов топлива используется
"ДМГ" и АТ. Длина третьей ступени равна 7.0 м. диаметр 4.0 м.
Третья субракета оснащена маршевым однокамерным ЖРД закры-
той схемы, развивающим тягу 63.38 т; удельная тяга маршевого
двигателя Руд п=324 кг*с/кг. Управление положением вектора тяги
субракеты в полете производится с помощью управляющего четырех-
камерного ЖРД открытой схемы. Суммарная тяга четырех камер рав-
на трем тоннам. Каждый из двигателей ступени имеет свой авто-
номный ТНА. Турбонасосный агрегат маршевого двигателя установ-
лен непосредственно на камере двигателя, а ТНА рулевого двига-
теля расположен на нижнем днище бака горючего ступени. Запуск
каждого из двигателей осуществляется своим пиростартером, при-
чем первоначально запускается рулевой двигатель, обеспечивающий
"холодное" разделение второй и третьей ступеней. Охлаждение
двигателей производится горючим. Для управления элементами ПГС
используется пироавтоматика.
Компоненты топлива в третьей ступени размещаются в топлив-
ных баках, объединенных в единый блок с совмещенным раздели-
тельным днищем. Передний бак окислителя состоит из короткой,
длиной примерно 300 мм, цилиндрической обечайки, оканчивающейся
двумя распорными шпангоутами. К переднему шпангоуту крепится
днище, имеющее форму сферического сегмента высотой около 300
мм. На заднем шпангоуте закреплены совмещенное днище и цилинд-
рическая обечайка бака горючего. Совмещенное днище выполнено
вафельным. Вафли на днище изготовлены химическим фрезерованием.
Цилиндрическая оболочка бака горючего имеет длину около 900 мм
и изготовлена также вафельной. Вафли выполнены механическим
фрезерованием и имеют размер 150x150 мм. Обечайка заканчивается
распорным шпангоутом, к которому приваривается заднее днище ба-
ка горючего. Днище имеет форму усеченного ^онуса, направленного
меньшим основанием назад. Диаметр заднего основания =500 мм. В
этом сечении установлен задний торцевой шпангоут бака горючего.
К этому шпангоуту приварена полусферическая оболочка, обращен-
ная выпуклостью вперед, в которую входит верхняя ч^сть двигате-
ля. На этом же шпангоуте закреплена рама двигателя, выполненная
в виде конической конструкции, изготовленной из плоских стерж-
ней. Двигатель закреплен на раме за головку камеры сгорания не-
подвижно. \
\
74
* \
\
Примерно в среднем сечении заднего днища бака горючего ус-
тановлен шпангоут, к которому крепится оболочка хвостового от-
сека третьей ступени. Отсек состоит из двух оболочек: цилиндри-
ческой, расположенной в передней части и закрывающей двигатель
примерно до середины сопла, и конической, обращенной меньшим
основанием назад, закрывающей остальную часть сопла до выходно-
го сечения. Диаметр заднего сечения конической части оболочки
хвостового отсека равен примерно диаметру выходного, сечения
сопла.
На распорном шпангоуте бака горючего, в сечениях, соответс-
твующих плоскостям стабилизации, установлены кронштейны для
крепления рулевых камер сгорания, причем эти камеры находятся
внутри теоретического обвода ракеты.
Соединение второй и третьей ступени производится с помощью
переходного отсека, представляющего собой подкрепленную цилинд-
рическую оболочку, диаметр которой равен 4.05 м. а длина превы-
шает 4 м. Оболочка задним торцевым шпангоутом крепится на пе-
редний торцевой шпангоут бака окислителя второй ступени, а пе-
редним с помощью разрезных болтов - на распорный шпангоут бака
горючего третьей ступени. В оболочке переходного отсека в зоне
переднего распорного шпангоута имеется четыре выреза, располо-
женных под углом 90° относительно друг друга. Изнутри против
каждого выреза установлен "карман", выполненный в виде полуобо-
лочки, замкнутой в задней части и открытой спереди. "Карман”
служит газоходом для выброса наружу газов, истекающих из сопла
камеры сгорания рулевого двигателя третьей ступени в период их
запуска при разделении ступеней. При совместном полете до раз-
деления камеры сгорания входят внутрь "кармана".
Внутри бака окислителя установлены датчик контроля уровня
заправки, а практически по оси бака вдоль всей его длины - дат-
чик СОБ. на нижнем конце которого имеются "усы", обеспечивающие
более точное снятие показаний уровня окислителя. Датчик СОБ
спереди закреплен с помощью кронштейнов на переднем днище, а
сзади опирается на воронкогаситель, установленный в центре сов-
мещенного днища над входом в расходные магистрали двигателей.
Расходные магистрали окислителя для маршевого и рулевого двига-
теля установлены коаксиально и имеют общий воронкогаситель. При
75
выходе в хвостовой отсек магистрали разделяются и направляются
каждая на вход насосов окислителя ТНА маршевого и рулевого дви-
гателей. Применение такой конструкции расходных магистралей
окислителя связано с тем. что рулевой двигатель запускается
раньше маршевого, и если бы расходная магистраль была бы общей
от выхода из бака до разветвления в хвостовом отсеке, то при
запуске маршевого двигателя вследствие значительно большего
расхода окислителя этим двигателем, чем рулевым, подача окисли-
теля в последний могла быть сорвана, и рулевой двигатель прек-
ратил бы работу.
На верхнем днище бака окислителя имеется люк-лаз, несколько
смещенный от полюса, штуцер подвода газа наддува бака и отверс-
тие для подсоединения трубы, соединяющей полость бака с ДПК.
С целью снижения массы конструкций первой ступени в топлив-
ных баках сокращена длина продольных перегородок в баках. Ре-
зультаты обработки данных летных испытаний ракеты показали, что
колебания жидкости в баках оказывают ощутимое влияние на пара-
метры движения ракеты и управление ракетой лишь на начальном и
конечном участках полета первой ступени. Это позволило сокра-
тить длину демпфирующих перегородок на треть, убрав среднюю
часть перегородок.
В рассматриваемом варианте ракета-носитель "Протон-К"
укомплектовывается разгонным блоком двух модификаций. Разгонный
блок, работающий на керосине и жидком кислороде, способен выво-
дить при старте с космодрома "Байконур" на геостационарную ор-
биту полезную нагрузку массой 2.3-2.7 т,а при использовании
разгонного блока на жидких кислороде и водороде на ту же орбиту
выводится груз массой 3.7 т.
Ракета показала высокую надежность. С 1967 г. по 1.01.1991
г. из 189 пусков было всего 15 неудачных.
§3.5. Конструкция ракет-носителей семейства "Титан"
В 1962 г. Министерстве»* Обороны США было принято решение о
разработке ракет семейства "Титан-3". Создание ракет этого се-
мейства было обосновано тем, что самая мощная из имеющихся в
76
распоряжении Министерства Обороны ракета-носитель "Атлас-Адже-
на" по своим энергетическим возможностям не могла обеспечить
решение перспективных на тот период задач, стоящих перед Минис-
терством. Использование для решения этих задач разрабатываемой
NASA ракеты "Сатурн-1В" было принято нецелесообразным, так как
она имела слишком большую стоимость и в связи с применением на
ней низкокипящих компонентов топлива, она не могла долго нахо-
диться на стартовой позиции в заправленном состоянии, то есть
не могла обеспечить требуемую боеготовность. Кроме того, двига-
тель последней ступени этой ракеты мог обеспечить только двук-
ратное включение, что недостаточно для обеспечения требуемых
маневров в космосе.
Одной из задач, которую должны были обеспечить ракеты се-
мейства "Титан-3", был вывод орбитальных станций MOL.
Кроме того, эксплуатация ракет-носителей, созданных на ос-
нове ракеты "Титан-2", показала их высокую надежность, равную
95.7%. Поэтому на базе этой ракеты фирмой "Мартин-Мариетта"
создана целая серия ракет-носителей: "Титан-II SLV", "Ти-
тан-34В" (без дополнительных ускорителей). "Титан-ЗС" и "Ти-
тан-340" (с дополнительными твердотопливными ускорителями),
’Титан-4” (с увеличенными ускорителями).
Схемы компоновки ракет-носителей, созданных на базе ракеты
"Титан-2", приведены на рис. И.
По терминологии, принятой в США, навесные дополнительные
твердотопливные ускорители называются нулевой ступенью, а нуме-
рация ступеней в базовой ракете "Титан" сохраняется. Первый за-
пуск ракеты "Титан-ЗС" произведен в 1965 г. ”Титан-340” - в
1982 г. Всего за 22 года эксплуатации ракет "Титан-3" произве-
ден 141 запуск, из них 135 успешных.
Ракета-носитель "Титан-ЗС" (рис. 12) имеет в качестве пер-
вой и второй ступеней модифицированную ракету "Титан-2". В ка-
честве нулевой ступени используются два твердотопливных ускори-
теля UA 1205, массой 231 т каждый, установленных в плоскости
II—IV ракеты "Титан-2". То есть конструктивно-компоновочная
схема ракеты-носителя "Титан-ЗС" является комбинированной и
построена по схеме "пакет” (нулевая ступень) и "тандем" (первая
и остальные ступени).
77
Ргщ.Н Схемы общих видов ракет-носителей семейства "Титан
/."Титан 34Д". //. "Титан ЗС". ///. "Титан 34В". IV. "Титан 2 SLV'.
У ."Титан 4". ^/.Перспективная ракета семейства "Титан”.
78
Рис.12 Конструктив-
но-компоновочная схе-
ма ракеты "Титан ЗС".
l.BepXHiin блок РДТТ
отброса ускорителя.
э.Стержень верхней
связи ускорителя.
З.Маршевый двигатель
второй ступени. 4.Пе-
реходный отсек. 5.06-
текатель верхнего
днпша бака окислите-
ля. 6.Верхнее днище
бака окислителя. 7.06-
текатель бака АТ
твердотопливного ус-
корителя. 8.Бак окис-
лителя. 9.Шаровой
баллон с гелием.
Ю.Межбаковый отсек
первой ступени. П.Бак
горючего. 12.Бак .АТ
твердотопливного
ускорителя. 13.Юбка
бака горючего. 14.Мар-
шевый двигатель пер-
вой ступени. ^.Ниж-
ний блок РДТТ отбро-
са ускорителей.
16.Нижняя секция ус-
корителя с соплом.
17.Стержневая ферма
нижней связи ускори-
теля. 18.Тоннельная
треба расходного тру-
бопровода окислителя.
19.Усиленный лонжерон
бака горючего. 20.Бак
горючего второй сту-
пени. 21.Межбаковый
отсек второй степени.
с
••оак окислителя вто-
рой ступени. 23.Пере-
ходный отсек.
^•Третья ступень.
79
Ускорители представляют собой пятисекционные РДТТ длиной
25.91 м и диаметром 3.05 м. Корпус ускорителя образуется стен-
ками секций, верхним днищем и секцией с соплом. Заряд верхней
секции имеет звездообразный канал, остальные - круглые каналы,
постепенно расширяющиеся к соплу. Воспламенение основного заря-
да обеспечивается тремя пусковыми РДТТ, установленными в кана-
ле. Отсечка тяги осуществляется вскрытием вышибных заглушек на
верхнем днище. Тяга каждого РДТТ равна 522 т, время работы 117
секунд. Длина каждой средней секции равна 3.2 м. Корпус секции
изготавливается из стали Д6 АС, толщина стенки 12.7 мм. Заряд
РДТТ - смесевое топливо (полибутадион, акриловая кислота и ак-
рилонитрил с присадкой алюминиевого порошка с перхлоратом аммо-
ния) . Изнутри на стенку нанесен слой изоляции из каучука с
кремниевым наполнителем.
Сопла ускорителей наклонены под углом 6° к продольной оси
ракеты для уменьшения возмущений от разницы в тяге каждого ус-
корителя.
В закритической части сопла установлены форсунки для впрыс-
ка АТ в струю, обеспечивающего отклонение вектора тяги на угол
до 7° при управлении ракетой в период полета с работающей нуле-
вой ступенью.
Азотный тетраксид подается в сопло из цилиндрического бака
длиной 12.2 м и диаметром 0.9 мм. установленного на поверхности
нижней части ускорителя. Подача компонента вытеснительная, дав-
ление наддува 77 кг/см2, наддув бака осуществляется гелием, на-
ходящимся в шаровом баллоне, установленном выше бака с АТ. Бак.
шаровой баллон и арматура управления закрыты обтекателем.
На торце передней секции ускорителя установлена коническад
верхняя юбка со сферическим обтекателем, выполненная в виде
тонкостенной подкрепленной оболочки, к которой крепятся стержни
верхней связи ускорителя с корпусом ракеты "Титан-2". Стержни
верхней связи соединяются с верхним шпангоутом переходника меж-
ду ступенями ракеты "Титан-2" с помощью разрывных болтов и пе-
редают только поперечные нагрузки от ускорителя.
К секции с соплом крепится нижняя юбка, выполненная в виде
жесткой тонкостенной подкрепленной оболочки, на которой закреп-
лены стержневые кронштейны нижнего узла крепления к ракете "Ти-
80
Рис.9 к'оис'груктиаио-компоновоциая са
/.Центральный блок первой ступени. //.]
///.Вторая ступень. /^.Третья ступень. V.
полезной нагрузки.
1,Бак горючего. 2.Хвостовои отсек. З.Ма
Д.Силовой конус. 5.Переднее днище бака
горючего. 7.РасходныИ трубопровод горю
окислителя. 9.Воронкогаситель. Ю.Дая
12.Люк-лаз. 13.ДПК. 14.Коллектор наддува.
16.Датчик контроля уровня заправки. 17.К|
центральным блоком. 18.Нормальный шпаь
2О.Маршевый ЖРД второй ступени. 21.Хвос
структивно-компоновочная схема ракеты ’Протон-К .
(I блок первой ступени. //.Боковой блок первой ступени,
упень. /У.Третья ступень. У.Разгонный блок. '//.Обтекатель
'рузки.
?го. 2.Хвостовой отсек. З.Маршевый ЖРД первой ступени,
нус. 5.Переднее днище бака горючего. 6.Нижнее днище бака
"асходный трубопровод горючего. в.Расходный трубопровод
9,Воронкогаситель. Ю.Датчик СОБ. И.Датчик ОКТ.
З.ДПК. 14.Коллектор наддува. ^.Демпфирующая перегородка,
нтроля уровня заправки. 17.Кронштейн крепления тяг связи с
I блоком. 18.Нормальный шпангоут. 19.Усиленный шпангоут.
I ЖРД второй ступени. 21.Хвостовой отсек. 22.Бак горючего.
23.Бак окислител I. 24.Переходной отсек. 25.Балки крепления ЖРД.
26.Совмещенное ; нище. 2 7. Люк-лаз. 28.Датчик системы контроля уровня
заправки. 29.Да4чик СОБ. ЗО.Коллектор наддува. 31.Воронкогаситель.
32.Коническая оболочка рамы ДУ. ЗЗ.Тормозной РДТТ. 34."Юбка"
топливного отсека. ЗЗ.Переходной отсек. Зб.Маршевый ЖРД. 37.Газоход
отвода газов рулевого ЖРД. ЗЗ.Рулевой ЖРД. 39.Хвостовой отсек.
40.Расходный трубопровод горючего рулевого ЖРД. 41.Расходный
трубопровод горючего маршевого ЖРД. 42.Тормозной РДТТ. 43.Бак
горючего. 44.Совмещенное днище. 4э.Воронкогаситель. 4б.Бак окислителя.
47. Люк-лаз. ~48.Ускорительные РДТТ. 49.Датчик системы контроля уровня
заправки. ЗО.Коллектор наддува. 51.Переходный отсек. э2.Ферменый
переходник. ЗЗЛяга связи с центральным блоком.
Рис.9 Конструктивно-компоновочная схема ракеты "Протон-К".
/.Центральный блок первой ступени. //.Боковой блок первой ступени.
///.Вторая ступень. /'/.Третья ступень. /.Разгонный блок. //.Обтекатель
полезной нагрузки.
1.Бак горючего. 2.Хвостовой отсек. З.Маршевый ЖРД первой ступени.
Д.Силовой конус. 5.Переднее днище бака горючего. 6.Нижнее днище бака
3 горючего. 7.Расходный трубопровод горючего. в.Расходный трубопровод
окислителя. 9.Воронкогаситель. Ю.Датчик СОБ. Ц.Датчик ОКТ.
12.Люк-лаз. 13.ДПК. 14.Коллектор наддува. ^.Демпфирующая перегородка.
1б.Датчик контроля уровня заправки. 17.Кронштейн крепления тяг связи с
центральным блоком. 18.Нормальный шпангоут. 19.Усиленный шпангоут.
2О.Маршевый ЖРД второй ступени. 21.Хвостовой отсек. 22.Бак горючего.
23.Бак окислителя. 24.Переходной отсек. 2э.Балки крепления ЖРД.
26.совмещенное днище. 27.Люк-лаз. 28.Датчик системы контроля уровня
заправки. 29.Датчик СОБ. ЗО.Коллектор наддува. 31.Воронкогаситель.
32.Коническая оболочка рамы ДУ. ЗЗ.Тормозной РДТТ. 34.”Юбка"
топливного отсека. 35.Переходной отсек. Зб.Маршевый ЖРД. 37.Газоход
отвода газов рулевого ЖРД. 38.Рулевой ЖРД. 39.Хвостовой отсек.
40.Расходныи трубопровод горючего рулевого ЖРД, 41.Расходный
трубопровод горючего маршевого ЖРД. 42.Тормозной РДТТ. 43.Бак
горючего. 44.Совмещенное днище. 45.Воронкогаситель. 46.Бак окислителя.
47.Люк-лаз.^48.Ускорительные РДТТ. 49.Датчик системы контроля уровня
заправки. эО.Коллектор наддува. 51.Переходный отсек. 52.Ферменый
переходник. 53.Тяга связи с центральным блоком.
25.
как
сек
пос
да
ле.
ве{
сек
И 31
РД1
pHJ
ни:
кр<
pai
KOJ
ка
до
во
ДЛ
ни
ле
хо
ша
ве
то
ве
ве
да
ре
же
ле
тан-2". Кронштейны закреплены на усиленном нижнем торцевом
шпангоуте юбки бака горючего первой ступени ракеты "Титан-2" с
помощью разрывных пироболтов и передают как продольные, так и
поперечные нагрузки. Всего имеется восемь узлов крепления ТТУ к
базовой ракете. На носовом конусе и на нижней юбке каждого ус-
корителя размещены два блока РДТТ (по четыре в блоке), предназ-
наченные для отбрасывания ускорителей после окончания их рабо-
ты. Внутри нижней юбки расположены агрегаты управления впрыском
АТ в закритическую часть сопла, элементы ПГС и источники пита-
ния.
Модификация ракеты "Титан-2" производится в связи с необхо-
димостью усиления конструкции первой ступени и повышения энер-
гетических возможностей носителя.
Длина первой ступени увеличена до 22.25 м. На ней установ-
лены два ЖРД LR 87-AJ-II тягой по 99.2 т на Земле (по 119.3 т в
пустоте). Удельная тяга на Земле равна 254.0 кгс/кг. в пустоте
302 кгс/кг. Продолжительность работы двигательной установки 146
с. Давление в камере сгорания 56.9 кг/см2. площадь критического
сечения сопла 1181 см2. Расширение сопла равно 15. Соотношение
компонентов 1.915.
При работе РДТТ ускорителей возникают потоки горячего газа,
направленные к ЖРД первой ступени. Поэтому на хвостовом отсеке
устанавливается защитный кожух, массой 227 кг, предохраняющий
ЖРД от нагрева и эррозии. Кроме того, на закритической части
сопел устанавливаются защитные рубашки из рефразила.
В днище кожуха имеются отверстия для сопловых блоков с
эластичными уплотнениями, обеспечивающими исключение прорыва
газов внутрь хвостового отсека при качании двигателей. На боко-
вой поверхности кожуха предусмотрены люки для обслуживания ЖРД.
В критическом сечении сопел ЖРД установлены заглушки, пре-
дотвращающие попадание газов, истекающих из РДТТ при полете с
ускорителями, внутрь ЖРД. Увеличена до 8.4 мм толщина оболочки
нижней части бака горючего первой ступени, а также до 12 мм
толщина панелей переходного отсека между первой и второй ступе-
нями. Бак горючего подкреплен четыремя лонжеронами для восприя-
тия продольных нагрузок, действующих в местах крепления ферм
Ускорителей.
81
Длина второй ступени увеличена на 1.7 м. в результате чего
масса в заправленном состоянии возросла до 33.16 т. На ступени
установлен ЖРД LR91-AJ-II тягой в пустоте 45.4 т. Удельная тяга
в пустоте 318 кгс/кг. давление в камере сгорания 58.1 кг/см2.
Площадь критического сечения сопла равна 419.4 см2, степень
расширения сопла 49.2. Соотношение компонентов топлива 1.79.
Продолжительность работы ЖРД 206 с.
В качестве третьей ступени в ракетах "Титан-3" используется
ракета "Транстейда”. разработанная фирмой "Мартин-Мариетта".
Ступень имеет длину 4.9 м. диаметр 3.0 м, стартовую массу 13 т.
В качестве двигательной установки используются два ЖРД
LR-10-138. Тяга двигательной установки равна Рп = 7.26 т. Дви-
гатели работают на топливе "Аэрозин-50" и АТ. Максимальное вре-
мя работы двигателей - 440 с.
Ракета "Транстейда" состоит из двигательного отсека с топ-
ливными баками и двигательной установкой и отсека оборудования.
Топливные баки изготавливаются из титанового сплава. Бак
горючего имеет длину 4.1 м. диаметр 1.2 м, бак окислителя соот-
ветственно 3.63 м и 1.52 м. Баки установлены параллельно друг
другу на раме двигательной установки. Баки теплоизолированы,
теплоизоляция состоит из чередующихся слоев стальной фольги и
стеклоткани.
Система подачи компонентов вытеснительная, что позволяет
обеспечить многократное включение (до 10-12 раз).
Камеры сгорания и сопла двигателей изготавливаются из стек-
лопластика. Диаметр критического сечения сопла 19 см. выходного
сечения 120 см. Сопла имеют неохлажденные насадки, изготовлен-
ные из ниобиевого сплава.
Коммерческая ракета "Титан-3” разработана в качестве замены
ракеты "Титан-340". Ракета "Титан-3" имеет конструктивно-компо-
новочную схему, аналогичную схеме ракеты "Титан-ЗС" и "Ти-
тан -34D".
В ходе модификации ракеты-носителя "Титан-340" доработаны
следующие элементы ракеты.
Твердотопливные ускорители (ТТУ) диаметром Зм и длиной 27.6
м имеют пять секций длиной 3 м и одну дополнительную полусекцию
длиной 1.7 м; развивают суммарную тягу 1267 т (удельный импульс
.82
равен 265.2 кгс/кг).
Отделение ТТУ от первой ступени путем подрыва пироболтов в
связях производится в момент, когда перегрузка, действующая на
ракету-носитель, упадет в период сброса тяги ТТУ до величины
пх=1-3.
Форсированы двигатели первой и второй ступеней, в результа-
те чего тяга двигателя первой ступени повышена до 248 т в пус-
тоте (удельная тяга 301.6 кгс/кг), а двигателя второй ступени
до 47 т (удельная тяга 316.6 кгс/кг).
Увеличена длина первой ступени на 1.75 м. второй ступени на
0.43 м за счет удлинения топливных баков. Введена система над-
дува топливных баков горючего обеих ступеней, основанная на от-
боре для наддува газа из ГГ ТНА. его охлаждения за счет баллас-
тирования его горючим. Наддув бака окислителя осуществляется
парами АТ, испаряемого в испарителе.
При полете ракеты-носителя "Титан-3" окислитель первой сту-
пени вырабатывается полностью. Полный расход окислителя обеспе-
чивает плавный спад тяги двигателей первой ступени.
Основные технические характеристики ракеты-носителя "Ти-
тан-3" приведены в табл.1.
В 1985 г. фирмой "Мартин-Мариетта" началась разработка ра-
кеты-носителя "Титан-4" ("Титан-340-7"). В качестве базовой ра-
кеты при проектировании ракеты "Титан-4" использована модифика-
ция ракеты "Титан-2". Ракета-носитель "Титан-4" рассматривается
как дополнение к многоразовому транспортному космическому комп-
лексу "Спейс Шаттл", и поэтому эта ракета-носитель получила
название "Дополняющая одноразовая ракета-носитель" (CELV)
(Complementary Expendable Launch Vehicle).
Ракета "Титан-4", как и "Титан-ЗС". является многоступенча-
той ракетой-носителем комбинированной конструктивно-компоновоч-
ной схемы. В качестве первой ступени используются два твердо-
топливных ускорителя, установленные параллельно модифицирован-
ной ракете "Титан-2". В качестве четвертой ступени первоначаль-
но предполагалось использовать только ракету "Центавр-G", дви-
гатели которой работают на жидких кислороде и водороде. В даль-
нейшем фирма-изготовитель рассмотрела возможность установки в
качестве последних ступеней различные варианты ракет с ЖРД в
83
зависимости от задач, решаемых при использовании ракеты-носите-
ля "Титан-4".
Таблица 1
Основные технические характеристики ракеты-носителя "Титан-3"
Полная длина | I (без пол. нагрузки)| | 47.2 I 1 ।
Стартовая масса. 1 1 Т I Г 680.4 1 1
Ступень 1 1 I ТТУ | 1нулевая | (ступень| I ступень 1 1 II ступень 1 1 1
Диаметр одного ТТУ. м 1 1 1 з.о 1 1 1 3.0 1 1 3.0 1 1
Длина, м 1 1 | 27.9 | I I 24.0 1 | 9.4 1
Топливо 1 1 I твердое|N4 04+аэрозин- 1 -501 04 +аэрозин-50 1
Тяга в пустоте, т 1 1 12633.5 | 1 1 1 । 248 1 1 47 1 1
Удельная тяга в пустоте, кгс/кг I 1 1265.2 | 1 1 30Г.6 1 1 316.6 1
Твердотопливные ускорители нулевой ступени собираются не из
пяти секций РДТТ, используемых в ракете - в ускорителях ракеты
"Титан-ЗС". а из семи секций. В результате длина ускорителей
возросла до 34.4 м, а суммарный импульс ускорителей первой сту-
пени достиг 1448. 7* 105 кгс/кг. Базовая ракета "Титан-2" подверг-
лась дальнейшей модернизации, в основном связанной с увеличени-
ем объемов топливных отсеков ступеней и повышением мощности
ЖРД. Длина первой жидкостной ступени возросла до 26.3 м, а вто-
рой - до 9.8 м.
На первой ступени базовой ракеты "Титан-2" устанавливается
84
ЖРД LR 87-AJ-IIA с тягой в пустоте, равной 123.8 т. Вторая сту-
пень базовой ракеты оснащена жидкостным ракетным двигателем LR
87-AJ-IIA, имеющим тягу В пустоте 47.2 т.
Вместе со ступенью "Трастейдж" PH "Титан-ЗС" способна вы-
вести на низкую круговую орбиту с наклонением 28.5° полезную
нагрузку 13 т, на низкую круговую полярную орбиту - 9.5 т, на
геостационарную орбиту - 1.43 т.
При использовании в качестве третьей ступени ракеты "Цен-
тавр-5" PH "Титан-4" может выводить на низкую орбиту, близкую к
круговой (148X176 км) с наклонением 28.5" полезную нагрузку
массой 17.7 т. на круговую полярную орбиту высотой 240 км -
16.8 т. на геостационарную орбиту до 4.5 т.
Таким образом, применение навесных твердотопливных ускори-
телей позволяет расширить возможности базовой ракеты, значи-
тельно увеличивая ее размерность, причем затраты на модерниза-
цию существенно меньше, чем на создание новой ракеты увеличен-
ной размерности.
ГЛАВА 4
ЦЕЛЬ - ПОЛЕТ НА ЛУНУ
В начале шестидесятых годов программа посещения Луны была
объявлена в США национальной программой. Хотя в СССР прямо не
говорилось о подобной программе, однако работы по созданию
комплекса, обеспечивающего посещение Луны, были развернуты
очень широко.
Для реализации задачи посещения Луны требовалось ре-
шить огромное число научно-технических, технологических, орга-
низационных и политических проблем и в первую очередь создать
уникальную ракету-носитель, способную вывести на околозем-
ную орбиту невероятную по тем временам полезную нагрузку - око-
ло 100 т.
В США для этих целей была разработана ракета "Сатурн -5". в
СССР - ракета Н-1.
85
§4.1 Конструкция ракеты "Сатурн -5"
Ракета-носитель "Сатурн -5". схема компоновки которой пока-
зана на рис. 13, является фактически специализированной раке-
той, созданной только для вывода лунного комплекса на орбиту
ожидания. Несмотря на некоторый определенный задел ракет, до
сих пор ни одна из них для выполнения каких-либо других задач
не использовалась. Это объясняется тем. что ракета рассчитыва-
лась на использование в строго определенных условиях с нагруз-
кой. имеющей фиксированные характеристики. Кроме того, ракета,
как уникальное сооружение, имеет очень высокую стоимость, что
делает неэффективным ее использование для решения других задач.
Ракета имеет три ступени, соединение ступеней выполнено по
схеме "тандем". Разделение ступеней осуществляется по "холодной
схеме”. Управляющие силы в полете создаются при работе первой и
второй ступени за счет поворота четырех качающихся периферийных
двигателей, что позволяет осуществить управление во всех плос-
костях. На третьей ступени управление в плоскостях тангажа и
рыскания производится за счет поворота маршевого двигателя, а в
плоскости крена - тягой двух блоков специальных рулевых двига-
телей.
Первая ступень S-IC и вторая ступень S-II имеют одинако-
вый диаметр, равный 10.06 м. а третья ступень S-IVB. являющая-
ся модернизированной ступенью ракеты "Сатурн -IB", имеет диа-
метр 6. 6 м.
Основные характеристики каждой ступени приведены в табл.2.
Первая ступень S-IC (рис. 14) состоит из бака окислителя,
бака горючего, межбакового переходного отсека, хвостового отсе-
ка и двигательной установки.
Бак окислителя несущий, цилиндрической формы со сферически-
ми днищами. Длина бака 19.5 м. Цилиндрическая часть бака состо-
ит из четырех кольцевых секций. Каждая секция сваривается из
листов шириной 3 м и длиной 7.9 м. изготовленных из алюминиево-
го сплава 2219-Т87. Исходная толщина листа 51 мм. Путем фрезе-
рования толщина листа доводится до 4.6 мм. При фрезеровании ос-
таются Т-образные продольные силовые элементы, шаг между кото-
рыми равен 254 мм. Для подкрепления цилиндрической обечайки
86
Рис.13 Общий вид ракеты "Сатурн-5".
1.Первая ступень "S-/C". 2.Вторая ступень "S-f/". З.Третья сту-
пень "S-/VB". Д.Лунный корабль "APOLLO”.
87
Таблица 2
Характеристики ступеней ракеты "Сатурн -5"
Характеристики ступеней “1 1 । Ступе н и
1 I S-IC S-II """ 1 1 S-IVB 1
1 1 1 2 3 т 1 4 i
Стартовая масса (т) 1 12344(2248) 1 499.5(479.2) 117.5
Масса конструкции (т) Геометрические размеры I 144(133) 1 37.5(36 2)| 13.3 1
- длина (м) 1 42.1 1 24.8 |21.2 с пере- Iходником
- диаметр (м) I 10.06 10.06 |6.2
Двигательная установка |5 ЖРД F-I 5 ЖРД J- 2 | ЖРД J-2
Тяга маршевых двигателей ( т) 3400+3% 453.5(520) 190.7(92.5)
Время работы маршевых I 160 390 I многократное
двигателей (сек) 1 I включение
1 I 498 с
Топливо 1 Керосин RP- -1+жидкий водород+
ЖИДКИЙ кислород
Удельный импульс (сек) - в пустоте 1 I 308+1.0 390 ' 1 1 436
- на Земле | 260+0.9 - 1 -
Соотношение компонентов | 2.25 5.0 1 5.0
Емкость баков (м3) 1 1
- окислителя I 125 35.6 1
- горючего Масса заправляемых | 76.8 1 109.5 1 1
компонентов (т) 2200(2115) 465(443) 1 104.2
- окислителя 1 1572 362 I 83.36
- горючего | 628 93 I 20.84
Давление наддува баков (атм) 1
- окислителя 11.33+0.07 2.85 12.54-2.74
- горючего 11.93*0.23 -J 2.0512. 15 12.97-2.16 1
88
внутри устанавливаются мощные шпангоуты высотой 813 мм и с ша-
гом 1016 мм. Для облегчения шпангоутов на их боковых стенках
имеются большие отверстия, площадь которых составляет не менее
20% площади стенки. Кроме силовой функции шпангоуты выполняют
функции подавления "всплескивания" продольных колебаний окисли-
теля.
Полусферические днища бака окислителя изготавливаются из
восьми секторов. Каждый сектор выполнен из листа толщиной 25 мм
путем формовки давлением. Днище и цилиндрическая обечайка при-
вариваются к распорному шпангоуту с поперечным сечением специ-
альной формы. К шпангоуту присоединяется также сваркой стыко-
вочный шпангоут для соединения бака с верхней юбкой и межбако-
вым переходным отсеком.
Внутри бака окислителя параллельно стенкам бака установ-
лены четыре датчика уровня окислителя системы ОКТ, измеря-
ющие текущий уровень окислителя в полете. Для точного из-
мерения уровня окислителя в момент заправки на верх-
нем днище установлен прецезионный датчик. Для точного из-
мерения остатков компонента перед выключением двига-
телей на нижнем днище также установлен прецизионный дат-
чик уровня окислителя. На нижнем днище имеется пять забор-
ных патрубков для подсоединения расходных трубопроводов пода-
чи окислителя к маршевым двигателям. Один из патрубков разме-
щен в центре бака; остальные равномерно по окружности диамет-
ром около 2.5 м. Диаметр расходного трубопровода равен 508 мм,
толщина стенки - 3.2 мм. Над каждым заборным патрубком установ-
лен воронкогаситель.
Для гашения поперечных колебаний окислителя и предотвраще-
ния вихревого течения окислителя вблизи нижнего днища установ-
лены крестообразно две продольные перегородки. Внутри бака
вблизи нижнего днища на стенке бака установлены «Tapipe сфери-
ческих баллона с жидким гелием.
На верхнем днище бака окислителя имеются отверстияидля под-
соединения трубопровода, соединяющего полость бака с ДПК. уста-
новленным на стенке верхней юбки бака, и отверстие для подвода
газа наддува к диффузору распыла газифицированного кислорода
89
при наддуве.
Бак горючего первой ступени несущий, цилиндрической формы,
имеет два полусферических днища. Длина бака 13 м, объем равен
658 м3. Цилиндрическая часть бака собирается с помощью сварки
из двух кольцевых секций. Каждая секция сваривается из листов
алюминиевого сплава, аналогичных по размерам листам, используе-
мым для сборки бака окислителя. Однако для бака горючего на
листах выфрезеровываются Т-образные стрингеры с меньшей шириной
полки; шаг между стрингерами также уменьшен до 152 мм. а толщи-
на обшивки увеличена до 6.4 мм. Это объясняется тем. что осевые
нагрузки, действующие на бак горючего, более значительные, чем
на бак окислителя, и необходимо повысить критические напряжения
стенок бака. Внутри бака установлены шпангоуты, по назначению и
конструкции аналогичные промежуточным шпангоутам бака окислите-
ля. однако ширина меньше, а шаг равен 1700 мм.
Через бак проходит пять расходных трубопроводов окислителя.
Во избежание переохлаждения горючего в зоне, примыкающей к тру-
бопроводу. последние проложены в тоннельных трубах диаметром
610 мм. Толщина стенки тоннельной трубы равна 3.2 мм. Во избе-
жание потери устойчивости трубы от действия внешнего избыточно-
го давления, трубы изготовлены с кольцевыми зигами.
Конструкция днищ бака горючего аналогична конструкции днищ
бака окислителя. Однако для уменьшения остатков незабора горю-
чего днище имеет специальную форму, несколько отличающуюся от
полусферы. На нижнем днище имеется 15 отверстий, из них пять
для прохода расходных трубопроводов окислителя и десять для
подсоединения заборных трубопроводов горючего. Отверстия для
расходных трубопроводов окислителя к периферийным двигателям
расположены вблизи стенок бака, а отверстие для расходного тру-
бопровода горючего находится в центре днища. Вокруг этого от-
верстия равномерно расположены патрубки для подсоединения рас-
ходных трубопроводов горючего, имеющих диаметр 305 мм и толщину
стенки 3.2 мм. На входе в каждый трубопровод установлен кони-
ческий воронкогаситель. Для предотвращения вихревого течения
горючего и подавления поперечных колебаний жидкости на конечном
участке полета первой ступени в нижней части бака установлены
крестообразно две продольные перегородки.
90
В центральной части бака вдоль всего бака установлен датчик
измерения текущего расхода горючего; в верхней части бака уста-
новлен датчик контроля уровня заправки, а в нижней части - дат-
чик системы ОКТ.
На верхнем днище бака горючего имеется пять отверстий для
расходных трубопроводов окислителя, отверстие для подсоединения
трубопровода для подачи гелия в диффузор наддува бака, установ-
ленный на верхнем днище внутри бака. Для соединения ДПК с по-
лостью бака к верхнему днищу присоединяется трубопровод, для
которого имеется специальное отверстие.
В верхней части бака окислителя к стыковочному шпангоуту
бака присоединяется верхняя цилиндрическая секция (юбка) длиной
3.06 м, выполненная в виде подкрепленной цилиндрической оболоч-
ки и заканчивающаяся передним торцевым шпангоутом ступени. Сек-
ция подкреплена двумя промежуточными шпангоутами, установленны-
ми внутри оболочки с шагом около 1 м. и 216-ю стрингерами П-об-
разного сечения, расположенными снаружи секции. Высота промежу-
точного шпангоута примерно равна 250 мм. а торцевого-550 мм.
Шпангоуты выполнены из алюминиевого сплава 7079-Т6. остальные
элементы конструкции - из сплава 7075-Т6. В оболочке секции
имеется эксплуатационный лючок диаметром 660 мм, расположенный
между торцевым и первым промежуточным шпангоутом. Вырез под лю-
чок прорезает три стрингера, поэтому кромки выреза подкреплены
балочками.
Топливные баки соединяются между собой промежуточным межба-
ковым отсеком, выполненным в виде тонкостенной подкрепленной
оболочки. Отсек имеет длину 5 м. В качестве продольных подкреп-
лений используются 216 стрингеров П-образного сечения, установ-
ленные с наружной стороны оболочки, а в качестве поперечных
подкрепляющих элементов - шесть промежуточных и два торцевых
внутренних шпангоута. Оболочка, стрингеры и шпангоуты изготов-
лены из сплава 7075-Т6. Внутри промежуточного межбакового отсе-
ка размещены некоторые приборы управления,, заправочно-сливные
коммуникации окислителя, дренажные клапаны горючего.
К заднему торцевому шпангоуту бака горючего присоединяется
хвостовой отсек. Корпус отсека изготовлен в виде подкрепленной
тонкостенной цилиндрической оболочки. Длина оболочки 7 м. диа-
91
L
.л
г
метр - 10.06 м. Оболочка подкреплена продольным силовым набором £
и имеет передний стыковочный и мощный задний торцевой шпангоут,
к которому крепится рама для установки двигателей. Центральный
двигатель закреплен неподвижно в квадратной раме. Рама этого
двигателя крепится к торцевому шпангоуту с помощью четырех ба-
лок. имеющих сечение 0.6 х 0.6 м и длину 2.4 м. Балки располо- Ц
жены во взаимноперпендикулярных плоскостях. В местах пересече- И
ния балок со шпангоутом установлены шарнирные опоры периферий-
ных двигателей. Эти двигатели могут поворачиваться на угол
±3.5°. Для создания усилий для разворота двигателей используют-
ся гидравлические рулевые машины, рабочим телом которых являет-
ся горючее.
Так как периферийные двигатели выходят за габаритные разме-
ры хвостового отсека, то в нижней части обшивки хвостового от-
сека сделаны вырезы, которые закрыты обтекателями (рис. 14).
Обтекатели выполнены в виде конических полуоболочек, подкреп-
ленных продольным и поперечным силовым набором. Вдоль средней
образующей на каждом обтекателе изнутри установлены лонжероны,
на которых закрепляются стабилизаторы площадью 7 м-' каждый.
Стабилизаторы и обтекатели в некоторой степени способствуют
смещению назад центра давления, а стабилизаторы служат для сни-
жения угловых скоростей вращения ракеты вдоль продольной оси.
особенно при возникновении аварийных ситуаций.
Обтекатели примерно на 1.8 м выступают за плоскость торце-
вого шпангоута. Плоскость торцевого сечения обтекателей совпа-
дает с критическими сечениями сопел двигателей. Под обтекателя-
ми размещаются стержневые фермы, которые являются опорами для
гидравлических приводов качания периферийных двигателей. На
каждом двигателе установлено по два привода.
Для торможения первой ступени в процессе ее отделения от
остальной части ракеты в полете используются тормозные РДТТ.
Таких двигателей на первой ступени ракеты установлено восемь.
Тяга каждого двигателя равна 34 т. Двигатели попарно установлены
ны на лонжеронах внутри обтекателей соплами вперед; перед confll
лами двигателей имеются вырезы, закрытые крышками. При запус^И
РДТТ крышки срываются давлением истекающих газов.
Для предотвращения попадания горячих газов, истекающих
92
Рис.14 Конструктивно-компоно-
вочная схема первой ступени
ракеты "Сатурн-5".
/.Бак окислителя. //.Бак горючего.
///.Межбаковый отсек. /'/.Хвостовой
отсек. У .Двигательная установка.
1-Верхнее днище бака окислителя.
2.Нижнее днище бака окислителя.
З.Промежуточные шпангоуты бака
окислителя. Д.Датчики уровня
кислорода. З.Заборное устройство
бака окислителя с воронко-
гасителями. б.Перегородки для
подавления колебаний кислорода.
7. Дренажно-предохранительный
клапан окислителя. 8.Диффузор
распыления газа наддува. 9.Верх-
нее днище бака горючего.
Ю.Нижнее днище бака горючего.
П.Промежуточные шпангоуты бака
горючего. 12.Тоннельные трубы
расходных трубопроводов окисли-
теля. 13.3аборные устройства
расходных трубопроводов горю-
чего. 14.Перегородки для подав-
ления колебаний горючего. 15-Верх-
няя цилиндрическая секция кор-
пуса ракеты. 16.Рама двигательной
установки. 17.Гидроцилиндры при-
вода качания периферийного дви-
гателя. 18.Обтекатель периферий-
ного двигателя. 19.Аэродинами-
ческий стабилизатор. 2О.Панель
хвостового отсека. 21.Тормозные
РДТТ системы разделения первой
ступени. 22.Обтекатель трубопро-
водов ПГС и бортовой кабельной
сети.
93
сопел двигательной установки, внутрь хвостового отсека нижний
торец отсека закрыт тепловым экраном, выполненным из нержавею-
щей стали и имеющим сотовую конструкцию. На заднем торцевом
шпангоуте хвостового отсека установлены четыре стартовые опоры.
Каждый поворотный двигатель имеет кольцевой экран в виде
диска, поворачивающийся вместе с двигателем в неподвижном сфе-
рическом сегменте. Этот экран является частью общего теплового
экрана. Агрегаты двигателя, расположенные ниже жесткого тепло-
вого экрана, закрыты мягким чехлом, изготовленным из стеклово-
локнистых материалов и покрытым никелевой фольгой. Часть чехла,
прилегающего к срезу сопел, имеет теплоизоляцию, выполненную из
армированного проволокой асбеста.
Внутри хвостового отсека размещены агрегаты автоматики топ-
ливных систем горючего и окислителя, заправочно-сливные комму-
никации горючего.
Для снижения вероятности возникновения аварийных ситуаций
при наземной эксплуатации ракеты, двигатели которой работают на
жидком водороде в качестве горючего, считается недопустимым вы-
пускать газообразный водород непосредственно из баков при дре-
наже. Это связано с тем, что возможно соединение водорода с на-
мерзшим в зоне дренажных клапанов окислителем и образование
взрывоопасной смеси. Поэтому дренажные клапаны всех баков водо-
рода с помощью дренажных трубопроводов, проходящих вдоль всей
ракеты, соединяются с выпускными отверстиями., расположенными в
нижней части хвостового отсека. Эти трубопроводы, а также дру-
гие коммуникации и кабельные стволы, проходящие по наружной по-
верхности первой ступени, закрыты специальными обтекателями.
Вторая ступень S-II (рис.15) состоит из топливного отсека,
двигательной установки, размещенной на силовой раме внутри пе-
реходного отсека, и переднего промежуточного отсека (передней
юбки).
Топливный отсек представляет блок баков, в передней части
которого находится бак горючего, а в задней - бак окислителя.
Бак горючего состоит из цилиндрической обечайки, сваренной из
шести секций: пять верхних секций имеют высоту по 2.52 м, а
нижняя секция - высоту 0.81 м. Каждая секция изготавливается из
четырех панелей шириной 7.9 м. Панель выполнена из листа, ис-
94
6
Рис.15 Конструктивно-компоновочная схема второй "S-I/"
ступени ракеты ”Сатурн-5”.
/.Топливный отсек. //.Двигательная установка.
///.Переходный отсек. /^.Передний промежуточный отсек.
1.Бак горючего. 2.Переднее днище бака горючего. З.Разде-
лительное днище топливного отсека. Д.Заднее днище бака
окислителя. 5.Датчики уровня водорода. б.Трубопровод сое-
динения полости бака горючего с ДПК. 7.Расходный трубо-
провод горючего. 8-Заборное устройство окислителя с ворон-
когасителем. 9.Перегородки для подавления колебаний жид-
кости в баке окислителя. Ю.Датчик уровня кислорода.
Н.Юбка топливного отсека. 12.РДТТ для создания перегрузки
при разделении ступеней. 13.Рама двигательной установки.
14.Тепловои экран.
95
ходная толщина которого равна 51 мм. Материал листа - алюминие-
вый сплав 2014-Т6. Фрезерованием получается вафельная панель с
квадратной сеткой. Толщина стенки внутри вафли 3.8 мм. а в зо-
нах, примыкающих к сварным швам, - 6.4 мм.
Переднее днище бака горючего имеет форму эллипсоида враще-
ния и изготавливается из двенадцати секторов длиной около 6.1м
и шириной у основания 2.62 м.
Для предотвращения интенсивного испарения водорода после
заправки по всей поверхности бака горючего изнутри установлена
тепловая изоляция из фенольных сот, заполненных пеноизоциана-
том. Толщина этого слоя 20 мм на верхних пяти секциях и 40 мм -
на нижней секции. Сотовый теплоизолирующий слой покрыт слоистой
нейлоновой обшивкой толщиной 0.3 мм и теплостойкой майларовой
пленкой толщиной 0.05 мм.
Раздельное днище баков для обеспечения сохранения теплового
перепада между емкостями в 90°С в течение всего периода эксплу-
атации в заправленном состоянии выполнено трехслойным, с несу-
щими слоями и заполнителем переменной толщины.
Основой днища является шпангоут сложной Формы, к которому
приваривается обечайка бака горючего, нижний несущий слой раз-
делительного днища, нижнее днище бака окислителя и обечайка
хвостового отсека. Нижний несущий слой имеет толщину у шпангоу-
та 2.7 мм. а в полюсе -5.1 мм. Этот несущий слой представляет
собой тонкостенную оболочку двоякой кривизны и собирается из
секторов. До сборки сектора у основания фрезеруются до получе-
ния с внутренней стороны ромбических вафельных ячеек. Сверху на
нижиий несущий слой нанесен заполнитель из фенольного сотового
заполнителя. Толщина заполнителя у полюса равна 120 мм и посте-
пенно уменьшается до двух миллиметров в зоне сварного шва. сое-
диняющего оболочку со шпангоутом, соты заполнителя днища изго-
товлены из более плотного материала и имеют более мелкую ячей-
ку. чем соты теплоизоляции на остальных стенках бака горючего.
На сотовый заполнитель сверху наклеивается верхний несущий слой
переменной толщины. В полюсе толщина равна 2 мм. у основания -
1 мм.
По наружной кромке на оболочке имеется загиб по все-
му периметру, служащий для сварки слоя с нижней секцией
96
бака горючего.
В процессе изготовления днища происходит вакуумирование по-
лости заполнителя, вследствие чего под действием внешнего дав-
ления сравнительно, тонкий верхний слой хорошо прилегает к сото-
вому заполнителю. После изготовления днища вакуум внутри запол-
нителя сохраняется, что улучшает теплоизоляционные свойства
днища. Кроме хороших теплоизоляционных свойств трехслойное дни-
ще имеет высокие жесткостные свойства, что обеспечивает сохра-
нение формы днища при аварийном перепаде давлений вследствие
падения давления в баке окислителя.
Нижнее днище бака окислителя выполнено в виде эллипсоидной
оболочки, которая приварена к шпангоуту разделительного днища.
Таким образом бак окислителя имеет форму некоторой оболочки
вращения, образованной нижней поверхностью разделительного дни-
ща и нижним днищем.
Внутри бака вдоль стенок по всей длине размещены датчи-
ки уровня водорода. В нижней части бака расположены пять за-
борных устройств для подачи горючего к каждому двигателю и ком-
муникации заправки и слива горючего. На верхнем днище имеют-
ся отверстия для трубопроводов, соединяющих полость бака с ДПК
и магистралями наддува бака. Расходные магистрали горючего про-
ходят по внешней стороне корпуса ступени до входа в хвосто-
вой отсек.
В баке окислителя на нижнем днище в центре установлено об-
щее для всех пяти двигателей заборное устройство с воронкогаси-
телем, из которого выходят расходные трубопроводы окислителя к
каждому двигателю. Непосредственно над заборным устройством
размещены две пересекающиеся под прямым углом вертикальные пе-
регородки, препятствующие образованию вихревого течения кисло-
рода и поперечным колебаниям жидкости в баке в конце работы
двигателей второй ступени. На нижнем днище бака окислителя ус-
тановлены два шпангоута с развитыми полками, которые служат
демпферами продольных колебаний компонеита топлива. В центре
бака вдоль продольной оси установлены датчики расхода окислите-
ля. Магистраль заправки и слива окислителя выходит через нижнее
Днище бака в переходный отсек и оканчивается заправочно-сливным
клапаном.
97
К разделительному днищу сзади приварена короткая гладкая
обечайка с торцевым шпангоутом, являющаяся частью хвостовой от-
сека. К торцевому шпангоуту присоединен переходный отсек ступе-
ни III. который выполняет функции хвостового отсека.
В качестве корпуса переходного отсека используется тонкое- 1
тенная подкрепленная оболочка длиной 5.3 м. Длина отсека выбра-
на из условий размещения двигателя второй ступени и обеспечения
быстрого и надежного разделения ступеней. Продольное подкрепле-
ние оболочки состоит из 216-ти П-образных стрингеров, размещен-
ных с внешней стороны обшивки. В качестве элементов поперечного
силового набора используются 5 промежуточных шпангоутов и два
торцевых. Шаг между промежуточными шпангоутами равен 1.05 м.
Расстояние между задним промежуточным шпангоутом и задним тор-
цевым равно 0.59 м. а между первым промежуточным и передним
торцевым - 0.92 м. Корпус отсека фактически состоит из двух
частей. В плоскости нижнего торцевого шпангоута ступень соеди-
няется с помощью болтов с первой ступенью ракеты в процессе
сборки на стартовом комплексе. А в плоскости пятого промежуточ-
ного шпангоута проходит плоскость разъема между первой и второй
ступенью. То есть после разделения ступеней на корпусе второй
ступени остается только часть переходного отсека, расположенная
выше пятого промежуточного шпангоута. Для обеспечения разделе-
ния в зоне пятого промежуточного шпангоута установлены элементы
разделения.
Основным материалом переходного отсека является алюминиевый
сплав 7075-Т6. Однако в связи с тем. что при работе двигателей
второй ступени часть корпуса промежуточного отсека, остающаяся
на второй ступени, подвержена действию истекающих из сопел га-
зов, полки промежуточных шпангоутов и стрингеры, расположенные
на этой части отсека изготовлены из сплава 2020-6. В корпусе
Отсека имеется большой вырез под эксплуатационный люк размером
1.1 м X 0.63 м. Вырез расположен между вторым и четвертым про-
межуточными шпангоутами. Контур отверстия перерезает третий
промежуточный шпангоут и четыре стрингера. Для компенсации сни-
жения несущей способности ослабленного сечения кромки выреза
подкреплены балочками. Люк закрывается крышкой.
Между четвертым и пятым промежуточными шпангоутами внутри
98
отсека установлены 4 РДТТ тягой по 17 т каждый. Эти двигатели
служат для создания ускорения второй ступени S-II после выклю-
чения двигателей ступени S-IC и обеспечения заполнения заборных
устройств и топливных магистралей ступени S-II и запуска двига-
телей маршевой двигательной установки. Для выхода газов при
включении РДТТ напротив сопел в стенке отсека имеются вырезы,
закрытые крышками. После запуска РДТТ крышки отбрасываются за
счет динамического действия струи газов.
На нижнем днище бака окислителя с внешней стороны установ-
лен конус крепления маршевых двигателей, представляющий собою
подкрепленную продольным и поперечным силовым набором коничес-
кую усеченную оболочку. В местах крепления периферийных двига-
телей имеется по два лонжерона. Все лонжероны в нижней части
оболочки у меньшего основания конуса- объединены с помощью опор-
ных балок крепления центрального двигателя, в результате чего
Образуется жесткая рама.
В сечении, соответствующем плоскости нижнего основания кор-
пуса, установлен теплозащитный экран. Он предназначен для защи-
ты от действия тепловых потоков, возникающих при работе марше-
вой двигательной установки, узлов и агрегатов ступени, разме-
щенных внутри конуса.
Передний переходный отсек (передняя юбка) ступени S-II слу-
жит для соединения второй ступени с переходником третьей ступе-
ни S-IVB. Отсек имеет длину 3 м, выполнен в виде подкрепленной
цилиндрической оболочки, имеющей два торцевых и три промежуточ-
ных шпангоута. Шпангоуты имеют высоту 254 мм. С наружной сторо-
ны обшивки установлены 216 стрингеров П-образного сечения.
Внутри отсека располагаются трубопроводы наддува бака горючего,
трубопровод, соединяющий полость бака горючего с ДПК, сам ДПК
бака горючего и некоторые контейнеры с приборами систем управ-
ления .
Конструкция третьей ступени SIVB ракеты "Сатурн-5" рассмот-
рена в главе 3, где приводится описание ракеты "Сатурн-1В".
Ступени S-II и S-IVB соединяются переходником, выполненным
в виде усеченной конической подкрепленной оболочки, меньшее ос-
нование которой имеет диаметр 6.6 м. а большее - 10.06 м. Длина
переходника равна 5 м. Обшивка переходника подкреплена наружным
99
продольным силовым набором из 144-х П-образных стрингеров.. По- Ч
перечный набор выполнен из двух торцевых и семи промежуточ- j
ных шпангоутов. Толщина обшивки отсека равна 1 мм. При разделе- ,;
нии ступеней S-II и S-IVB переходник остается на ступени S-II. !
то есть плоскость разъема проходит по верхнему торцевому шпан- я
гоуту. Ч
Для торможения корпуса второй ступени внутри переходника на
продольных мощных лонжеронах, расположенных во взаимноперпенди-
кулярных плоскостях, установлены четыре тормозных РДТТ с тягой
по 17 т каждый.
Первый запуск экспериментальной ракеты ’'Сатурн-5’' был про-
изведен 9.11.1967 г с макетом лунного комплекса. Затем был вы-
полнен аналогичный запуск 4.4.1968 г. А 21.12.1968 г с помощью
ракеты "Сатурн-5" был произведен запуск лунного комплекса
"Аполлон", на котором был совершен пилотируемый облет Луны.
После двух испытательных полетов лунных комплексов (ЛК),
запущенных ракетой "Сатурн-5" (3.3.1969 г. и 18.5.1969 г), в
ходе которых отрабатывались перестыковки в космосе, 16.7.1969 г
ракетой "Сатурн-5” был запущен ЛК с тремя астронавтами на бор-
ту. совершивший посадку на Луну и 24.7.1969 г вернувшийся на
Землю. После этого были осуществлены еще пять экспедиций на Лу-
ну, одна из которых была неудачна вследствие аварии на траекто-
рии. Лунный комплекс в течение 11.4-17.4.1970 г облетел Луну и
вернулся на Землю.
С помощью PH "Сатурн-5", которая вместо третьей ступени ос-
нащалась ДОС "Скэйлаб", были осуществлены один полет без экипа-
жа (14.5.1973 г) и три полета ДОС с экипажем (25.5.1973 г,
28.7.1973 г, 16.11.1973 г). То есть всего было произведено 16 Ц
пусков ракеты "Сатурн-5". Аварийных пусков, связанных с несо-.Ц
вершенством конструкции PH, не было.
§ 4.2. Проект ракеты-носителя Н-1
Несмотря на то. что до сих пор всеобъемлющих данных .по про-
екту Н-1 не опубликовано, можно на основе публикации отдельных
100
41 1
характеристик в различных источниках, опыта работы с характе-
ристиками других ракет, теоретических расчетов, получить полное
представление о PH Н-1.
PH Н-1 проектировалась в ОКБ-1 под руководством С.П.Короле-
ва. а изготавливалась в Куйбышевском филиале ОКБ-1, руководите-
лем которого являлся Козлов Д.И. После смерти С.П.Королева
конструкторское бюро стало называться Центральным конструкторс-
ким бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ), которое
возглавил Мишин В.П.
Во-первых, следует отметить, что проработки ракеты велись
задолго до начала официального проектирования. Уже в 1961-62 гг
отрабатывались отдельные агрегаты и их фрагменты, была опреде-
лена основная конструктивно-компоновочная схема ракеты, которая
не менялась в течение всего периода отладки ракеты. Достаточно
сказать, что многие конструктивно-компоновочные схемы были от-
работаны и реализованы в конструкции одной из баллистических
ракет Р-9, некоторое время состоявшей на вооружении и проде-
монстрировавшей хорошие тактико-технические данные, выгодно от-
личающие ракету Р-9 от американского аналога - ракеты "Ти-
тан-1". Недаром все авторы, положительно и отрицательно отзыва-
ющиеся о проекте Н-1, не высказали беспокойства о работе второй
и третьей ступеней ракеты, считая что эти части системы не под-
ведут. т. к. эти ступени были полностью испытаны на огневом
стенде НИИХИММАШ. Да и в целом конструктивно-компоновочная схе-
ма не вызывала сомнения в работоспособности ее. иногда лишь не-
гативно оценивалась с точки зрения весовой оптимизации конс-
трукции.
С каким же заделом начинались работы по ракете Н-1? Во-пер-
вых. имелся значительный по тем временам опыт использования
кислородно-керосиновых двигателей, обладающих более высокими
характеристиками по сравнению с ЖРД. работающими на высококипя-
щих компонентах. Во-вторых, уже было известно, что неэффективно
стремиться получить высокие характеристики несущих баковых
конструкций за счет создания давления наддува при больших диа-
метрах баков, т.к. определяющими по прочности при приемлемых
давлениях наддува становятся кольцевые напряжения. В-третьих,
использование схемы членения ступеней на отдельные параллельные
101
блоки с целью обеспечения транспортировки этих блоков на поли-
гон приводит к резкому снижению весовых параметров конструкции,
как это имеет место на ракете "Протон". В-четвертых, большую
долю веса занимают системы наддува баков и емкости для хранения
компонентов наддува. Поэтому необходимо применять системы над-
дува, использующие основные компоненты, отказавшись от вспомо-
гательных компонентов. В-пятых, использование "холодных" систем
разделения ступеней усложняет схему разделения, увеличивает по-
тери энергии при разделении, требует увеличения массы конструк-
ции и топлива. В-шестых, выяснилось, что для ракет, атмосферная
часть АУТ которых составляет малую часть от всего активного
участка, потери скорости при некотором обоснованном пренебреже-
нии аэродинамической формой не столь велики по сравнению с воз-
можным выигрышем в массе при принятии неудобных в аэродинами-
ческом отношении решений. И, наконец, уже имеющиеся надежные
ЖРД были построены по открытой схеме, в результате чего имели
низкую удельную тягу несмотря на относительно высокие давления
в камере сгорания, включали сложную многоэлементную систему ре-
гулирования и управления с приводом автоматики от сжатого газа
или электромагнитов. Последнее явилось следствием традиционного
желания "посмотреть" на старте, как начал работать двигатель, и
при неудовлетворенном мнении прекратить пуск.
К чему же следовало идти при решении задачи сверхтяжелой по
тем временам ракеты-носителя?
Необходимо было делать ракету с минимальным членением на
блоки, агрегаты. А это означало, что блоки первых ступеней,
имеющие диаметр не менее 10 м, невозможно транспортировать по
железной дороге в собранном виде, и их надо собирать и испыты-
вать на полигоне "по-заводскому". Так как диаметры баковых от-
секов очень велики, то нецелесообразно делать их несущими, ина-
че это потребует сложнейшего оборудования для создания конс-
трукции. обеспечивающей достаточную критическую силу при прием-
лемой массе, мощного прессового оборудования, автоматизирован-
ных станков для механической обработки после сборки, гальвани-
ческого и термического оборудования. Целесообразно использовать
гладкий бак простейшей формы, позволяющий получить максимальный
выигрыш в массе, как емкость при использовании минимального
102
комплекта технологического оборудования на полигоне.
А передачу усилия вдоль ракеты производить с одной стороны
через сравнительно короткие межбаковые и хвостовые отсеки, со-
бираемые с помощью болтовых соединений, а с другой стороны -
через стержневые конструкции в качестве переходных отсеков,
обеспечивающих простое "огневое" разделение ступеней и являющи-
еся более простыми в технологическом отношении по сравнению с
оболочечными конструкциями.
Кроме того, проведение сборочных работ из крупных блоков в
условиях полигона могло быть осуществлено лишь при широком ис-
пользовании болтовых и болт-заклепочных соединений. Все это.
безусловно, увеличивало массу конструкции, поэтому для обеспе-
чения высокой удельной несущей способности элементов использо-
вались новые по тем временам высокопрочные алюминиевые сплавы
В93. В95 для изготовления элементов конструкции сухих отсеков,
фитингов, стрингеров, шпангоутов, сталь 25ХСНВФА для крепежных
деталей, применены заклепки высокого сопротивления срезу со
стальным сердечником.
Значительный выигрыш в стартовой массе ракеты может быть
получен при использовании переохлажденного кислорода, т.к. в
этом случае удельный вес компонента может быть увеличен на
20-25% и приблизится к удельному весу высококипящих окислите-
лей.
И. конечно, трудно обосновать рекомендации по применению
высококипящих компонентов для ракеты, имеющей на борту более
полутора тысяч тонн высокотоксичных продуктов, не только с эко-
логической точки зрения, но и с психологической точки зрения
членов экипажа. Ведь в случае аварии на старте даже при наличии
надежной системы аварийного спасения просто некуда будет спа-
саться.
И, наконец, необходимо было создать хотя бы для первой сту-
пени двигатель закрытой схемы на низкокипящих компонентах с тя-
гой на одну камеру не менее 500 т. т.е. в 5-10 раз более мощный
любого имеющегося тогда двигателя на низкокипящих компонентах.
Все эти соображения и использованы при создании ракеты-но-
сителя Н-1. Единственным неопределенным барьером в конструкции
ракеты осталась двигательная установка первой ступени, состоя-
щая первоначально из 24-х. а затем из 30 автономных двигателей,
дающих на Земле тягу Ро = 147 т каждый. Надежную работу и синх-
ронизацию в составе ДУ в итоге обеспечить не удалось.
§ 4.3. Конструкция ракеты-носителя Н-1
В исходном варианте проекта Н-1Л-1 ракета-носитель состояла
из трех ступеней и полезной нагрузки массой 75 т. выводимой на
орбиту высотой 550 км. Стартовая масса ракеты равнялась 2200 т.
Для обеспечения необходимой тяговооруженности на первой ступени
устанавливались по кольцу 24 ЖРД конструкции ОКБ-276. Главным
Конструктором этого ОКБ был Кузнецов Н. Двигатели работали на
жидком кислороде и керосине ( К = 2.5 ) . имели закрытую схему.
Тяга каждого двигателя на Земле равнялась 147 т. удельная тяга
на Земле составляла Руд1 = 297 кг*с/кг, в пустоте Рудг = 331 кг*
с/кг. Суммарная тяга двигателей первой ступени на Земле равня-
лась Ро1= 3530 т. Следовательно, тяговооруженность первой суб-
ракеты равнялась Nol= 1.605.
На базе ракеты Н-1 первоначально предполагалось создание
целого семейства ракет различного назначения. Это ракета Н-2 с
использованием второй, третьей и четвертой ступеней, имеющая
стартовую массу 700 т. с полезной нагрузкой 20 т, ракета Н-3,
включающая третью и четвертую ступени со стартовой массой 200
т. и полезной нагрузкой 5 т. Имелись проекты ракет большей раз-
мерности. чем исходная, форсированные, с полезной нагрузкой 120
т и 165 т.
То есть конструктивно-компоновочная схема и параметры вхо-
дящих в нее блоков позволяли создать ряд ракет разной размер-
ности. что делало создаваемую ракету действительно универсаль-
ной, и обеспечить более долгую жизнь, чем даже у ракеты Р7.
Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта
"Сатурн-Аполлон" в США, направленных на создание комплекса для
полета к Луне трех астронавтов, посадки на Луну двух из них,
возвращение всех астронавтов на Землю, основной упор в работах
с ракетой Н-1 был сделан на проектирование лунного комплекса с
полезной нагрузкой, выводимой иа орбиту высотой 220 км, не ме-
104
Рис.1б Конструктивно-компоновочная схема ракеты til-ЛЗ. 1К
/.Первая ступень. //.Вторая ступень. ///.Третья ступень. ко
1,21,35.Хвостовой отсек. 2Двигателп внешнего ряда. З.Двигатели 14,
внутреннего ряда. 4,Э1,46.Бак горючего. 5,34,45.Межбаковый отсек, i те
6,35.Переходная ферма. 7,23,38.Основная коническая оболочка хвостового 17,
отсека. 8.Рама внешнего ряда двигателей. 9.3адний теплозащитный ок
экран. 10.24,39.Внутренняя коническая оболочка рамы двигателей. 47
Рис.1б Конструктивно-компоновочная схема ракеты Н1-ЛЗ.
!ервая ступень. //.Вторая ступень. ///.Третья ступень.
1,35.Хвостовой отсек. 2.Двигатели внешнего ряда. З.Двигатели
утреннего ряда. 4,31,46.Вак горючего. 5,34,45.Межбаковый отсек.
^.Переходная ферма. 7,23,38.Основная коническая оболочка хвостового
сека. 8.Рама внешнего ряда двигателей. 9.3адний теплозащитный
ран. 1О,24,39.Внутренняя коническая оболочка рамы двигателей.
11-Аэродинамические решетчатые стабилизаторы. 12,28,41-Основное силовое
кольцо. 13.Силовое кольцо рамы внутреннего ряда двигателей.
14,ЗЗ.Обтекатель расходного трубопровода горючего. 15,29,42-Кронштейн
термостата бака окислителя. 16,Э2,44.Расходный трубопровод горючего.
17,30,43.Бак окислителя. 18.Датчик СОВ. ШПок-л”. 2О.ДПК бака
окислителя. 22,4О.Маршевые двигатели. 26.Теплозащитныи экран.
4/.Теплозащитный экран бака горючего.
Рис.1б Конструктивно-компоновочная схема ракеты Н1-ЛЗ. Н^Аэродинамические решетчатые стабилизаторы. 12,28,41-Основное силовое
/.Первая ступень. //.Вторая ступень. ///.Третья ступень кольцо. 13.Силовое кольцо рамы внутреннего ряда двигателей
1.21,35.Хвостовой отсек. 2.Двигателй внешнего ряда. З.Двигатели ; 14,ЗЗ.Обтекатель расходного трубопровода горючего. 15,29,42.КронштеГН-
внутреннего ряда. 4,31,46.Бак горючего. 5,34,45.Межбаковый отсек. 1 термостата бака окислителя. 16,Э2,44.Расходный трубопровод горючего
6,35.Переходная ферма. 7,23,38.0сновная коническая оболочка хвостового 17,30,43.Бак окислителя. 18.Датчик СОБ. 19.Люк-л«->. 2О.ДПК бак®
отсека. 8.Рама внешнего ряда двигателей. 9.3адний теплозащитный окислителя. 22,4О.Мяршевые двигатели. 26.Теплозащитный экран
экран. 10.24.39.Внутренняя коническая оболочка рамы двигателей. 4/.Теплозащитный экран бака горючего.
щая первона
дающих на 3
ронизацию в
В исход
из трех сту
орбиту высо
для обеспеч
устанавлива
Конструктор
жидком кисл
Тяга каждог
на Земле со
с/кг. Сумм
лась Ро ( = 3
ракеты равн
На базе
целого семе
использован
стартовую м
включающая
т, и полезн
мерности, ч
т и 165 т.
То есть
дящих в н
ности, что
ной, и обес
Однако i
" Сатурн-Апо.
полета к Jlyi
возвращение
с ракетой Н
полезной на:
104
нее 95 т. Для решения задачи летный вариант ракеты-носителя
Н-1Л-3 (рис. 16) выполнен в виде трехступенчатой ракеты, соб-
ранной по схеме "тандем”. Общая длина ракеты без полезной наг-
рузки равнялась 64.4 м, диаметр максимальный по заднему торце-
вому шпангоуту хвостового отсека первой ступени 17 м (с изделия
N7 - 16 м) , диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута
третьей ступени 6 м. Стартовая масса ракеты Мо1= 2750 - 2820 т.
тяга двигательной установки на Земле равна 4420 т. Длина ракеты
с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101 м. Стартовая масса
второй субракеты без обтекателя и сбрасываемых при разделении
первой ступенью панелей хвостового отсека второй ступени равна
858 т. Тяга двигателей второй субракеты Рп2 = 1344 т. Следова-
тельно, тяговооруженность второй субракеты равна Nol= 1.58, что
значительно отличается от оптимальных значений тяговооруженнос-
тей вторых субракет многоступенчатых ракет.
При запуске двигателей второй субракеты сбрасывается голов-
ной обтекатель полезной нагрузки массой 17- т, имеющей длину
16 м.
Стартовая масса третьей субракеты без сбрасываемых при раз-
делении со второй ступенью равна Go3= 279 т. Тяга двигательной
установки третьей субракеты Рп3= 180 т, тяговооруженность No3=
0.646.
В качестве компонентов топлива используется переохлажденный
кислород плотностью 1.250 т/м3. окислитель и керосин с плот-
ностью 0.8 т/м3 - горючее. Соотношение компонентов К= 2.52.
Первая ступень длиной =31 м состоит из хвостового отсека,
двигательной установки, бака горючего, межбакового отсека, бака
Окислителя и ферменного переходника. Масса конструкции ступени
180.8 т.
Двигательная установка ракеты варианта Л-3 состоит из 30
ЖРД 8А52 (11Д111) с тягой на Земле каждый 147 т, установленных
неподвижно по двум концентрическим окружностям. В наружном ря-
ду, имеющем радиус =6.7 м с шагом 15° располагается 24 двигате-
ля; во внутреннем с радиусом 1.8 м и шагом 60° - остальные 6
двигателей. Двигатели имеют закрытую схему, развивают удельную
тягу на Земле - 297 кг*с/кг. в пустоте - 318 кг*с/кг. Турбина
ТНА приводится во вращение "кислым" газом, вырабатываемым в ГГ.
105
работающим с большим избытком окислителя. Двигатели имеют широ-
кие пределы регулирования за счет изменения коэффициента избыт-
ка окислителя в ГГ. а следовательно, и изменения числа оборотов
ТНА.
Регулирование тяги оппозитно установленных во внешнем ряду
двигателей позволяет создавать управляющий момент относительно
оси, симметрично которой расположены оппозитные двигатели. Та-
ким образом можно осуществить управление по тангажу и рысканию.
Управление по каналу крена осуществлялось первоначально до из-
делия №7 двенадцатью установленными на хвостовом отсеке попар-
но рулевыми соплами, направленными в разные стороны по каса-
тельной к образующей хвостового отсека. С изделия №7 для уп-
равления по крену использовался рулевой двигатель, имеющий 12
камер тягой по Рр= 1245 кг каждая, расположенных также попарно
соплами в разные стороны, как и рулевые сопла.
Тяговооруженность первой субракеты No;= 1.54 позволяет осу-
ществлять полет при выходе из строя 3-х двигателей. При этом
система синхронизации двигательной установки должна немедленно
отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания
момента, опрокидывающего ракету.
Хвостовой отсек имеет длину 7.2 м. Диаметр переднего стыко-
вочного шпангоута 14 м, заднего 17 м (до изделия №7). С изде-
лия №7 диаметр заднего торцевого шпангоута уменьшен до 16 м
для снижения газодинамических перегрузок на теплозащиту хвосто-
вого отсека.
Отсек состоит из следующих составных частей:
- основной конической оболочки;
- рамы внешнего ряда двигателей;
- теплозащитного экрана внешнего ряда двигателей;
- внутренней конической оболочки;
- рамы внутреннего ряда двигателей;
- теплозащитного экрана внутреннего ряда двигателей.
Основная коническая оболочка служит для передачи на ракету
усилий от 24-х двигателей внешнего ряда. Обшивка оболочки подк-
реплена тремя промежуточными шпангоутами замкнутого П-образного
сечения , 168 стрингерами. Все силовые элементы оболочки выпол-
нены из сплава В95Т ( №7 ). К переднему торцевому шпангоуту
106
оболочки крепится силовое кольцо бака окислителя, а на заднем
торцевом шпангоуте установлена рама внешнего ряда двигателей.
Внешняя часть рамы образуется оболочкой сложной формы: передняя
часть коническая, большее основание конуса направлено назад, а
задняя - цилиндрическая ( №7 ) . Оболочка внешней части рамы
имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоут. Обшивка
толщиной 3 мм и стрингеры выполнены из сплава В95Т.
Внутренняя часть рамы образуется конической оболочкой вра-
щения. причем большее основание конуса направлено вперед, обо-
лочка имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоуты.
Передние торцы оболочек рамы закреплены на общем переднем
торцевом шпангоуте, соединяемом с основной конической оболоч-
кой.
Между двумя передними промежуточными шпангоутами рамы уста-
новлено силовое кольцо, на котором крепятся двигатели внешнего
ряда.
На заднем промежуточном шпангоуте оболочки внешней части
рамы крепится 6 неподвижных решетчатых стабилизатора ( №7 ) ,
обеспечивающие повышение статической устойчивости ракеты и 12
пар двигателей управления по крену.
Между задними торцевыми шпангоутами размещен теплозащитный
экран внешнего ряда двигателей, имеющий форму торообразного
кольца. Экран выполнен из оболочки из сплава В95Т. на которую с
внешней стороны нанесен слой сотопласта, играющий роль теплои-
золятора. С наружной стороны на сотопласт закреплен лист из ас-
ботекстолита с нанесенной на него фольгой, отполированной для
увеличения отражательной способности. Так как двигатели укреп-
лены неподвижно, то легко решается вопрос обеспечения герметич-
ности теплозащитного экрана.
Внутренняя коническая оболочка служит для передачи на раке-
ту 6-ти двигателей внутреннего ряда: оболочка обращена большим
основанием вперед и состоит из обшивки, двух торцевых шпангоу-
тов и стрингерного набора. Материал оболочки - сплав В95Т. Пе-
редним торцевым шпангоутом оболочка крепится к силовому кольцу,
а на заднем шпангоуте установлено силовое кольцо, на котором
размещены через 60° шесть двигателей внутреннего ряда. Силовое
кольцо имеет сложное коробчатое сечение, набранное из плоских и
107
цилиндрических элементов.
На заднем торцевом шпангоуте внутренней части рамы установ-
лен теплозащитный экран внутреннего ряда двигателей, имеющий
сферическую форму. Конструкция экрана аналогична конструкции
теплозащитного экрана внешнего ряда. На этом же шпангоуте зак-
реплены шесть стояночных опор ракеты.
В оболочках хвостового отсека имеется ряд люков, служащих
для доступа внутрь отсека. Люки закрываются крышками.
Внутри хвостового отсека размещаются кроме двигателей рас-
ходные трубопроводы компонентов, пусковые клапаны, обеспечиваю-
щие раздачу компонентов, поступающих по расходным магистралям,
отсечные клапаны, приборы и оборудование, обеспечивающие нор-
мальную работу ПГС первой ступени ракеты.
В верхней части оболочки имеется 6 отверстий для прохода
расходных магистралей Горючего, идущих по внешней поверхности
бака окислителя. Расходные трубопроводы закрыты обтекателями.
На переднем торцевом шпангоуте установлено силовое кольцо,
имеющее диаметр 14. м и собираемое на полигоне из шести частей с
помощью болтового соединения. Размер каждой части (длина 7.32
м) обеспечивает возможность их транспортировки с завода-изгото-
вителя по железной дороге.
Силовое кольцо служит основным силовым элементом первой
ступени ракеты, который обеспечивает замыкание всех силовых по-
токов. действующих со стороны всех вышележащих частей ракеты и
силы тяжести двигательной установки.
Кольцо выполнено в виде пространственной конструкции трапе-
цеидального сечения и состоит из наружной и внутренней, обшивки,
соединенных в кольцевом направлении наборными торцевыми шпанго-
утами. В поперечном направлении кольцо подкреплено диафрагмами.
На кольце равномерно по окружности установлено 48 кронштейнов
термомостов, передающих на кольцо нагрузку с бака окислителя и
обеспечивающих термоизоляцию бака. В зоне установки кронштейнов
термомостов диафрагмы усилены, а сами кронштейны подкреплены
растяжками ("уздечками") из стали Х18 НЭТ. Каждая из транспор-
тировочных частей кольца заканчивается по торцам стыковочными
диафрагмами; стыковка двух соседних частей кольца производится
108
da
с помощью трех болтов.
На силовое кольцо спереди крепится бак окислителя и межба-
ковый отсек первой ступени.
Бак окислителя сферический, имеет объем 1100 м3. диаметр
сферы 12.8 м. В экваториальном сечении бака установлен мощный
шпангоут, к которому прикреплены 48 термомостов, входящих в
кронштейны силового кольца. Оболочка бака гладкая, неподкреп-
ленная. В задней части бака в зоне полюса равномерно располага-
ются по окружности 15 отверстий, к которым прикреплены расход-
ные трубопроводы окислителя. Каждый трубопровод обеспечивает
подачу окислителя к паре оппозитных двигателей. На входе в каж-
дое отверстие установлены профилированные воронкогасители. Обо-
лочка бака гладкая, неподкрепленная.
По наружной поверхности бака проложены шесть расходных тру-
бопроводов. по которым подается горючее из бака в двигатель.
Диаметр каждого трубопровода =270 мм; трубопроводы выходят из
межбакового отсека за теоретический обод ракеты, огибают бак
окислителя и входят в хвостовой отсек. Каждый трубопровод пред-
назначен для подачи горючего в четыре двигателя наружного ряда
и один двигатель внутреннего ряда.
Внутри бака в верхней части смонтирован датчик заправки
компонента, а вдоль всего бака проложен датчик системы СОБ. В
полюсе переднего днища имеется люк-лаз. закрытый крышкой, вбли-
зи полюса установлен дренажно-предохранительный клапан. Внутри,
в зоне, прилегающей к полюсу, установлен распылитель газа над-
дува бака, к которому подходит трубопровод, подающий газ от ис-
парителя кислорода.
Межбаковый отсек первой ступени выполнен в виде тонкостен-
ной подкрепленной продольным (168 стрингеров) и поперечным (7
промежуточных шпангоутов) силовым набором слабоконической обо-
лочки с толщиной обшивки 3 мм. Оболочка имеет два силовых тор-
цевых шпангоута, с помощью которых она крепится к силовым шпан-
гоутам баков горючего и окислителя. Диаметр заднего шпангоута
равен 6.0 м, переднего - 5.5 м. Длина оболочки равна 13.02 м.
Основные силовые элементы оболочки, обшивка и стрингеры изго-
товлены из сплава типа Д16Т (N°3-N°6) и В95-Т (№7).
Для прохода расходных трубопроводов горючего в нижней части
109
отсека имеется шесть вырезов, расположенных по окружности с ша-
гом 60°. Вырезы закрыты обтекателями. Полная длина обтекате-
лей =6 м. ; |
В средней части межбакового отсека имеются люки для доступа ' 1
внутрь отсека при обслуживании ракеты, а также вырезы для выхо- |
да ДПК бака окислителя. |
На переднем торцевом шпангоуте межбакового отсека установ- |
лен бак горючего первой ступени. Я
Бак горючего имеет объем &80 м3, выполнен в виде сферы ра-
диусом =5.45 м с экваториальными вставками; в экваториальном
сечении установлен мощный силовой шпангоут. К шпангоуту прива-
рены полуоболочки бака, выполненные в виде сегментов из алюми-
ниевого сплава АМг 6. В нижней полуоболочке вварена пластина с
шестью профилированными отверстиями, к которым приварены горло-
вины расходных трубопроводов. На входах в расходные трубопрово-
ды установлены воронкогасители. В верхней полуоболочке имеются
отверстия для присоединения дренажного трубопровода, соединяю-
щего полость бака с ДПК, и ввода трубопровода наддува бака.
Трубопровод наддува оканчивается распылителем газа наддува. В
зоне установки распылителя толщина оболочки бака увеличена, так
как стенка нагревается газом наддува и снижает свои прочностные
свойства. Кроме того, в полуоболочке имеются гермовводы кабелей
датчиков уровня компонента и датчика СОБ.
Датчик уровня заправки компонента установлен на кронштейнах
в верхней части бака, а датчик СОБ проходит вдоль продольной
оси бака через весь бак.
Толщина оболочки бака переменная. Верхняя полуоболочка вы-
полнена в виде трехслойной конструкции, наружный слой которой
изготовлен из асботекстолита, а заполнитель - из стеклосотоп-
ласта. Внутренним несущим слоем является металлическая оболочка
бака. , Применение подобной конструкции связано с необходимостью
защиты стенки бака от воздействия струи газов, вытекающих из
двигателей второй ступени при их запуске в процессе разделения
ступеней. Наружный слой является теплозащитным покрытием абли-
рующего типа, а стеклосотопласт выполняет функции теплоизоля-
тора.
Бак горючего крепится к переднему торцевому шпангоуту меж-
ПО
бакового отсека с помощью 24-х узлов подвески. Спереди к перед-
нему торцевому шпангоуту межбакового отсека присоединяется
стержневая переходная ферма. Ферма имеет 24 узла и изготовлена
из прямолинейных стержней круглого сечения диаметром 200 мм и
толщиной стенок 3 мм. Промежуточное кольцо изготовлено из таких
же стержней круглого сечения, а торцевые кольца - из стержней
швеллерного сечения. Материал трубчатых стержней - сталь ЭИ
712. Диаметр колец *42 м. Узлы фермы сделаны по принципу "отра-
женной волны", сварены с литыми узлами встык.
На переднем торцевом шпангоуте фермы устанавливается вторая
ступень ракеты. Соединение с хвостовым отсеком производится с
помощью 24-х разрывных болтов.
В полете бак горючего наддувается до давления 0.8 кг/см2
для обеспечения необходимого давления компонента на входе в на-
сос горючего. Для наддува используется генераторный газ, темпе-
ратура которого снижается путем балластировки горючим в специ-
альном смесителе.
Вторая ступень ракеты Н-I состоит из хвостового отсека,
двигательной установки, бака окислителя, межбакового отсека,
бака горючего, ферменного переходника между второй и третьей
ступенью. Длина ступени 23 м, масса конструкции второй ступени
равна Gh =52.2 т.
Двигательная установка IIB52 состоит из восьми расположен-
ных по кольцу с шагом 45° двигателей ПДП2 с тягой в пустоте
168 т каждый. Удельная тяга двигателя в пустоте равна
Руд п=325кг*с/кг. Двигатели являются высотной модификацией дви-
гателей ПДШ. В качестве компонентов топлива используется пе-
реохлажденный кислород 7=1.250 т/м3 и керосин при К=2.52. Дви-
гатели выполнены по закрытой схеме, высота каждого двигателя
2.34 м, диаметр на выходе из сопла 2 м. Масса каждого двигателя
без заливки компонентом равна 1.35 т. Давление на выходе из
сопла равно 0.59 кг/см2, давление в камере сгорания рк=80
кг/см2. Подача компонентов турбонасосная. В качестве рабочего
тела турбины используются основные компоненты топлива. Рабочее
тепло вырабатывается в IT при а<<1. Температура газа в ГГ
830QK. Регулирование тяги двигателя производится путем измене-
ния соотношения компонентов топлива, подаваемых в ГГ. Запуск
III
двигателей производится пиростартерами, воспламенение топлива -
пирозажиганием.
Двигатели ПДП2 установлены на раме двигательного отсека
неподвижно. Управляющие моменты в плоскости тангажа и рыскания
создаются за счет дросселирования и форсирования оппозитных
двигателей. Управление по каналу тяги крена осуществляется во-
семью реактивными двигателями малой тяги, расположенными попар-
но соплами в разные стороны на раме двигательного отсека с ша-
гом в 90°.
Для наддува бака горючего используется генераторный газ,
температура которого понижается в специальном смесителе, в ко-
торый подается горючее. Наддув бака окислителя осуществляется
газифицированным кислородом. Газификация производится в специ-
альном теплообменнике.
Хвостовой отсек состоит из следующих основных частей:
- основной оболочки, служащей для передачи нагрузок от вы-
шележащих частей ракеты второй субракеты на первую сту-
пень;
- внутренней конической оболочки, обращенной большим осно-
ванием вперед. Образующей двигательный отсек и служащей
для передачи тяги двигателей второй ступени на конструк-
цию второй субракеты;
- силового кольца крепления двигательной установки второй
ступени:
- теплозащитного экрана, предназначенного для защиты обору-
дования. расположенного внутри двигательного отсека, от
тепловых потоков, идущих от струй второй ступени.
Основная оболочка выполнена в виде слабоконической подкреп-
ленной оболочки, разделенной продольными сечениями на три сек-
ции. Каждая секция подкреплена шестью промежуточными и двумя
торцевыми поперечными элементами, образующими шпангоуты; в про-
дольном направлении секция подкрепляется 32 стрингерами короб-
чатого сечения. Вдоль каждого продольного торца секции установ-
лен лонжерон. Обшивка отсека имеет толщину 3 мм. Материал об-
шивки и стрингеров - сплав Д16Т. Шпангоуты установлены на спин-
ках стрингеров.
Секции соединяются между собою пироболтами, образуя замкну-
тую оболочку. Оболочка соединяется с передним торцевым шпангоу-
том переходной фермы первой ступени 24-мя пироболтами по 8 на
каждой секции. На переднем торцевом шпангоуте оболочки закреп-
лено с помощью 24-х разрывных болтов силовое кольцо. При разде-
лении первой и второй ступеней после запуска ДУ второй ступени
подается команда на отделение от первой ступени и сброс основ-
ной оболочки хвостового отсека второй ступени. Секции хвостово-
го отсека расталкиваются пружинными толкателями, установленными
на продольных стыках секций.
Внутренняя коническая оболочка двигательного отсека конс-
труктивно делится продольными сечениями на восемь силовых и во-
семь несиловых панелей. Силовые панели расположены в сечениях
установки двигателей, имеют большую толщину.5=3 мм и более мощ-
ные П-образные стрингеры 8 шт. Несиловые панели образованы лис-
том и восемью профилями бульбообразного профиля.
Оболочка подкреплена двумя торцевыми и двумя промежуточными
шпангоутами.
На заднем торцевом шпангоуте оболочки двигательного отсека
установлено силовое кольцо, образуемое передним шпангоутом
уголкового сечения, задним наборным шпангоутом и стержнями рамы
двигателей. Задний шпангоут состоит из кольцевого листа, восьми
площадок толщиной 7 мм из сплава Д16Т, к которым крепятся рамы
двигателей и уголковых шпангоутов. Соединение переднего и зад-
него шпангоутов силового кольца осуществляется короткой кони-
ческой оболочкой. Внутри отсека кроме двигателей располагаются
расходные трубопроводы, элементы автоматики, приборы и оборудо-
вание, обеспечивающие работу ДУ и ПГС ступени.
На кольцевом листе заднего шпангоута двигательного отсека
закреплен плоский круглый теплозащитный экран, по конструкции
аналогичный экрану первой ступени. В оболочках хвостового отсе-
ка имеется ряд люков для доступа внутрь отсека, закрытых крыш-
ками.
Основным силовым элементом, соединяющим хвостовой отсек,
бак окислителя и вышележащие части ракеты, является сило-
вое кольцо, по конструкции аналогичное силовому кольцу пер-
вой ступени. В связи с меньшим радиусом диаметр кольца ра-
вен =10 м, кольцо разделяется конструктивно только на три
ИЗ
транспортабельные части, а не на шесть, как кольцо первой сту-
пени.
Бак окислителя второй ступени объемом «300 м3, выполнен в
виде сферы диаметром 8.4 м. Конструкция бака аналогична конс-
трукции бака окислителя первой ступени. Крепление бака на сило-
вом кольце осуществляется с помощью 48-ми термомостов. В отли-
чие от бака окислителя первой ступени в нижней части бака вто-
рой ступени имеется всего восемь отверстий для подсоединения
расходных трубопроводов окислителя, идущих к каждому из двига-
телей ПДП2.
Спереди к силовому кольцу крепится межбаковый отсек второй
ступени длиной =6.4 м. Отсек выполнен в виде подкрепленной ко-
нической оболочки. Толщина обшивки 5=3 мм. материал обшивки -
сплав Д16Т. В качестве продольного подкрепляющего элемента ис-
пользуются 96 стрингеров. Поперечное подкрепление состоит из
двух торцевых и шести подвесных промежуточных шпангоутов короб-
чатого сечения. Стрингеры и промежуточные шпангоуты выполнены
из сплава Д16Т. На переднем торцевом шпангоуте смонтированы 24
узла подвески бака горючего.
Бак горючего второй ступени объемом 155'м! выполнен в виде
сферы радиусом 3.33 м. Конструкция бака аналогична конструкции
бака горючего первой ступени. В задней части бака имеется 4 от-
верстия с воронкогасителями для подсоединения к ним четырех
расходных трубопроводов горючего. Через каждый трубопровод осу-
ществляется подача компонента к двум двигателям. Трубопроводы
огибают бак окислителя второй ступени и выходят на наружную по-
верхность межбакового отсека, обходя бак окислителя, входят
внутрь двигательного отсека. Участки трубопроводов, проходящие
за теоретическим обводом корпуса ракеты, прикрыты четырьмя об-
текателями.
На переднем торцевом шпангоуте межбакового отсека второй
ступени установлена переходная ферма длиной =4 м, по схеме ана-
логичная первой ступени. Двадцать четыре стержня и круглое
среднее кольцо круглого сечения имеют внешний диаметр 150 мм,
толщина стенок 3 мм. Материал труб - сталь ЭИ712.
Наддув бака горючего производится так же. как и на первой
ступени. Третья ступень ракеты Н-1 состоит из хвостового отсе-
114
ка. силового кольца, бака окислителя, межбакового отсека и дви-
гательной установки, включающей четыре двигателя UB52. Тяга
каждого двигателя равна Рп=45 т. Длина ступени =23 м. масса
конструкции ступени примерно равна Gkm = 13.7 т.
Двигатель IIB52 имеет удельную тягу Руд „ = 312 кг*с/кг. В
качестве компонентов топлива используется переохлажденный кис-
лород Кок = 1.25 т/м3 и керосин. Коэффициент избытка окислителя
К=2.52. Время работы двигателя т = 288 с. Расход топлива G3 =
0.581 т/с.
Конструкция хвостового отсека аналогична конструкции хвос-
тового отсека второй ступени и включает основную коническую
оболочку и оболочку двигательного отсека. Отличия связаны с
меньшими размерами хвостового отсека (длина =5 м) и меньшими
нагрузками, действующими на отсек. Толщина обшивки секций ос-
новной конической оболочки 3=2.5 мм. Силовое кольцо двигатель-
ного отсека имеет четыре силовых и четыре несиловых секции, так
как на ступени установлено только четыре двигателя.
Силовое кольцо третьей ступени по конструкции аналогично
силовому кольцу второй ступени и состоит из трех транспорта-
бельных элементов.
Бак окислителя имеет объем 98. 6 м3 и выполнен в виде сферы
радиусом 2.87 м. Крепление бака к силовому кольцу осуществляет-
ся через 48 термомостов. В нижней части бака имеется четыре от-
верстия с заборными устройствами для подсоединения четырех рас-
ходных трубопроводов окислителя.
Межбаковый отсек третьей ступени имеет длину =7 м и выпол-
нен в виде тонкостенной слабоконической оболочки, подкрепленной
продольным и поперечным силовым набором. Материал обшивки и
стрингеров - сплав В95Т. Толщина обшивки переменная, в верхней
части 3=2.0 мм. в нижней - 3=2.2 мм. Продольный силовой.набор
выполнен в виде 72-х стрингеров. Поперечный силовой набор сос-
тоит из двух торцевых шпангоутов и шести подвесных шпангоутов
замкнутого сечения. На переднем торцевом шпангоуте установлены
24 опоры для размещения бака горючего.
Бак горючего третьей ступени имеет объем 61.6 м3 и выполнен
в виде сферы радиусом 2.45 м. По конструкции бак аналогичен ба-
ку горючего второй ступени. Четыре расходных трубопровода го-
115
рючего. огибая бак окислителя , проходят в зазор между баком
окислителя и внешним обводом ракеты. Поэтому трубопроводы, в
отличие от второй ступени, не выходят за теоретический контур
ракеты и проходят через отверстия в силовом кольце непосредс-
твенно в двигательный отсек.
Первый испытательный полет PH "Н-1" был осуществлен
21.02.69 г. После успешного старта на 70-ой секунде полета (вы-
сота 12 км) на борту возник пожар в зоне хвостового отсека. По-
лет был прекращен. При запуске 3.07.69 г произошел взрыв на
стартовом сооружении из-за разрушения ТНА на одном из двигате-
лей первой ступени.
В случае успешного старта этой PH должны были быть осущест-
влены вывод космического корабля "Союз" с экипажем из трех кос-
монавтов с помощью PH "Восток", стыковка на орбите с ЛК "Лунный
Союз", переход в него двух космонавтов для полета к Луне. Тре-
тий космонавт на спускаемом модуле КК "Союз" возвращался на
Землю.
Третий запуск PH "Н-1" 27 июля 1971 г также закончился
взрывом на седьмой секунде над стартовым сооружением из-за зак-
ручивания ракеты вдоль продольной оси вследствие ненормальной
работы двигателей первой ступени.
При четвертом запуске 23.12.1972 г примерно на высоте 40 км
<т=107 с) начались продольные колебания конструкции, разруши-
лись топливные магистрали. Полет был прекращен. После этого ис-
пытания двух готовых ракет были приостановлены, а затем все ра-
боты с проектом "Н-1" прекращены полностью.
Однако полученные в ходе работ результаты были широко ис-
пользованы при создании ряда других ракет, в частности PH
"Энергия", обеспечившие надежный ее запуск при первых двух
пусках.
116
Глава 5. КОНКУРЕНЦИЯ В КОСМОСЕ
5 5.1. Развитие космических технологий в мире
По мере повышения эффективности космической техники, увели-
чения ее экономической отдачи в разных сферах деятельности пе-
редовых стран, интерес к использованию ее результатов начал
проявляться в других странах, не обладающих космической техно-
логией. Однако в связи с большой стоимостью аренды космических
линий связи, метеорологических, навигационных и других косми-
ческих систем, во многих из стран был поставлен вопрос о созда-
нии собственных ИСЗ, КК и средств их доставки в космос. Начали
создаваться системы, космодромы, системы их обслуживания. Ра-
кетная технология начала развиваться в европейских странах,
странах Азии, в последнее время наметился выход в космос от-
дельных стран Южной Америки и Африки. Причем при создании собс-
твенных ракетнокосмических систем ряд стран сразу поставили за-
дачу снижения стоимости вывода единицы массы полезной нагрузки,
используя новейшие достижения науки и техники в области крио-
генной техники, электроники, радиотехники, математики и др. В
результате оптимизации структуры ракетнокосмических систем и
систем эксплуатации удалось создать ракеты-носители конкурент-
носпособные с ракетами-носителями стран-первооткрывательниц
Космоса.
Это в свою очередь заставило страны, обладающие ракет-
но-космической технологией, зачастую решающие те или иные зада-
чи освоения Космоса любой ценой, сделать упор на снижение стои-
мости запуска единицы массы полезной нагрузки, на более широкое
использование в качестве PH боевых МБР, то есть реально оценить
возможности конвертирования боевых ракетных комплексов в целом
или их составляющих для решения в космосе коммерческих задач,
не только за счет ракет, снимаемых с вооружения, но и за счет
вполне современных ракет, но освоенных в производстве и эксплу-
атации. С другой стороны, используя достижения в создании уни-
кальных ракетных систем, как исследовательских, так и боевых,
начали создавать на базе таких систем специализированные ракет-
ные комплексы для коммерческого использования Космоса с уче-
П7
том возможности снижения требований к надежности таких систем,
боеготовности, высокой степени автоматизации. Все это пока поз-
воляет сохранять приоритет в решении задач коммерческого ис-
пользования достижений космической техники в традиционно пере-
довых в этой области странах, но успехи новых ракетно-космичес-
ких держав очевидны.
И в настоящее время уже развернулась конкурентная борьба за
завоевание нового рынка - рынка космических технологий.
5 5.2. Конструкция ракеты "Ариан"
В шестидесятые годы несколько европейских стран объединили
усилия своей науки и техники для решения задачи освоения косми-
ческого пространства. В качестве инструмента для доставки по-
лезной нагрузки в космос была создана ракета "Ариан" первый вы-
пуск которой состоялся 24.12.1979 г. В процессе эксплуатации
этой ракеты разработан и реализован принцип модификации базовой
ракеты. Использование модифицированных ракет позволяет решать
все более сложные задачи освоения космоса при умеренных эконо-
мических затратах. Модификация базовой ракеты проводится до тех
пор. пока не будут максимально использованы все резервы по по-
вышению энергетических возможностей ракеты, выявленные в про-
цессе эксплуатации. И только тогда, когда модификация не может
позволить решить очередные задачи освоения космоса, предлагает-
ся переход к созданию принципиально новой ракеты-носителя. Так,
при использовании в качестве базовой ракеты "Ариан-1”, первона-
чально предназначенной для вывода на переходную орбиту с высо-
той перигея Нп=200 км и высотой апогея На =36000 км полезного
груза массой 1700 кг, после ряда модификаций ("Ариан-2","Ари-
ан-3") создана ракета "Ариан-4", имеющая различные варианты
конструктивно-компоновочной схемы, позволяющей вывести на эту
же орбиту уже 3000 кг полезной нагрузки.
Использование этого принципа позволило существенно снизить
стоимость разработки ракеты последующих модификаций и затрат на
один пуск, что видно из табл. 3. Анализ данных, приведенных в
118
таблице, показывает, что необходимость резкого повышения энер-
гетических возможностей ракеты-носителя и исчерпание техничес-
ких возможностей модификации ракеты типа "Ариан-1” привела к
требованию создания фактически новой ракеты "Ариан-5" и резкому
увеличению стоимости проектирования.
Таблица 3
Сравнительные энергетические и экономические характеристики PH
семейства "Ариан" различных модификаций
Модификация характеристики ракеты "Ариан" 1 2 3 4 5
масса пол. нагрузки, выводимой на орбиту.т
- промежуточную
200 х 36000 км 1.7 1.95 2.35 2.9-3.0 4.75* 6.8
- низкую 200 км 2.5 4.2 8.0* 20
стоимость разработки ракеты, млрд, франков отн. стоимость 4.4 0.36 0.36 0.3-0.35 5-10
пуска ракеты 1.0 0.83 0.65 0.37
* - без третьей ступени
Рассмотрим на примере описания конструкции ракеты "Ариан"
возможные пути совершенствования базовой ракеты.
Ракета "Ариан" (рис. 17) (впоследствии ракета "Ариан-1")
спроектирована и создана по заказу Французского центра по исс-
ледованию космоса (CNES) фирмами стран Западной Европы, входя-
щими в концерн "Арианспейс". Головными фирмами являются:
- по конструкции корпуса первой и второй ступени фирма
"Aerospatiale";.
- по конструкции двигателей первой и второй ступени фирма
SEP;
- по отсеку оборудования фирма "Matra";
119
Рис.17 Конструктивно-компоновоч-
ная схема ракеты ”Ариан-1”.
1.Обтекатель расходного трубо-
провода горючего. 2.Демпфирующая
перегородка. З.У скорптельный
РДТТ. Д.Тормозной РДТТ. б.Хвос-
товой отсек. б.Рама двигателя.
7.Переходный отсек. 8.Тормозные
РДТТ. 9.Переходнып отсек. Ю.Дат-
чик уровня заправки. И.Воронко-
гаситель. 12.Дренажный трубо-
провод ДПК бака окислителя.
13.Ускорительные РДТТ. 14Люк.
15.Т ормозные РДТТ. 1б.ПереходнЫй
отсек. 17.Межбаковый отсек. 18.3а-
борное устройство горючего.
19.Диффузор наддува бака окисли-
теля. 20.Трубопровод наддува бака
окислителя. 21.Обтекатель
расходного трубопровода горючего.
22.Расходный трубопровод окисли-
теля. 23.Обтекатель двигателя.
24.Кронштейн крепления ракеты к
стартовому сооружению. 25.Хвосто-
вой отсек. 2б.Силовая рама дви-
гателя. 27.ЖРД первой ступени.
28.Аэродинамический стабилизатор.
29.Коническая рама двигателя.
ЗО.Торовый бак для воды. ЗЕЗаднее
днище бака окислителя. 32.Цилин-
дрическая обечайка бака окисли-
теля. ЗЗ.Расходные трубопроводы
горючего. 34.Переднее днище бака
окислителя. Зэ.Трубопровод надду-
ва бака горючего. Зб.Цилиндри-
ческая обечайка бака горючего.
37.Диффузор наддува бака горю-
чего. 38.Конический переходный от-
сек. 39.ЖРД второй ступени. 40.Ко-
ническая рама двигателя. 4ЕТоро-
вый бак для воды. 42.Хвостовой
отсек. 43.Бак окислителя. 44.Совме-
щенное днище. 4э.Бак горючего.
Дб.Переднее днище бака. 47.Шар-
баллоны для гелия. 48.ЖРД
третьей ступени. 49.ТНА ЖРД.
эО.Управляющий двигатель малой
тяги. 51.Бак окислителя. 52.Расход-
ный трубопровод горючего.
бЗ.Цилиндрическая обечай-
ка бака горючего. 54.ПереД-
нее днище. S5.Переходный
отсек.
120
- по конструкции третьей ступени фирма "Air Liguide".
В разработке участвуют также фирмы MAN, Дорнье, ERNO и ряд
других. Ракета "Ариан-1" представляет собой трехступенчатую ра-
кету с жидкостными ракетными двигателями, имеющую схему "тан-
дем". Стартовая масса ракеты 208-210 т, начальная тяговооружен-
ность первой субракеты п0=1.175. Общая длина ракеты 47.4 м.
Масса заправляемого топлива 147.6 т. Масса конструкции сухой
ракеты 20.7(19.76) т. Максимальный.диаметр корпуса 3.8 м. Полет
ракеты происходит по следующей программе. Первая субракета
стартует вертикально, в течение 20 с имеет угол тангажа, равный
90°. Через 20 с начинается участок программного разворота. При
полной выработке топлива из баков первой ступени происходит
выключение маршевой двигательной установки и разделение первой
субракеты. Расчетная точка разделения находится на высоте Н=43
км, этой точке соответствует время полета Т=138 с и скорость
VK1=1800 м/с.
Основной двигатель второй субракеты включается после увода
первой ступени на безопасное расстояние. Вторая субракета раз-
деляется аналогично на высоте Н=129 км, расчетное время разде-
ления Т=272 с. скорость Vk2 =4660 м/с.
Выключение маршевого двигателя третьей ступени происходит
при достижении программной скорости VK3 по команде системы уп-
равления. Ошибка в расчетной высоте составляет ±1 км, в расчет-
ной скорости ±5 м/с. После выключения двигателей и увода корпу-
са на безопасное расстояние производится отделение полезного
груза.
Первая ступень имеет индекс L-140. Масса заправленной сту-
пени 159.55 (153.27) т, длина 13.3 м (от среза сопел ЖРД до пе-
реднего стыковочного шпангоута, на котором устанавливается пе-
реходник между первой и второй ступенью). Длина ступени с пере-
ходником 18.387 м. Диаметр корпуса ступени 3.8 м. На ступени
устанавливается маршевая ДУ. состоящая из четырех ЖРД "Ви-
кинг-2". Суммарная тяга двигателей на Земле 244 т, в пустоте
274 т. в качестве компонентов топлива используется НДМГ (горю-
чее) и АТ (окислитель). Коэффициент соотношения компонентов
топлива К=1.873, что соответствует коэффициенту избытка окисли-
121
теля а=0.744. Масса заправляемого топлива 145 т.
Двигатель "Викинг-2" имеет тягу на Земле 61 <60.8) т, в
пустоте 68.4 (69.3) т. Удельная тяга на Земле равна 239
кг*с/кг, в пустоте 278 кг с/кг. Давление в камере сгорания на
Земле равно 5 4кг/см2, в пустоте - 53 кг/смг. Степень расшире-
ния сопла 13.8 . диаметр выходного сечения сопла 1.14 м. Подача
топлива турбонасосная, вращение турбины осуществляется газом,
вырабатываемым в ГГ, работающим на основных компонентах топлива
при коэффициенте избытка окислителя, равном коэффициенту избыт-
ка окислителя основной камеры сгорания. Расход топлива в ГГ 6.7
кг/с. Для снижения температуры генераторного газа до уровня,
обеспечивающего надежную работу лопаток и направляющего аппара-
та турбин, в ГГ вводится вода, используемая также для охлажде-
ния корпуса камеры сгорания ГГ. Для подачи воды имеется специ-
альный насос, вращаемый общей для всего ТНА турбиной. Отрабо-
танный газ после турбины отбрасывается через отбросные сопла в
окружающее пространство. Высота одного двигателя "Викинг-2"
равна 2.87 м, масса 695 кг.
Двигатели закреплены на раме в шарнирных подвесах, обеспе-
чивающих управление положением вектора тяги во всех трех плос-
костях ориентации.
ТНА закреплены на двигателях', вследствие этого в гибких
участках трубопроводов подачи компонентов давление жидкости не-
высокое, что упрощает конструкцию гибких узлов.
Для уменьшения влияния моментов, возникающих вследствие
разности в тяге, создаваемой каждым двигателем, их оси в неотк-
лоненном исходном состоянии повернуты на некоторый угол относи-
тельно продольной оси ракеты. ,В результате векторы тяги всех
двигателей пересекаются в области перемещения центра тяжести
при полете на АУТ первой ступени. Кроме того, такое размещение
двигателей позволяет снизить тепловые потоки к двигателям и
донной части хвостового отсека из области истечения газов.
Двигатели установлены в хвостовом отсеке на крестообразной
силовой раме, закрепленной на торцевом шпангоуте хвостового от-
сека. Корпус имеет длину 1.8 м, выполнен в виде подкрепленной
продольным и поперечным силовым набором тонкостенной цилиндри-
ческой оболочки. Поперечный силовой набор состоит из трех сило-
122
вых и четырех промежуточных шпангоутов. В качестве продольного
силового набора используется 80 наружных стрингеров и 8 мощных
лонжеронов переменного сечения, по два во взаимноперпендикуляр-
ных плоскостях. Лонжероны начинаются в местах присоединения си-
ловой рамы крепления двигателей и проходят до переднего торце-
вого шпангоута хвостового отсека. В этих же плоскостях установ-
лены четыре опорных кронштейна крепления ракеты к стартовому
устройству, представляющие собой мощные балки сложного сечения.
Кронштейны установлены между вторым и третьим силовыми шпангоу-
тами и оканчиваются проушинами с отверстиями, за которые ракета
крепится на стартовом устройстве.
Для обеспечения поворота двигателей при управлении вектором
тяги и снижения тепловых потоков от истекающих газов к наружной
поверхности сопел и заднему торцу хвостового отсека потребова-
лось разнести двигатели от продольной оси ракеты настолько, что
они выступают в сечении заднего торца за контур поперечного се-
чения цилиндрической оболочки хвостового отсека. Это привело к
необходимости установки обтекателей двигателей. Обтекатели
представляют собой конусообразные подкрепленные полуоболочки,
состоящие из четырех секций каждая. Задние торцы третьей секции
обтекателей совпадают с торцевым сечением хвостового отсека.
Четвертая задняя секция длиной 1 м выступает за торцевое сече-
ние хвостового отсека, препятствуя затеканию воздуха из набега-
ющего потока в зону истекающих газов из сопел двигателей. Такая
конструкция обеспечивает снижение тепловых потоков, так как они
препятствуют возникновению дожигания газов вблизи срезов сопел,
смещая эту зону от торца ракеты назад. Поэтому длина обтекате-
лей превышает длину хвостового отсека. Продольный набор обтека-
телей состоит из стрингеров, поперечный - из семи полукруглых
шпангоутов. Для повышения жесткости крестообразной рамы крепле-
ния двигателей на изгиб от действия сил тяги двигателей, центр
рамы опирается на конусообразную оболочку, меньшее основание
которой крепится к центральной части рамы, а большее - к перед-
нему торцевому шпангоуту хвостового отсека.
В передней части хвостового отсека с помощью шестнадцати
опорных кронштейнов, закрепленных на промежуточном шпангоуте,
установлен тороидальный бак для воды, изготовленный из стали.
123
Внутренний диаметр бака равен 0.71 м, наружный 2.7 м. Емкость
бака равна 2.8 м3. Коническая опорная оболочка крестовидной ра-
мы двигательной установки проходит внутри бака для воды.
Для повышения статической устойчивости ракеты при полете на
первом активном участке траектории ракета снабжена четырьмя
стабилизаторами трапециевидной формы, установленными на каждом
из обтекателей в зоне средней секции. Каждый стабилизатор вы-
полнен в виде двухлонжеронного крыла симметричного профиля,
подкрепленного нервюрами. Корневая хорда крыла равна =1.6 м,
концевая =1.0 м. Размах стабилизатора =1.4 м. Площадь каждого
стабилизатора 2.00 мг.
Элементы хвостового отсека, силовая рама двигателя, детали
передней и двух средних секций обтекателей, стабилизаторы вы-
полнены из алюминиевых сплавов. Четвертая секция обтекателя из-
готовлена в виде двухслойной оболочки из термостойких материа-
лов. Передний торцевой шпангоут изготовлен из стали.
Первая ступень ракеты имеет раздельные топливные баки, меж-
ду которыми размещен межбаковый отсек. Бак окислителя установ-
лен в передней части топливного отсека ступени, бак горючего -
в задней части. Оболочки обоих баков выполнены одинаково и име-
ют одинаковые геометрические размеры. Каждый бак состоит из че-
тырех цилиндрических обечаек общей длиной 3971 мм и двух днищ,
имеющих форму эллипсоида вращения с отношением осей, равным
Длина бака между вершинами днищ равна 6780 мм. Днища баков
собираются сваркой из двенадцати секторов. В качестве материала
для изготовления оболочки бака используется сталь 15CDV6. При-
менение стали этой марки позволяет отказаться от термообработки
баков после сварки. Внутренняя поверхность бака покрыта шоопи-
рованным алюминием для предотвращения коррозии стенок при кон-
такте с высокоагрессивными компонентами топлива. Соединение
днищ с цилиндрической обечайкой производится сваркой с помощью
стальных распорных шпангоутов, имеющих сложное поперечное сече-
ние. Ширина шпангоута =0.2 м.
Распорные шпангоуты одновременно являются стыковочными. Для
соединения хвостового отсека с баком горючего используется 140
болтов.
На нижних днищах баков горючего и окислителя в крышке лю-
124
ка-лаза вблизи полюса имеются четыре отверстия, к которым при-
соединяются расходные трубопроводы компонентов. Над каждым от-
верстием установлен воронкогаситель. Применяемая конструкция
заборных устройств обеспечивает величину остатков незабора ком-
понентов топлива в баках ступени, не превышающую 0.57 т.
На верхнем днище каждого бака установлен диффузор наддува
бака, дренажный клапан и датчик контроля уровня заправки компо-
нента.
На наружной поверхности бака горючего проложены трубопрово-
ды наддува баков горючего и окислителя, четыре расходных тру-
бопровода окислителя. Трубопроводы закрепляются на наружной по-
верхности бака с помощью лент и хомутов. Кроме того, на внешней
поверхности баков уложены стволы бортовой кабельной сети, по
которым осуществляется передача сигналов от командных приборов
системы управления к коммутационным приборам, датчикам и испол-
нительным органам, расположенным на первой ступени. Кабельные
стволы защищаются от воздействия набегающего потока воздуха об-
текателями. закрепленными на поверхности бака винтами. На на-
ружной поверхности бака окислителя кроме стволов кабельной сети
уложен трубопровод наддува бака окислителя.
Наддув баков первой ступени перед стартом производится ге-
лием из наземной сети, а в полете газом, отбираемым из ГГ ТНА.
Температура горячего газа равна 400°С. Давление наддува в обоих
баках одинаковое и равно 5 кг/смг.
На ступени имеется по одной заправочной магистрали горючего
и окислителя. Каждая магистраль подсоединена к одному из соот-
ветствующих расходных трубопроводов. Заправочные коммуникации
выведены на донный срез ступени и заканчиваются заправочными
клапанами.
Между передним торцевым шпангоутом бака горючего и задним
торцевым шпангоутом бака окислителя располагается межбаковый
отсек длиной 2850 мм. выполненный в виде подкрепленной силовым
набором цилиндрической оболочки. Продольный силовой набор сос-
тоит из стрингеров, установленных с наружной стороны отсека.
Поперечный набор образован двумя торцевыми и пятью промежуточ-
ными шпангоутами. Шпангоуты изготовлены из стали, остальные
элементы отсека - из алюминиевых сплавов. В оболочке отсека
125
имеются большие вырезы под люки для обслуживания оборудования
внутри отсека. Люки закрыты силовыми крышками. Кроме того, в
оболочке имеются четыре отверстия для ввода внутрь отсека рас-
ходных трубопроводов окислителя и отверстие для магистрали над-
дува бака горючего. Три из отверстий закрываются передними сек-
циями обтекателей трубопроводов окислителя. Под этим обтекате-
лем магистраль наддува бака окислителя, стволы бортовой кабель-
ной сети.
К переднему торцевому шпангоуту бака окислителя пристыкова-
на цилиндрическая переходная секция длиной 1.5 м. Секция выпол-
нена в виде подкрепленной оболочки. Силовой набор состоит из
внешних стрингеров, восьми лонжеронов и двух торцевых шпангоу-
тов. Шпангоуты изготовлены из стали, остальные элементы - из
алюминиевых сплавов. Лонжероны установлены попарно вдоль обра-
зующих секции, расположенных под углом 45° к плоскостям стаби-
лизации. Каждая пара лонжеронов является опорой для тормозного
РДТТ, создающего тормозной импульс первой ступени при разделе-
нии первой и второй ступени. Каждый тормозной РДТТ закрыт обте-
кателем.
К переднему торцевому шпангоуту переходной секции крепится
конический переходник, служащий для соединения первой и второй
ступеней ракеты и для защиты от воздействия внешней среды эле-
ментов конструкции ракеты, расположенных на переднем днище бака
окислителя первой ступени и двигателя второй ступени. Длина пе-
реходника 5.09 м. Нижнее основание имеет диаметр 3.8 м. верхнее
- 2.986 м. Масса переходника 475 кг.
Конический переходник состоит из двух частей: собственно
переходника, длиной 3.3 м от нижнего основания, и хвостового
отсека второй ступени, длиной 1.79 м. На стыке этих частей ус-
тановлен удлиненный коммулятивный заряд, подрыв которого нару-
шает механическую связь между первой и второй ступенями при их
разделении. Переходник выполнен в виде подкрепленной конической
оболочки. Продольное подкрепление осуществляется внешними
стрингерами, поперечное - шпангоутами. Хвостовой отсек второй
ступени имеет два торцевых и два промежуточных шпангоута, а
задняя часть переходника имеет два торцевых и пять промежуточ-
ных шпангоутов. В оболочке задней части между третьим и четвер-
126
тым промежуточными шпангоутами, считая от заднего торца пере-
ходника. имеются три разнесенных под углом 120° люка трапецие-
видной формы, предназначенные для доступа к элементам двигателя
второй ступени при наземной эксплуатации. Для компенсации ос-
лабленного сечения обшивки кромки вырезов под люки подкрепляют-
ся. Люки закрываются силовыми крышками. Все силовые элементы
конструкции переходной секции выполнены из алюминиевых сплавов.
На внутренней поверхности конического переходника проложены
электрические коммуникации.
Вторая ступень имеет индекс L-33. Масса заправленной ступе-
ни 36.3 т. полная длина (от выходного сечения сопла ЖРД до пе-
реднего торцевого сечения ступени) 11.65 м. Расстояние между
задним торцевым шпангоутом хвостового отсека (плоскость разде-
ления) и передним торцевым шпангоутом ступени равно 6.588 м.
Диаметр цилиндрической части равен 2.6 м. диаметр заднего тор-
цевого шпангоута хвостового отсека в плоскости разделения 3.04
м. Масса конструкции 2.2 т. Масса заправляемого топлива 34.1 т.
На ступени установлен один ЖРД "Викинг-4", развивающий тягу в
пустоте 71.2± 0.6 т. В качестве компонентов топлива использует-
ся АТ и НДМГ. Соотношение компонентов топлива такое же, как и
на первой ступени.
Давление в камере сгорания ЖРД Рк=53 кг/смг, степень расши-
рения сопла 21.15. Диаметр выходного сечения сопла равен 1.4 м.
Длина двигателя от среза камеры сгорания до фланцев расходных
трубопроводов - 4.3 м. вес двигателя - 750 кг.
Двигатель закреплен в карданном подвесе конической рамы и
может отклоняться в плоскостях стабилизации 1-Ш и II-IV. соз-
давая управляющие моменты по крену и тангажу. Отклонение двига-
теля осуществляется с помощью двух гидравлических приводов. Для
управления по крену имеется четыре блока реактивных микродвига-
телей, тяга каждого из которых равна четырем килограммам. Дви-
гатели в блоке попарно установлены соплами в разные стороны на
образующих, разнесенных на угол 180°. Блоки микродвигателей ус-
тановлены на поверхности хвостового отсека вблизи переднего
торцевого шпангоута. Векторы тяги блоков направлены по каса-
тельной к кольцевому сечению ступени. Двигатели блоков управле-
ния по крену работают на газе, отбираемом из газогенератора
127
маршевого двигателя. В плоскостях, смещенных относительно точек
установки микродвигателей управления по крену на 45°. установ-
лены четыре РДТТ. предназначенные для создания положительного
ускорения второй ступени, обеспечивающего запуск маршевого ЖРД
при разделении первой и второй ступеней. Разгонные РДТТ имеют
время работы 4 с. Через 8 с после разделения ступеней разгонные
РДТТ сбрасываются.
Коническая силовая рама маршевого двигателя установлена на
нижнем днище бака горючего. Силовая рама представляет собой ко-
ническую оболочку, подкрепленную продольным силовым - набором.
Рама изготовлена из алюминиевого сплава.
Агрегаты подачи компонентов топлива, газогенерации располо-
жены на корпусе камеры сгорания. В их состав входит ТНА горюче-
го. ТНА окислителя и воды. Как и на первой ступени, для привода
во вращение турбин ТНА используется генераторный газ. получае-
мый в ГГ. работающем на основных компонентах топлива при соот-
ношении компонентов, равном соотношению компонентов в камере
маршевого ЖРД. Для снижения температуры газа до величины, обес-
печивающей надежную работу лопаток и направляющих турбин, а
также сопел микродвигателей управления по крену, в ГГ подается
вода. Для размещения необходимого запаса воды в задней части
хвостового отсека между задним торцевым и первым промежуточным
шпангоутами установлен бак, имеющий форму тора. Наружный диа-
метр бака равен 3.1м, объем 1.5 м3. Бак охватывает маршевый
двигатель. Для изготовления бака использован сплав AU5G. Топ-
ливный отсек представляет собой блок баков длиной 6.76 м, раз-
деленных совмещенным днищем. Длина цилиндрической части блока
5.16 м.
В передней части размещается бак окислителя, состоящий из
гладкой цилиндрической оболочки и переднего сферического днища
радиусом 1550 мм. Обечайка имеет два торцевых шпангоута, к пе-
реднему торцевому шпангоуту приварено сферическое днище: к это-'
му же шпангоуту с помощью болтового соединения присоединяется
переходный отсек, соединяющий вторую и третью ступени. Задний
торцевой шпангоут бака окислителя имеет сечение сложной формы.
К нему приваривается с передней стороны обечайка бака окислите-
128
ля. а с задней цилиндрическая обечайка бака горючего. В средней
части к шпангоуту приварено полусферическое разделительное
днище.
На заднем торце обечайки бака горючего, имеющей длину 2.55
м. собранной из двух секций, приварен задний торцевой шпангоут
блока баков. К этому же шпангоуту присоединено заднее днище ба-
ка горючего, имеющего тот же радиус, что и днище бака окислите-
ля. Переднее и заднее днища блока баков изготовлены в виде
цельноштампованной конструкции.
В верхней части бака окислителя в плоскости переднего тор-
цевого шпангоута установлена кольцевая перфорированная перего-
родка. служащая для демпфирования продольных колебаний окисли-
теля. На верхнем днище имеется люк-лаз, закрытый сферической
крышкой. На крышке смонтированы диффузор наддува бака, датчик
контроля уровня заправки компонента. С внешней стороны днища
установлен трубопровод, соединяющий полость бака с ДПК. В полю-
се разделительного днища имеется отверстие для присоединения
расходного трубопровода окислителя. Над отверстием со стороны
полости бака окислителя установлен воронкогаситель.
Внутри бака горючего от полюса разделительного днища под
некоторым углом к оси ракеты проходит расходный трубопровод
окислителя. Трубопровод проходит сквозь нижнее днище в хвосто-
вой отсек к ТНА окислителя. Вдоль трубопровода окислителя в ба-
ке горючего установлен датчик заправки горючего. В полюсе ниж-
него днища бака горючего имеется заборное устройство магистрали
расхода горючего, над входом в которую установлен воронкогаси-
тель. Конструкция заборных устройств обеспечивает высокую сте-
пень использования топлива в баках. После окончания работы дви-
гателя в баках остается 137-210 кг топлива (0.4-0.62% запаса
топлива на ступени).
Наддув баков производится гелием. Гелий размещается в трех
сферических баллонах, установленных в передней юбке ступени.
Здесь же установлены все агрегаты системы наддува. Масса гелия,
запасенного в шарах-баллонах, равна 29 кг. Система наддува
обеспечивает давление в баках, равное 3 кг/см?.
Все несущие элементы топливного отсека изготовлены из алю-
миниевых сплавов.
129
Переходный отсек между второй и третьей ступенями ракеты
"Ариан-1" выполнен в виде подкрепленной цилиндрической оболоч-
ки: масса переходного отсека равна 265 кг. Отсек имеет длину
2.7 м. Силовой набор состоит из наружных стрингеров, двух про-
межуточных и двух торцевых шпангоутов. Торцевые шпангоуты изго-
товлены из стали, остальные элементы конструкции - из алюминие-
вого сплава AUSG. В задней части отсека расположены два тормоз-
ных РДТТ, смещенные один относительно другого на 180°, которые
обеспечивают торможение второй ступени при разделении с третьей
ступенью. РДТТ закрыты обтекателями. На переднем промежуточном
шпангоуте установлен удлиненный коммулятивный заряд. Конструк-
ция шпангоута обеспечивает разделение второй и третьей ступени
при подрыве УКЗ. Третья ступень ракеты "Ариан-1" имеет обозна-
чение Н-7/Н-8. Длина ступени равна 9.1 м (с переходником между
второй и третьей ступенями). Длина ступени от среза сопла ЖРД
до переднего торцевого шпангоута равна 8.346 м. а диаметр сту-
пени 2.6 м. Масса конструкции ступени 1.6 т.
В качестве компонентов топлива используются жидкие водород
и кислород. Коэффициент соотношения компонентов топлива
К=5.125. Масса заправляемого топлива равна восьми тоннам, из
них 1.5 т водорода и 6.5 т кислорода.
На ступени установлен ЖРД НМ-7 с тягой 5.9 т. Удельная тяга
в пустоте 430 кгс/кг. Продолжительность работы двигателя 563 с.
Расход топлива 14 кг/с. Двигатель установлен в карданном подве-
се и может отклоняться в плоскостях тангажа и рыскания, созда-
вая управляющие в этих плоскостях. Насос привода гидросистемы
управления вектором тяги приводится в действие электромотором.
Для управления по каналу крена во время работы маршевого ЖРД и
обеспечения ориентации по всем трем осям используются два блока
реактивных сопел. Каждый блок состоит из трех сопел, ориентиро-
ванных по трем осям связанной системы координат. В качестве ра-
бочего тела используется газообразный водород.
Подача топлива в ЖРД насосная. Для привода во вращение на-
сосов используется турбина мощностью 400 кВт. ТНА двухвальный,
редукторный, на одном валу установлены турбина и насос горюче-
го. Этот блок ТНА имеет 60000 об/мин. Насос окислителя соединен
130
с турбиной через замедляющий редуктор и развивает 13000 об/мин.
Для первоначального запуска ТНА используется пиростартер, рабо-
тающий одну секунду. Для работы турбины в полете используется
газ, вырабатываемый в ГГ. Газогенератор работает на основных
компонентах при <х=0.9. что обеспечивает надежную работу сопло-
вого аппарата и лопаток турбины, так как температура газа на
входе в турбину не превышает 800°С. Расход компонентов в ГГ ра-
вен 0.3 кг/с. Отработанный газ после турбины по специальному
трубопроводу, закрепленному снаружи на камере сгорания, посту-
пает к выходному сечению сопла и выбрасывается во внешнюю сре-
ду. Все агрегаты топливоподачи и регулирования работы двигателя
размещаются на камере сгорания.
Давление в камере сгорания Рк = 30 кг/см?. Степень расшире-
ния сопла 60. Длина камеры двигателя равна 1.76 м. Диаметр вы-
ходного сечения сопла 0.94 м. Отношение длины сопла к длине
собственно камеры сгорания равно 7.1. Масса двигательной уста-
новки НМ-7 составляет 140 кг.
Охлаждение камеры сгорания и сопла осуществляется водоро-
дом. Большая часть водорода (94%) подается в верхнюю часть
тракта охлаждения и, пройдя через него, поступает в головку ка-
меры сгорания. Остальная часть водорода поступает в нижнюю
часть тракта охлаждения, проходит через него и при температуре
1060°К выбрасывается в струю истекающих газов у выходного сече-
ния сопла.
Карданный подвес двигателя закреплен в силовой раме, уста-
новленной на заднем торцевом шпангоуте торцевого отсека "юбке”
топливного отсека. Силовая рама выполнена в виде конической
подкрепленной стрингерами оболочки длиной 1.126 м. Основные си-
ловые элементы рамы изготовлены из алюминиевых сплавов AZ5G. На
раме установлен шаровой баллон для гелия, который заправляется
в баллон при температуре 90°И до давления 200 кг/смг. Гелий ис-
пользуется для наддува бака окислителя. Бак горючего наддувает-
ся газообразным водородом при температуре 150°К, получаемым при
смешении жидкого водорода, отбираемого из расходного трубопро-
вода горючего, и газообразного водорода, который газифицируется
в тракте охлаждения и из тракта подается в смеситель.
В системе управления ступени имеется подсистема регулирова-
131
ния соотношения компонентов топлива, подаваемого в ГГ. Эта под-
система сводит к минимуму разброс соотношения компонентов от
номинального программного значения. В результате обеспечивается
достижение программного значения тяги с высокой точностью, что
позволяет получить точное значение скорости в конце АУТ. В сос-
тав подсистемы входят датчики давления в трубопроводах подачи
компонентов в ГГ, а исполнительными органами являются гидроре-
дукторы.
Топливный отсек длиной 5.8 м состоит из блока баков, имею-
щих совмещенное днище, направленное выпуклостью назад. Впереди
размещается бак горючего, который состоит из гладкой цилиндри-
ческой обечайки длиной 3.47 ми переднего сферического днища.
Цилиндрическая обечайка и переднее днище соединены распор-
ным шпангоутом, к которому приваривается короткая (0.8 м) пе-
редняя переходная секция "юбка'’, служащая для присоединения к
ракете полезной нагрузки. На переднем торце ’’юбки’’ установлен
стальной торцевой шпангоут. Заднее днище бака горючего образу-
ется разделительным днищем. Передней частью шпангоута блок раз-
делительного днища приваривается к цилиндрической обечайке бака
горючего. С задней стороны к шпангоуту приваривается цилиндри-
ческая обечайка бака окислителя, имеющая длину 1.8 м, заканчи-
вающаяся задним распорным шпангоутом. К этому шпангоуту прива-
ривается заднее сферическое днище бака окислителя. Задний рас-
порный шпангоут выполняет функции торцевого и имеет стыковочную
поверхность, к которой с помощью болтов крепится задняя пере-
ходная секция отсека "юбки” длиной 0.45 м. Обечайка цилиндри-
ческих секций, днища, распорные шпангоуты изготовлены из алюми-
ниевого сплава AU4G1. Для уменьшения потерь жидкого водорода
вследствие испарения бак горючего имеет теплоизоляцию из проб- ;
ки, покрытой поливинилхлоридом. Теплоизоляция нанесена как на
цилиндрическую обечайку, так и на днища.
Внутри бака горючего размещены на верхнем днище блок надду-’1
ва и датчик уровня заправки горючего, а также имеется отверстие
для трубопровода, соединяющего полость бака с ДПК. Трубопровод
наддува выведен через верхнее днище в переднюю "юбку". На них- .
нем днище установлен блок заборного устройства с воронкогасите-
лем и датчиком окончания горючего. Расходный трубопровод горю-
132
чего выведен через стенку цилиндрической обечайки на наружную
поверхность топливного отсека. В нижней части бака горючего
имеется перфорированная перегородка, препятствующая возникнове-
нию продольных колебаний горючего. Перегородка закреплена на
кронштейнах, установленных на разделительном днище.
В баке окислителя установлен на верхнем днище датчик уровня
заправки окислителя, кольцевой коллектор для распыления гелия,
используемого для наддува бака.Трубопровод наддува выведен че-
рез цилиндрическую обечайку на наружную поверхность топливного
отсека. Дренажно-предохранительный клапан установлен в верхней
части цилиндрической обечайки бака окислителя.
На нижнем днище бака окислителя в полюсе имеется отверстие
для заборного устройства расходного трубопровода окислителя. На
входе в трубопровод установлен воронкогаситель. Масса остатков
незабора компонентов в ступени равна 67 кг. На цилиндрической
обечайке внутри бака вблизи соединения с нижним днищем имеется
кольцевая демпфирующая перегородка. На входах в расходные тру-
бопроводы окислителя и горючего имеются клапаны, отделяющие по-
лости баков от трубопроводов. Это обеспечивает снижение испаре-
ния компонентов при размещении ракеты на стартовом сооружении в
заправленном состоянии. Клапаны открываются при подаче команды
на пуск ракеты.
Все трубопроводы и элементы бортовой кабельной сети, проло-
женные по наружной поверхности корпуса отсека, закрыты обтека-
телями.
Для создания положительного ускорения третьей субракеты в
процессе разделения на наружной поверхности задней переходной
секции топливного отсека установлены попарно четыре разгонных
РДТТ, закрытые обтекателями. В зоне переднего торцевого шпанго-
ута передней "юбки", соединяющей вторую и третью ступени, уста-
новлен кольцевой коммулятивный заряд, при подрыве которого в
процессе разделения нарушается механическая связь между ступе-
нями.
Приборы управления ракетой "Ариан-1" в основном размещены в
приборном отсеке, представляющем собой тонкостенную подкреплен-
ную цилиндрическую оболочку длиной 1.1 м и диаметром 2.6 м. От-
сек устанавливается на передний торцевой шпангоут третьей
133
ступени и закрепляется болтами. Масса отсека с приборами и обо-
рудованием - 315 кг.
Полезная нагрузка крепится на задний шпангоут приборного
отсека и закрывается обтекателем, имеющим длину 8.6 м. диаметр
3.2 м. Масса обтекателя сбрасывается на АУТ второй ступени на
высоте Н=110 км.
§ 5.3. Особенности модернизированных ракет семейства "Ариан"
Для повышения энергетических возможностей ракеты без введе-
ния существенных конструктивных изменений была проведена модер-
низация ракеты "Ариан-1". Модернизированная ракета получила ин-
декс "Ариан-2".
Модернизация свелась к следующим конструктивным меро-
приятиям:
- повышению тяги на 8-10% двигателя "Викинг-4" за счет
увеличения давления в камере сгорания до 58 кг/см2.
Форсированный двигатель получил индекс "Викинг-5";
- установке сифониых заборных устройств в баках второй
ступени, что позволило снизить остатки незабора топли-
ва до 80 кг;
- увеличению на 1.25 м длины топливного отсека третьей
ступени, что позволило увеличить запас топлива в баках
до 10 т;
- усовершенствованию маршевого двигателя третьей ступени
за счет увеличения давления в камере сгорания до 35
кг/см2. удлинению сопла, что соответствует степени
расширения сопла 80. В результате удельная тяга двига-
телей повысилась и стала равной Рудп=445 кг*с/кг. При
этом тяга двигателя стала равной шести тоннам. Двига-
тель получил индекс Н7.
Модернизированная третья ступень имеет индекс НЮ. В ре-
зультате модернизации стартовая масса ракеты возросла до 210 т,
а время полета на АУТ третьей ступени увеличилось до 700 с.
Весь комплекс мероприятий по модернизации позволил увеличить
массу полезной нагрузки до 1.95 т.
134
Однако повышение давления в камере сгорания двигателя "Ви-
кинг-4" привело к возникновению колебаний тяги и продольных ко-
лебаний конструкции. Для устранения этих колебаний в магистра-
лях горючего и окислителя после ТНА установлены демпферы давле-
ния, выполненные в виде металлических цилиндров с днищами, рас-
положенными коаксильно вокруг участка расходного трубопровода.
В нижней части трубопровода, окруженного оболочкой демпфера,
имеется отверстие, обеспечивающее гидравлическую связь полости
демпфера с трубопроводом. В верхнюю часть демпфера через специ-
альный трубопровод вводится газообразный азот; газовая полость
выполняет роль упругого элемента в гидравлической цепи.
Кроме того, экспериментально установлено, что колебания в
системе подачи топлива в двигатель значительно уменьшаются при
использовании в качестве горючего вместо НДМГ смеси, состоящей
из 25% гидразингидрата и 75% НДМГ. Причем эта смесь имеет прак-
тически одинаковые энергетические и физико-механические харак-
теристики с чистым НДМГ. Смесь получила обозначение UN-25. В
ракете "Ариан-2" на первой и второй ступенях в качестве горюче-
го применяется смесь UN-25.
Дальнейшая модернизация ракеты, проведенная с целью повыше-
ния энергетических характеристик ракеты, заключалась в основном
в применении двух твердотопливных ускорителей, массой 9.67 т
каждый, развивающих в течение 28.3 с суммарную тягу 157 т. по
78.5 т каждый. Ускорители навешиваются на первую ступень раке-
ты. Двигатели ускорителей включаются через некоторое время пос-
ле запуска маршевой двигательной установки первой ступени. За-
держка в запуске РДТТ ускорителей объясняется более быстрым вы-
ходом на режим первой тяги твердотопливных двигателей по срав-
нению с ЖРД, в результате полная тяга всех двигателей первой
ступени РДТТ и ЖРД достигается практически одновременно.
Ускорители после выгорания топлива сбрасываются примерно
при скорости полета V: = 255 м/с, что соответствует высоте поле-
та 4 км. Это позволило избежать существенных нагрузок на узлы
крепления ускорителей к корпусу первой ступени, т.к. скоростной
напор еще невелик.
Каждый ускоритель снаряжается твердым топливом, масса кото-
рого равна 7.35 т. Давление в камере сгорания РДТТ 57.4 кг/см?,
135
угол установки 12±3° по отношению к продольной оси ракеты. Ус-
тановка сопел РДТТ под углом приводит к тому, что векторы тяги
РДТТ ускорителей пересекаются с осью ракеты в области перемеще-
ния центра масс ракеты в период работы двигателей ускорителей,
что уменьшает влияние возникающей разности в тягах этих двига-
телей на параметры движения ракеты.
Длина ускорителей равна 7.6 м, диаметр 1.0 м. Ускорители
крепятся к корпусу первой ступени в двух сечениях. Нижние узлы
крепления установлены на силовой раме двигательной установки,
верхние - на усиленном среднем шпангоуте швеллерного сечения
межбакового отсека. После разрыва узлов крепления ускорители
расталкиваются пружинами, установленными попарно в каждом узле
соединения.
Кроме того, в процессе модернизации был удлинен топливный
отсек третьей ступени, в результате чего увеличено количество
топлива на третьей ступени до 10.5 т; из них 2.4 т жидкого во-
дорода и 8.1 т жидкого кислорода. Время работы двигательной ус-
тановки третьей ступени возросло до 735 с.
На первой ступени установлены четыре ЖРД "Викинг-5" тягой
по 67 т каждый с увеличенным давлением в камере сгорания. Уси-
лена рама двигательной установки первой ступени, что позволило
исключить коническую оболочку, с помощью которой усилия с рамы
на ранних вариантах ракеты передавались на задний торцевой
шпангоут бака горючего.
Модернизированная ракета, получившая название "Ариан-3",
способна выводить на переходную орбиту нагрузку массой 2.35 т.
Первый пуск ракеты состоялся 4.08.1984 г.
Рассмотрим конструктивно-компоновочную схему и особенности
устройства последнего варианта модификации ракеты "Ариан-4".
Ракета-носитель "Ариан-4" (рис. 18) может выводить на пере-
ходную орбиту с высотой перигея Нп=200 км и высотой апогея
На=36000 км полезный груз массой до 4.2 т. Эта ракета применя-
ется в нескольких вариантах, различающихся энергетическими ха-
рактеристиками, необходимыми для вывода полезной нагрузки за-
данной массы. Схемы вариантов ракеты-носителя семейства "Ари- <
ан-4" приведены на рис. 19. Первый запуск ракеты "Ариан-4" про-
изведен 15.07.1988 г. Основные характеристики ракет в различных
136
о
да
о
X
о
а
W
q
ф
Е-
ф
(J
да
о
•S
О
X
ей
О
О
Е-
се
2 6 5
2 «5 <S
со
id 'X
ф *
о
да
О
2
си
о
о
М
6
5
в»
i
d
И
п:
<3
о
да
о
да
и
о
да
X’ X
CU <п
ЕХ
О
X
ф
Ф г.
Си да- г"
о Чех
н
‘Л
Сц
X
Ф
X
х
х
ф
а!
d
d
С .
>- Н
И
<и
о
X
о
00
х
X
ф
с
да
ф
да
Й
id
ф
Е- Ф
х
ф
с
да*-Х
5 о
Си
о
Е-
да
S
X
ф
с
с-,' й
г. гл
И
о
Й
о
Q-
о
да
са
&
Й
х
о
О
ф
CU
Ф г
л Ь
Ь р.
ф Lr
id
Ф
U
Ь
о
-а ,2
X
Ф
а
да
X
Г1
О
И
ф
§*
с
О
X
И
о
£.
Н А
о
X
ф
%
Я!
d
о
ф
X
ф
с
•, ф
1 Н
’ Й
ф
с:
ф
да
Й
ф
ф"
05 хХ
id Ч
Ф со
£ s.
-
Й С
ф
Е-
О
сч
ф
Ф
С
S
X
ф
с
S
г> X
И
о
id 5
Q Й
СО
ц
г;
ф
да
и
да
*
X
<0
о
id
U
й>
гг
2
о.
о
са
а
ф
с
w О Г4
5S.S
о
да
G-
Ф
С
О
Си
Ф
а о
а *
о d
? .<»
S
S
й
d
5?
Е
Ф
да
X
Си
о
id
о
и
ф
X
2
о,
о
о о о
2
ф
ф
С
О
ю
id
Й
А
in
X
ф
с
«
ф
да
CX-S
о
да
Й
г)
о
W
а.
ф
с
Ф
г
Й
2
2
ф
И
X
Ф
X
X
ф
h
U
оч Е
ю
Й
да
ей
П
5?
S
X
ф
е;
с
ф
О- Оч
о
О
Й у
Си
О
Е
О
5?
ф
Е-
ч
О
да
о
й.
- X
*
да£ «
О
да
а.
ф
X
о
и
2
Ф
да
Й
S
X
ф
£ X 'О
О ф -
ь
- о
И
«
О
о
ф
X
и
ф
да
S
со
о
S
5"
да да
X Ф -
Й
ГХ CL.C4
Й
ф
да
и
Ц.р
О
со
о.
ф
с
х
о
X
? Ь 3
гт 3
од'а
S -3 н .. -
S22S*
X CU
с2
id
Ф
ф
Е-
О
о
п
Си
И
х
ф
с
>>
Е- id
id
Ф
X
ф
да
Й
id
ф
- Ь
Й to
пр
2
йм
з;
ф
да
S
о
id
о
со
о
да
и
о
X
ч
о
X
и
_ Я!
о л
5*
а
г?
ф
id :
О 1
О
да -X
ф 2
X да
3 Ф
а ь
о d
X
Ф
С
§ Н
g. X х w t
т:
X
*
X
p
7:
a>
£5
7!
a>
H
Z
X
H
a>
a>
33
x
x
co
X
£5
a>
г
a>
x-
£3
£5
7!
£3
7!
x
CD
Z
CO
£5
7!
a>
z
S
x
X
№
w
co
03
X
X
a>
X
X
P
W
За
CO
£5
7!
x
7!
X
г
£3
£3
£3
X
w
№
№
35
35
a>
T3
a>
x
£5
X
X
03
2
Z
X
эдольной оси ракеты. Ус-
тому, что векторы тяги
кеты в области перемеще-
двигателей ускорителей,
эсти в тягах этих двига-
РисДЗ Конструктивно-компоновоч-
ная схема ракеты '’Ариан-4-2Б’.
1.Обтекатель. 2.Рама двигателя
третьей ступени. З.Хвостовой отсек
третьей ступени. 4.Тормозной
РДТТ второй ступени. 5.Переход-
ный отсек. б.Разгонный РДТТ вто-
рой ступени. 7. Блок управляющих
двигателей второй ступени, 8,Хо-
нический переходный отсек. ^Ци-
линдрический переходный отсек
первой ступени. 10 .Тормозной
РДТТ первой ступени. 11.Бак горю-
чего первой ступени. 12.Обтекатель
жидкостного ускорителя. 13.Перед-
нпй РДТ7’ отделения ускорителя.
14.Торовый бак для воды первой
ступени. 15Бак горючего ускорите-
ля. Тб.Расходный трубопровод горю-
чего первой ступени. 17.А1ежбако-
вый отсек ускорителя. 18.3адний
блок РДТТ отделения ускорителя.
19.Расходный трубопровод горючего
ускорителя. 2О.Бак окислителя ус-
корителя. 21-Хвостовой отсек уско-
рителя. 22.ЖРД ускорителя. 23.Аэ-
родинамический стабилизатор.
24.Обтекатель двигателя первой
ступени. 25.Маршевый двигатель
первой ступени. 26.Опора крепления
ракеты к стартовому сооружению.
27 .Хвостовой отсек первой ступени.
28.Бак окислителя первой ступени.
29.Передний узел связи ускорителя.
ЗО.Маршевый двигатель второй
ступени. Э1.Рама двигателя второй
ступени. 32.Торовый бак для воды
второй ступени. ЗЗ.Расходный тру-
бопровод горючего второй ступени.
34.Бак горючего второй ступени.
35,Совметцещное днище блока баков.
Зб.Бак окислителя второй ступени.
37.Маршевый двигатель третьей
ступени. 38.Разгонный РДТТ треть-
ей ступени. 39.Обтекатель расход-
ного трубопровода горючего треть-
ей ступени. ДО.Блок баков третьей
ступени.
у го
тан
рдт
НИЯ
что
тел
кре
кре
вер
меж
рас
сое
отс
топ.
дор<
таи
ПО I
лен;
иск.
на ]
uinai
спо<
Пер!
УСТ1
хода
на<
етс>
рак!
дань
ан-4
изве
136
ft
A 40
A 44 L
Рис.19 Схемы вариантов комплектации ракеты "Ариан-4".
1.Базовая ракета "Ариан-4-0". 2.Ракета "Ариан-4-2Р" с двумя
твердотопливными ускорителями. З.Ракета ”Ариан-4-4Р" с
четырьмя твердотопливными ускорителями. 4.Ракета
"Ариан-4-2/.” с двумя жидкостными ускорителями. 5.Ракета
"Ариан-4-4£Р" с двумя твердотопливными ускорителями и с
Двумя жидкостными ускорителями.б.Ракета "Ариан-4-4/.'' с
четырьмя жидкостными ускорителями.
137
вариантах приведены в табл. 4.
Основой всех вариантов является ракета-носитель "Ари-
ан-4-0", являющаяся модификацией ракеты "Ариан-3", навесной ус.
коритель с ЖРД PAL (Propulseus d'Appoint d Liquid) и твердотоп-
ливный ускоритель PAP(Propulsers d'Appoint d Poudre).
Как и все предыдущие модификации ракет "Ариан", ракета-но-
ситель "Ариан-4-0" является трехступенчатой ракетой, все ступе-
ни которой оснащены жидкостными ракетными двигателями, имеюще!
схему "тандем".
Первая ступень L-220 создана на базе первой ступени ракет!
"Ариан-3" L-140. Однако длина ступени увеличена до 23 м, з;
счет удлинения топливных баков. Это позволило увеличить запа<
топлива на первой ступени до 220 т. Масса конструкции ступеш
15 т. В качестве компонентов топлива используется АТ окислител,
и смесь UN-25 горючее. Плотность АТ Роц =1450 кг/м3, смеси
рг=846 кг/м3.
Таблица <
Основные характеристики вариантов ракеты "Ариан-4"
Вариант ракеты "Ариан-4" Стартовая масса, т Масса полезной нагрузки, т Количество навесных ускорителей
жидкостных с РДТТ
"Ариан-4-0" 294.1 1.9 - -
"Ариан-4-2Р" 317.8 2.6 - 2X11.5
"Ариан-4-4Р" 341.3 3.0 - 4X11.5
"Ариан-4-2П" 397.7 3.2 2x42.2 -
"Ариан-4-4ТР" 403.3 3.7 2x42.2 2X11.5
”Ариан-4-4П" 465.0 4.2 4x42.2 -
138
г/
Топливо в двигателях ракеты используется при К=1.713-1.715,
что соответствует коэффициенту избытка окислителя а=0.68. На
ступени установлены четыре ЖРД "Викинг-5", с измененной формой
сопла, которые создают на Земле суммарную тягу 275 т. а в пус-
тоте 306 т. Время работы ДУ первой ступени 205 с.
Емкость бака для воды первой ступени равна 8.4 м3. Бак уве-
личенной емкости перенесен в межбаковый отсек. Значительное
увеличение емкости по сравнению с емкостью бака для воды; уста-
новленного на первой ступени ракеты "Ариан-3", объясняется тем,
что вода, запасенная в баке, используется не только в двига-
тельной установке первой ступени ракеты "Ариан-4”, но и в дви-
гателях навесных ускорителей с ЖРД. Вода подается в ГГ специ-
альным насосом, входящим в общий блок ТНА. Отработанный в тур-
бине газ по трубопроводу, проложенному по наружной поверхности
камеры двигателя, отводится к срезу сопла и выбрасывается во
внешнюю среду через два отбросных патрубка'на каждом из двига-
телей.
Двигатели установлены в хвостовом отсеке на крестообразной
силовой раме, закрепленной на торцевом шпангоуте хвостового от-
сека.
Корпус хвостового отсека имеет длину 1.875 м. Силовой набор
оболочки хвостового отсека аналогичен конструкции хвостового
отсека ракеты "Ариан-1".
На среднем силовом шпангоуте во взаимноперпендикулярных
плоскостях, развернутых относительно плоскостей крепления дви-
гателей на 45°, расположены нижние узлы крепления навесных ус-
корителей и пружинные толкатели для отделения этих ускорителей.
В этих же плоскостях установлены четыре опорных кронштейна
крепления ракеты к стартовому устройству, представляющие собой
мощные балки сложного сечения.
Кронштейны начинаются в сечении среднего силового шпангоу-
та. проходят вдоль хвостового отсека и, выходя за срез заднего
торца этого отсека, оканчиваются проушинами с отверстиями, за
которые ракета крепится на стартовом сооружении. Кронштейны со-
единены со средним и задним силовыми шпангоутами.
Двигатели выступают в сечении заднего торца за контур попе-
речного сечения хвостового отсека и закрыты обтекателями, кото-
рые представляют собой подкрепленные конусообразные полуобо-
139
лочки, состоящие в отличие от ракеты "Ариан-3" только из трех
секций каждая. Задние торцы обтекателей совпадают с торцевым
сечением хвостового отсека. Длина обтекателей несколько превы-
шает длину хвостового отсека, то есть обтекатель проходит впе-
ред, на "юбку" бака горючего. Продольный набор обтекателя сос-
тоит из стрингеров, поперечный - из семи полукруглых шпан-
гоутов.
Элементы хвостового отсека, детали передней и средней обте-
кателей. силовая рама двигательной установки выполнены из алю-
миниевых сплавов; задняя секция обтекателя изготовлена в виде
двухслойной конструкции из термостойких материалов. Передний
торцевой шпангоут хвостового отсека выполнен из стали.
Бак горючего имеет длину 7400 мм, в том числе цилиндричес-
кой части 5850 мм. Объем бака 96 м3. Бак по конструкции анало-
гичен баку ракеты "Ариан-1". В качестве материала бака исполь-
зована, как и на ракете "Ариан-1", сталь 15CDV6.
. Цилиндрическая обечайка изготовлена из семи секций длиной
по 835 мм каждая. Толщина листов, из которых изготовлены сек-
ции, различная, увеличивающаяся к хвостовой части.
Соединение днищ с цилиндрической обечайкой производится
сваркой. В качестве соединительного элемента используются
стальные шпангоуты, имеющие сложное поперечное сечение. Ширина
шпангоута 200 мм. К каждому торцевому шпангоуту кроме цилиндри-
ческой обечайки и днищ присоединяется с помощью болтов хвосто-
вой и межбаковый отсеки.
На наружной поверхности бака проложены трубопроводы наддува
бака горючего, наддува бака окислителя, по четыре расходных
трубопровода окислителя и воды для питания двигателей первой
ступени и четыре расходных трубопровода подачи воды в навесные
ускорители с ЖРД.
Бак окислителя по габаритам равен баку горючего и имеет
конструкцию в основном аналогичную конструкции бака горючего.
К переднему торцевому шпангоуту бака окислителя пристыкова-
на цилиндрическая переходная секция "юбка" длиной 1500 мм, вы-
полненная в виде тонкостенной подкрепленной оболочки.
В топливной системе каждого маршевого двигателя имеются
гидропневматические демпферы колебаний давления, установленные
,140
в расходных магистралях как горючего, так н окислителя. Демпфе-
ры закреплены на корпусе камеры сгорания.
Соединение топливных баков осуществляется межбаковым отсе-
ком длиной 3350 мм. Отсек конструктивно выполнен из двух сек-
ций, соединенных с помощью болтов. В качестве передней секции
длиной 2850 мм используется межбаковый отсек ракеты "Ариан-3".
В связи с тем, что в межбаковом отсеке установлен торовый
бак для воды, для размещения которого необходимо увеличить дли-
ну отсека, введена дополнительная нижняя секция длиной 500 мм.
Секция выполнена в виде подкрепленной наружными стрингерами
оболочки и имеет два стальных торцевых шпангоута. Задний торце-
вой шпангоут служит для стыковки секции с баком горючего, а к
переднему подсоединяется передняя секция межбакового отсека.
Промежуточный силовой шпангоут передней секции, как и на ракете
"Ариан-3", предназначен для передачи усилий от передних узлов
навесных ускорителей на корпус ракеты и размещения на нем пру-
жинных толкателей системы отделения навесных ускорителей.
На межбаковом отсеке в зоне передних узлов крепления навес-
ных ускорителей установлены штепсельные разъемы электрических
соединений ракеты с навесными ускорителями.
Вторая ступень ракеты "Ариан-4" имеет индекс L-34. Ступень
создана на базе второй ступени L-33 ракеты ’’Ариан-1”. Длина
ступени 11.6 м, диаметр - 2.6 м. Масса конструкции ступени
3.285 т. масса топлива - 34 т. На ступени установлен один ЖРД
"Викинг-4", тяга которого равна 87.6 т. Время работы двигателя
125 с.
Конструкция ступени аналогична конструкции второй ступени
ракеты "Ариан-3".
Третья ступень ракеты "Ариан-4" имеет индекс НЮ: ступень
по конструкции аналогична третьей ступени ракеты "Ариан-3". На
ступени установлен модифицированный ЖРД НМ-7В. Тяга ЖРД НМ-7В
равна 6.4 т, время работы 725 с.
В различных вариантах ракеты "Ариан-4" используется жид-
костный навесной ускоритель PAL. Ускоритель имеет длину 19 м.
диаметр 2 м. Масса ускорителя, заправленного топливом, равна
42.2 т. Ускоритель по конструктивно-компоновочной схеме являет-
141
ся жидкостной ракетой, имеющей однокамерный ЖРД "Викинг-6" тя-
гой 76.5 т. В качестве компонентов топлива двигателя использу-
ется окислитель-азотный тетраксид. горючее-смесь UH-25. Масса
заправляемого топлива равна 39 т. Время работы двигателя - 143
с. Двигатель установлен неподвижно под некоторым углом к про-
дольной оси ракеты, в результате чего векторы тяги двигателей
ускорителей пересекаются примерно в центре масс всей ракеты.
Двигатель имеет турбонасосную систему подачи компонентов.
Для привода во вращение ТНА используется ГГ, работающий на ос-
новных компонентах топлива. С целью снижения температуры газов,
подаваемых в сопловой аппарат турбины и на лопатки рабочего ко-
леса. газ, вырабатываемый в ГГ, балластируется водой. Вода по-
дается насосами двигателя ”Викинг-5" первой ступени по специ-
альному трубопроводу, разрываемому при отделении ускорителей,
из водяного бака первой ступени.
Двигатель закреплен на силовой раме балочной схемы, уста-
новленной в корпусе хвостового отсека. Хвостовой отсек выполнен
в виде подкрепленной цилиндрической оболочки, имеющей три сило-
вых шпангоута. Передний торцевой шпангоут служит для соединения
отсека с баком горючего, промежуточный силовой шпангоут пред-
назначен для установки на нем рамы двигателя и нижнего узла
крепления ускорителя к корпусу первой ступени. На нижнем сило-
вом шпангоуте закреплены некоторые элементы ПГС, заправочные
трубопроводы и элементы системы наземного наддува, гибкий теп-
ловой экран, защищающий двигатель, приборы и элементы автомати-
ки ускорителя от действия газов, истекающих из сопел двигателей
ракеты.
В качестве продольного силового набора хвостового отсека
используются стрингеры, установленные с наружной стороны обшив-
ки отсека. Шпангоуты изготовлены из стали, обшивка и стрингеры
- из алюминиевых сплавов.
Баки для компонентов топлива ускорителя раздельные. Бак го-
рючего установлен позади бака окислителя. По конструкции и раз-
мерам оба бака одинаковы. Каждый из баков имеет длину 5.1 м и
изготовлен в виде гладкой цилиндрической оболочки с эллипсои-
дальными днищами. В качестве материала для изготовления оболоч-
ки бака используется сталь 15CDV6. Распорные шпангоуты передне-
142
го и заднего днищ являются одновременно и стыковочными. Цилинд-
рическая часть бака имеет длину, равную 4.5 м. Внутри бака на
нижнем днище размещается заборное устройство компонента с во-
ронкогасителем; на верхнем днище - датчик уровня заправки ком-
понента. диффузор распыла газов наддува.
Наддув баков осуществляется газами, отбираемыми от газоге-
нератора. Для снижения температуры газа, подаваемого на наддув
баков, производится балластировка газа соответствующим компо-
нентом топлива в специальных смесителях.
На наружной поверхности бака горючего проложены расходный
трубопровод окислителя и кабели бортовой кабельной сети.
Соединение баков в единый блок производится с помощью меж-
бакового отсека длиной 1.7м. выполненного в виде цилиндричес-
кой подкрепленной оболочки. В качестве поперечных подкрепляющих
элементов используются два торцевых и два промежуточных шпанго-
ута. На промежуточных шпангоутах установлены в плоскости, про-
ходящей через продольную ось ракеты "Ариан", шесть РДТТ для
обеспечения увода ускорителя при разделении с первой ступенью.
Ракетные двигатели увода закреплены на продольных балках, опи-
рающихся на промежуточные шпангоуты.
В качестве продольных элементов подкрепления используются
стрингеры. Торцевые шпангоуты и стрингеры отсека установлены с
наружной стороны обшивки. Силовые элементы конструкции межбако-
вого отсека изготовлены из стали (торцевые шпангоуты) и алюми-
ниевых сплавов (остальные силовые элементы). Внутри межбакового
отсека размещены трубопроводы подачи окислителя в ТНА, наддува
бака горючего, дренажно-предохранительный клапан бака горючего.
К переднему торцевому шпангоуту бака окислителя крепится
передний переходный отсек (юбка), представляющий собой подкреп-
ленную продольным и поперечным силовым набором оболочку.
В качестве силовых элементов продольного силового набора
используются наружные шпангоуты, а поперечного - три шпангоута
(два торцевых и промежуточный).
Обшивка, стрингеры и промежуточный шпангоут изготовлены из
алюминиевого сплава, торцевые шпангоуты - из стали.
Промежуточный шпангоут является мощным силовым элементом, к
которому крепятся верхние узлы связи ускорителя с первой сту-
143
пенью. Кроме того, на этом шпангоуте установлены РДТТ увода ус-
корителя при отделении ускорителя от первой ступени. На шпанго-
уте установлен штепсельный разъем для обеспечения электрической
связи системы управления ракетой с исполнительными органами,
установленными на ускорителе.
В передней части ускорителя на переднем торцевом шпангоуте
установлен конический головной обтекатель.
В вариантах ракеты "Ариан-4" 2Р. 4Р, 4PL используются твер-
дотопливные ускорители РАР. выполненные в виде одноступенчатых
твердотопливных ракет с удлинением 12.2. Диаметр ускорителя 1
м. длина 12.2 м. Масса ускорителя 11.5 т, масса топливного за-
ряда - 9.5 т. Ускоритель создает тягу 66 т в течение 42 с.
Топливный заряд выполнен в виде 4-х шашек смесевого твердо-
го топлива типа "Флексдайн". Каждая шашка имеет звездообразный
канал.
Корпус камеры сгорания ускорителя изготовлен в виде цилинд-
рической стальной оболочки со сферическим днищем. Общая длина
камеры сгорания 9.1 м. В хвостовой части с помощью болтового
соединения присоединяется стальное сопло длиной 1.38 м. ось ко-
торого наклонена к оси ускорителя на 12°. К соплу прикреплены
два кронштейна узла крепления нижних силовых связей с корпусом
первой ступени. Сопло прикрывается легким обтекателем, имеющим
форму усеченной конической оболочки, переднее меньшее основание
которой имеет диаметр 1 м.
В передней части к корпусу камеры сгорания прикреплен отсек
системы самоликвидации ускорителя, в котором размещается заряд
взрывчатого вещества и взрыватель системы самоликвидации. Отсек
имеет длину 1.6 м. изготовлен в виде стальной неподкрепленной
цилиндрической оболочки, заканчивающейся спереди стальным сило-
вым шпангоутом, к которому крепятся кронштейны узла верхних си-
ловых связей с корпусом первой ступени ракеты. Спереди на шпан-
гоуте устанавливается конический обтекатель.
Кроме того, на шпангоуте закреплен штепсельный разъем
электрической связи системы управления ракеты с исполнительными
элементами электроавтоматики, расположенными на твердотопливном?
ускорителе.
Отделение твердотопливного ускорителя производится с по-'
144
мощью пружинных толкателей, установленных на элементах сило-
вых связей и развивающих усилие 5.9 - 6.8 т. Это усилие обеспе-
чивает скорость отброса ускорителя в боковом направлении око-
ло 5 м/с.
Запуск двигателей жидкостных навесных ускорителей осущест-
вляется одновременно с ЖРД первой ступени ракеты, а твердотоп-
ливного двигателя ускорителя РАР через 3 с после начала работы
ЖРД первой ступени.
Плоскость стрельбы ракеты "Ариан-4" во время полета на АУТ
первой ступени повернута на 45° по часовой стрелке относительно
плоскости стрельбы всех ранее созданных модификаций ракеты
"Ариан”. Это объясняется тем. что при использовании ракеты
"Ариан-4-LP" и, особенно, "Ариан-4-LL" двигатели навесных уско-
рителей с ЖРД PAL, имеющие довольно большую тягу (РО=76,5 т) и
отнесенные от продольной оси ракетной системы на значительное
расстояние, равное 3.5 м. могут создавать в случае отключения
тяги от номинального значения, значительный возмущающий момент
по крену, компенсировать который без изменения параметров сис-
темы управления невозможно. При развороте плоскости стрельбы на
45° возмущающий момент по крену от ЖРД ускорителей практически
не возникает, а возникающие в случае отклонения тяги ЖРД уско-
рителей от номинального значения возмущающие моменты по рыска-
нию и тангажу парируются системой управления.
Однако при таком положении плоскости стрельбы остальные
ступени также имеют развернутые плоскости стрельбы. И для обес-
печения нормальной работы системы стабилизации второй и третьей
ступеней потребовались бы существенные изменения конструкции
как систем управления, так и исполнительных органов.
Для исключения этих конструктивных доработок при разделении
первой и второй ступеней ракеты "Ариан-4" вторая субракета раз-
ворачиватся вокруг продольной оси против часовой стрелки на
45°. При этом происходит совмещение конструктивной плоскости
стрельбы второй и третьей ступеней с фактически реализуемой при
пуске ракеты.
145
§ 5.4. Конструкция ракеты-носителя "Ариан-5"
В связи с необходимостью создания аэрокосмической системы,
имеющей в своем составе многократно используемую орбитальную
ступень "Гермес", массой 16.75 т. концерн "Арианспейс" разраба-
тывает тяжелую ракету-носитель, первый выпуск которой должен
состояться в 1995 г. Требования к энергетическим возможностям
этой ракеты таковы, что дальнейшая модификация ракеты-носителя
"Ариан-1" не может обеспечить их достижение. Поэтому возникла
необходимость создания принципиально новой ракеты "Ариан-5".
Ракета "Ариан-5" способна в автоматическом режиме выводить
16 т полезной нагрузки на промежуточную орбиту, И т - на синх-
ронную. 8 т - на геостационарную с использованием ступени на
криогенных компонентах типа ступени НЮ. 5 т - на геостационар-
ную орбиту при использовании твердотопливной ступени типа L-5.
В пилотируемом режиме ракета "Ариан-5" должна позволить выво-
дить корабль массой 18 т. с полезным грузом в 4.5 т на высоту
500 км при наклонении орбиты 28°: или корабль массой 15.7 тс
полезной нагрузкой 2 т на полярную орбиту высотой 275 км.
Ракета "Ариан-5" является трехступенчатой ракетой со стар-
товой массой, равной 725 т в варианте, когда третья ступень
имеет массу 6 т. Длина ракеты 47-57 м. Ракета имеет комбиниро-
ванную конструктивно-компоновочную схему. Первой ступенью явля-
ются две твердотопливные ракеты, расположенные параллельно вто-
рой ступени, имеющей ЖРД.
Первая ступень имеет индекс Р-220. Стартовая масса каждой
из двух ракет с РДТТ Мо=269 т, диаметр РДТТ - 3 м. Масса заряда
твердого топлива 230 т. Тяга каждого РДТТ - 528 т. Удельная тя-
га Р,л.о. =276 кг*с/кг, Заряд твердого топлива состоит из семи
секций. Длина каждой ракеты - 30 м, длина корпуса РДТТ - 24.73
м. Корпус ракеты выполнен из стали. Диаметр выходного сечения
сопла - 3.13 м, диаметр критического сечения - 0.86 м. Управле-
ние вектором тяги производится путем поворота сопла. Привод ме-
ханизма поворота сопла гидравлический. Каждая из ракет первой
ступени имеет головной обтекатель с передним узлом крепления к
корпусу второй ступени. В обтекателе располагаются два РДТТ
увода первой ступени. Твердотопливная ракета первой ступени мо-
146
жет использоваться многократно. Поэтому на ней имеется парашют-
ная система спасения, размещаемая в головном обтекателе. В ниж-
ней части корпуса ракеты имеется хвостовой отсек, в котором
размещается сопло с приводом, нижние узлы крепления к корпусу
второй ступени и два РДТТ увода первой ступени.
Вторая ступень имеет индекс Н-155. Стартовая масса ступени
Мо=170 т, масса топлива Мт=155 т. из них 130 т жидкого кислоро-
да и 25 т жидкого водорода. Соотношение компонентов к=5.18.
Длина ступени - 30 м, диаметр - 5.4 м. На ступени установлен
ЖРД НМ-60 "Вулкан", развивающий тягу на Земле Р„=112 т. Удель-
ная тяга на Земле равна Руд о=430 кг*с/кг. Давление в камере
сгорания рк=90-110 кг/см2, степень расширения 45. время работы
т=530 с. Масса двигателя равна 1.3 т, длина двигателя 3 м. диа-
метр сопла 1.7 м. Подача топлива турбонасосная, мощность ТНА
равна 15 Мвт, из них насос окислителя потребляет 3 Мвт при
13000 об/с. насос горючего - 12 Мвт при 34200 об/с. Газогенера-
тор ТНА работает на основных компонентах, вырабатывая газ для
турбины с температурой 1040°К.
Двигатель размещается на конической раме, закрепленной на
оболочке хвостового отсека. Хвостовой отсек выполнен в виде ко-
роткой подкрепленной цилиндрической оболочки. В качестве эле-
ментов подкрепления используются внешние стрингеры и два торце-
вых шпангоута. В верхней части отсека располагаются тормозные
РДТТ, а также узлы крепления первой ступени. Хвостовой отсек
закрепляется на заднем торцевом шпангоуте топливного отсека.
Топливный отсек состоит из бака горючего, расположенного
в задней части отсека, и бака окислителя. Баки имеют совме-
щенное днище. Наддув бака окислителя производится гелием,
бака горючего - газифицированным водородом. На входе в рас-
ходные магистрали компонентов в баках установлены сифонные
заборные устройства. Расходный газопровод окислителя проло-
жен по внешней поверхности бака горючего. Так же проложены тру-
бопроводы наддува баков и кабели системы управления. Все комму-
никации на внешней поверхности топливного отсека закрыты обте-
кателями.
На переднем торцевом шпангоуте топливного отсека закреплен
корпус переходного отсека, выполненный в виде тонкостенной ци-
147
линдрической подкрепленной оболочки. В качестве элементов подк-
репления используются внешние стрингеры, два торцевых и четыре
промежуточных шпангоута. На поверхности отсека установлены
верхние узлы крепления ракет первой ступени.
На переднем шпангоуте второй ступени устанавливается третья
ступень. В качестве третьей ступени может использоваться третья
ступень ракеты "Ариан-4" НЮ. ракета L-5. разрабатываемая в
двух вариантах: жидкостном и твердотопливном. В варианте с жид-
костным реактивным двигателем ракета L-5 имеет стартовую массу
Мо=6 т. из них масса топлива Мт=5.2 т. В качестве компонентов
топлива используется АТ и монометилгидразин. В ракету заправля-
ется 3.5 т окислителя и 1.7 т горючего. Двигатель развивает тя-
гу Рп =2 т. Подача топлива вытеснительная, наддув баков произво-
дится гелием. Использование вытеснительной подачи позволяет
осуществлять многократное включение двигателя на траектории.
Общее время работы двигателя т=800 с.
Ступень выполнена в виде сферического бака, разделенного
конической перегородкой на две емкости, в которой размещаются
окислитель и горючее. В каждой емкости имеется диафрагма, слу-
жащая для вытеснения компонента топлива при подаче в полость
над диафрагмой гелия. Бак изготовлен из композиционных материа-
лов. К нижней части бака крепится жидкостный реактивный двига-
тель. В верхней части на стержневой раме закрепляются баллоны с
гелием и элементы электро-, пневмо-автоматики, приборы системы
управления.
Стабилизация ступени на траектории осуществляется управляю-
щими силами, создаваемыми малой тягой, работающими на основных
компонентах топлива. Двигатели объединены в блоки, установлен-
ные на раме.
Передняя часть рамы закрыта спереди теплозащитным экраном,
предохраняющим ступень от действия газов, истекающих из сопла
двигателя орбитальной ступени при разделении.
Описание конструкции ступени НЮ приведено в § 5.3.
-148
§ 5.5. Конструкция ракеты Н-2
Одной из современных PH. предназначенной для вывода в кос-
мос крупных объектов различного назначения массой 4-10 т. явля-
ется ракета Н-2. разработанная национальным управлением по кос-
мическим исследованиям Японии. Ответственным за комплектацию
ракеты и общее обеспечение является фирма Мицубиси.
Общая длина ракеты Н-2 (рис. 20) равна 48 м. стартовая мас-
са ракеты МО1=258 т. Ракета способна вывести объект массой в 4
т на переходную орбиту или массой 10 т на низкую орбиту.
В конструкции ракеты использовано много прогрессивных конс-
труктивных. технологических и схемных решений.
Ракета Н-2 является двухступенчатой ракетой схемы "тандем",
на которой установлены два твердотопливных ускорителя. Конс-
трукция ПГС второй ступени позволяет осуществлять повторное
включение маршевого двигателя LE-5. Система наведения ракеты
Н-2 не имеет гидростабилизированной платформы, а в системе ста-
билизации центра масс используются лазерные гироскопы.
Первая ступень ракеты L-2 имеет длину 28 м, диаметр 4 м.
Масса ступени равна 97 м. в том числе масса топлива 85 т. В ка-
честве компонентов топлива используются жидкий кислород и жид-
кий водород при соотношении К=5.0.
Бак окислителя установлен впереди бака горючего с целью
достичь максимально возможного перемещения центра тяжести раке-
ты вперед, к центру давления, что позволит облегчить работу
систем стабилизации ракеты.
На первой ступени установлен однокамерный ЖРД LE-7. Масса
двигателя 1560 кг, тяга на земле 93 т. в пустоте 120 т. Степень
расширения сопла 60, продолжительность работы 316 с. Давление в
камере сгорания 150 кг/см?. Подача компонентов турбонасосная.
Для привода во вращение турбин ТНА используется рабочее тело,
вырабатываемое в ГГ высокого давления. Для обеспечения необхо-
димой температуры газов, поступающих на сопловой аппарат и ло-
патки турбины, в ГГ поступают основные компоненты при боль-
шом избытке горючего. Рабочее тело после турбины поступа-
ет в предкамеры, где происходит смешение с необходимым для
149
Рис.20 Конструктивно-компоновочная схема ракеты Н-2. Ч
1.Обтекатель полезной нагрузки. 2.Вторая ступень. |
З.Переднее днище бака окислителя. Д.Цилиндрическая |
обечайка бака окислителя. б.Заднее днище бака окисли- j
теля. б.Сифонное заборное устройство. 7.Переднее днище а
бака горючего. ^-Цилиндрическая обечайка бака горючего, я
9.Продольные демпфирующие перегородки. 10.Заднее днище Я
бака горючего. 11.Сифонное заборное устройство. 12.Рама Я
двигателя. 13.Маршевый ЖРД. 14.Конический отсек. 15.РДТТ т
отделения ускорителя. 1б.Хвостовой отсек. П.Твердо-
топливный ускоритель. 18.Межбаковый отсек. 19.Переходный
отсек. I
150
полного сгорания окислителем, и полученная смесь направляется в
камеру сгорания двигателя. В результате удельная тяга, получен-
ная в двигателе, повышается до 449 кгс/кг в пустоте (Руд „= 347
кгс/кг).
Управление положением в пространстве на АУТ первой ступени
после отделения ускорителей по каналам тангажа и рыскания обес-
печивается поворотом двигателя LE-7 в карданном подвесе. Для
управления по каналу крена используются рулевые двигатели тягой
по 200 кг каждый. Двигатели работают на газообразном водороде,
отбираемом от основного двигателя. Эти же двигатели обеспечива-
ют ориентацию ракеты по всем трем осям в период разделения пер-
вой и второй ступени, причем в этот период рабочим телом двига-
телей в связи с прекращением работы основного двигателя являет-
ся сжатый азот.
Карданный подвес ЖРД LE - 7 закреплен на стержневой прост-
ранственной раме, установленной в плоскости заднего торцевого
шпангоута хвостового отсека, в результате чего практически весь
двигатель находится вне хвостового отсека. Для защиты двигателя
от действия истекающих из сопла и сопел ускорителей газов дви-
гатель закрывается примерно на 1/3 длины закритической части
сопла специальным отсеком, имеющим форму усеченного конуса,
большее основание которого закреплено на торцевом шпангоуте
хвостового отсека. Нижнее (меньшее) основание отсека закрыто
гибким тепловым экраном, обеспечивающим качание двигателя при
управлении. Специальный отсек выполнен в виде подкрепленной си-
ловым набором оболочки. Поперечный силовой набор состоит из
двух торцевых и трех промежуточных шпангоутов. Силовые элементы
отсека изготовлены из алюминиевого сплава. На наружной поверх-
ности установлен слой теплозащиты.
Хвостовой отсек длиной 1.8 м выполнен в виде тонкостенной
подкрепленной продольным силовым набором цилиндрической оболоч-
ки. В качестве элементов продольного силового набора использу-
ются стрингеры, установленные с наружней стороны обшивки. Хвос-
товой отсек имеет два торцевых шпангоута. С помощью верхнего
шпангоута отсек соединяется с баком горючего. На нижнем шпанго-
уте размещены управляющие двигатели, узлы крепления нижних свя-
зей ускорителей, заправочные трубопроводы, трубопроводы предс-
151
1
тартового наддува и штепсельные разъемы электрической связи ра-
кеты с наземной кабельной сетью.
Внутри хвостового отсека проходят расходные магистрали го-
рючего и окислителя, трубопроводы наддува, располагается часть
элементов ПГС. трубопроводы питания рулевой двигательной уста-
новки. В отсеке размещается шаровая емкость для хранения азота,
используемого для работы рулевых двигателей. Значительный объем
отсека занимает нижнее днище бака горючего.
Бак горючего выполнен в виде тонкостенной цилиндрической
оболочки со сфероидальными днищами. |
Соединение цилиндрической оболочки и днищ производится с J
помощью стыковочных шпангоутов, которые одновременно являются
распорными шпангоутами. Длина бака горючего равна 17 м. а ци- 3
линдрическая часть бака составляет 13.4 м. Цилиндрическая часть
бака выполнена в виде вафельной оболочки с перекрестным подк- |
реплением. Цилиндрическая часть бака собрана сваркой из четырех
секций, а оболочки днищ из 12 секторов. В центр нижнего днища
вварена круглая пластина с отверстием, которое является входом
в расходный трубопровод горючего.
Над входным отверстием расходного трубопровода установлено *
сифонное заборное устройство, обеспечивающее минимальные остат-
ки незабора компонента.
В сечении нижнего торцевого шпангоута установлен кольцевой
гаситель колебаний. Вдоль стенки бака, практически по всей дли-
не бака, с помощью шести кронштейнов закреплен датчик расхода
горючего, используемый как в системе заправки, так и в системе
регулирования соотношения расходных компонентов.
На верхнем днище установлен диффузор системы распиливания
газа наддува и имеются отверстия для ввода трубопровода системы
наддува и трубопровода, соединяющего полость бака с дренаж-
но-предохранительным клапаном, установленным в межбаковом от-
секе.
Силовые элементы бака изготовлены из алюминиевого сплава.
Корпус бака покрыт теплоизоляционным покрытием, изготовленным
из пеноизоцианата.
Наддув бака горючего осуществляется газообразным водородом.Я
отбираемым из тракта охлаждения камеры сгорания.
Бак Окислителя имеет длину 5.3 м. из них цилиндрическая
часть занимает 2.3 м. По конструкции бак окислителя аналогичен
конструкции бака горючего и имеет те же элементы ПГС.
Для соединения баков используется межбаковый отсек, предс-
тавляющий собой тонкостенную оболочку длиной 3.5 м. Продольный
набор оболочки выполнен в виде стрингеров, расположенных на на-
ружной поверхности отсека. В качестве поперечного набора ис-
пользуются три шпангоута (два торцевых и один промежуточный).
Промежуточный шпангоут усиленный, т.к. на шпангоуте установлены
узлы крепления верхних связей с ускорителями, воспринимающие в
основном продольные усилия, действующие со стороны ускорителя
на корпус ракеты. В местах установки узлов стрингеры и шпангоу-
ты усилены. В оболочке отсека имеются вырезы под люки для дос-
тупа к оборудованию и приборам, размещенным внутри отсека, а
также отверстие для вывода расходного трубопровода окислителя,
трубопровода наддува бака горючего и для установки дренаж-
но-предохранительного клапана бака горючего.
К переднему торцевому шпангоуту бака окислителя присоединен
короткий (длиной около 1.4 м) переходный отсек. Корпус отсека
представляет собою подкрепленную продольным силовым набором ци-
линдрическую оболочку, имеющую два торцевых шпангоута. Стринге-
ры продольного набора установлены с наружной стороны отсека об-
шивки. В оболочке отсека имеются вырезы для выхода трубопровода
бака окислителя и установки дренажно-предохранительного клапана
бака окислителя.
Все трубопроводы наддува, расходный трубопровод окислителя
и элементы бортовой кабельной сети проложены по наружной по-
верхности топливных баков и закрыты обтекателями.
Вторая ступень ракеты Н-2 (рис. 21) имеет массу 15.7 т.
Длина ступени 9.675 м, максимальный диаметр 4м. В качестве
компонентов топлива используется жидкий кислород и жидкий водо-
род. Общая масса топлива 13 т. Соотношение компонентов топлива
К=4.5.
На ступени установлен жидкостный ракетный двигатель LE-5A.
имеющий тягу 10.5 т. позволяющий осуществить повторное включе-
ние в космосе. Максимальная продолжительность работы 557 с. из
них при первом включении не менее 320 с. Додача компонентов
153
горючего. Д.Шар-баллон для
горючего.
7.Совмещенное
ДПК бака
i окислителя.
б.Продольные
днище. 8.Бак
окислителя.
И.Шар-баллон
Рис.21 Конструктивно-компоновочная схема второД
ступени ракеты Н-2. I
^Приборный контейнер. 2.Диффузор наддува бака горючего.
З.Трубопровод наддува бака 1
жидкого гелия. 5.Бак
демпфирующие перегородки,
окислителя. 9.Т рубопрово д
Ю.Трубопровод наддува бака
для газообразного гелия. 12.КарданныИ подвес маршевого
ЖРД. 13.Маршевый ЖРД. 14.Сифонное заборное устройство.
1э.Расходный трубопровод горючего. 16.Датчик уровня
окислителя. 17.Датчик уровня горючего. 18.Обтекате.ль.
19.ДПК бака горючего.
154
топлива турбонасосная. Для привода во вращение турбины исполь-
зуется рабочее тело, вырабатываемое в ГГ. работающем на основ-
ных компонентах топлива при большом избытке горючего. После
турбины рабочее тело поступает в камеру сгорания, предваритель-
но смешиваясь с кислородом до номинального значения соотношения
компонентов. Удельная тяга двигателя Рудп = 1451.9 кгс/кг. Дви-
гатель установлен в карданном подвесе и используется в качестве
исполнительного органа системы стабилизации при управлении по
тангажу и рысканию. Для управления по каналу крена при полете с
работающим ЖРД, для стабилизации ракеты при полете с выключен-
ным ЖРД и создания положительного ускорения перед запуском ос-
новного двигателя используются управляющие двигатели, тяга в
которых создается за счет истечения газообразного гелия.
Наддув баков осуществляется газообразным гелием. Гелий в
жидком состоянии хранится в жидких шар-баллонах. расположенных
в баке горючего и перед наддувом поступает в теплообменник, ус-
тановленный в двигателе. На переднем днище бака горючего разме-
щен контейнер с элементами системы управления ракетой в полете,
имеющий длину 0.5 м и диаметр 2.15 м.
Двигатель LE - 5А имеет длину 2.56 м, диаметр выходного се-
чения сопла 1.63 м. Двигатель закреплен на раме, выполненной в
виде усеченного конуса. Рама представляет собой подкрепленную
поперечным силовым набором коническую оболочку, имеющую два
торцевых и два промежуточных шпангоута. Толщина обшивки пере-
менная. с увеличением к основанию нижнего диаметра.
Рама закреплена на заднем торцевом шпангоуте бака окислите-
ля. На раме размещается газ-баллон для газообразного гелия,
служащего рабочим телом для управления двигателей, управляющие
двигатели и некоторые элементы автоматики ПГС.
Топливный отсек ступени имеет длину 6.6 м и состоит из ба-
ков окислителя и горючего, имеющих совмещенное днище. Впереди
установлен бак горючего, в хвостовой части бак окислителя.
Бак окислителя имеет длину 2.75 м. Диаметр цилиндрической
части бака 2.44 м. Бак состоит из цилиндрической обечайки дли-
ной 1.9 м. выполненной в виде вафельной оболочки с перекрест-
но-кольцевым подкреплением. Цилиндрическая часть заканчивается
снизу распорным шпангоутом, к которому приварено нижнее сферой-
155
дальное гладкое днище. Передним торцом цилиндрическая часть
приваривается к распорному шпангоуту совмещенного днища, имею-
щему сечение сложной формы.
Внутри бака окислителя в центре нижнего днища установлено
заборное устройство расходного трубопровода окислителя с ворон- i
когасителем. В нижнем днище имеются отверстия для трубопровода j
наддува и трубопровода, соединяющего верхнюю полость бака окис-
лителя с ДПК, расположенным на раме двигательной установки. В 1
верхней части бака установлен диффузор наддува, к которому под- |
ходит трубопровод подачи газа наддува. Кроме того, вдоль оси 3
бака от нижнего днища до совмещенного установлен на двух я
кронштейнах датчик уровня окислителя, а на нижнем днище имеется 1
гермоввод для подвода кабеля к датчику уровня. Я
По наружной поверхности цилиндрической части бака располо- Я
жен расходный трубопровод горючего, трубопровод наддува бака я
горючего, трубопровод подачи жидкого гелия из шар-баллона к ис- -1
парителю, а также кабели бортовой кабельной сети.
Бак горючего имеет диаметр цилиндрической части 4 м. объем
36.5 м. В баке размещается 2.58 т жидкого водорода. Нижняя
часть бака выполнена в виде сферического сегмента высотой 1.35
м. радиус нижнего (меньшего) сечения сегмента равен радиусу
стыковочной части шпангоута совмещенного днища (1.22 м). |
В верхнем сечении сегмента, имеющем радиус R = 2 м, сегмент!
приваривается к распорному шпангоуту, соединяющему сегмент с Я
цилиндрической обечайкой бака. Цилиндрическая обечайка имеете
длину 1.3 м и в верхней части заканчивается распорным шпангоу-Я
том, к которому приварено верхнее сферическое днище бака.
Цилиндрическая часть бака выполнена в виде вафельной обо-
лочки с перекрестно-кольцевым подкреплением.
Совмещенное днище установлено выпуклостью вперед, поэтому
заборное устройство расходного трубопровода бака горючего рас-
положено в самой нижней части бака у стенки сферического сег-
мента.
Изнутри по стенке сферического сегмента установлены про-
дольные перфорированные перегородки, препятствующие поперечным
и крутильным колебаниям жидкого водорода.
В верхней части цилиндрической обечайки имеется диффузор
156
распыла газа наддува, к которому подводится через верхнее днище
трубопровод. В верхнем днище на некотором расстоянии от полюса
имеется люк-лаз для проведения монтажных работ в баке. На крыш-
ке люка смонтирован ДПК. Вдоль продольной оси ступени установ-
лен датчик уровня водорода, состоящий из двух частей. Верхняя
часть, расположенная в верхнем днище, установлена вблизи оси
бака, нижняя часть смещена к стенке цилиндрической обечайки.
Верхняя часть закреплена на кронштейне и подкосе, нижняя -
на двух перпендикулярных стенках кронштейнов.
Совмещенное днище имеет конструкцию, обеспечивающую перепад
температур в 90° между полостью бака горючего и окислителя, для
предотвращения замерзания кислорода. Кроме того конструкция
днища должна обеспечивать сохранение формы при аварийном пере-
, паде давления, действующего со стороны бака горючего.
Корпус топливного отсека и промежуточное днище покрыты теп-
лоизоляцией из пеноизоционата.
По наружной поверхности бака горючего проложены кабели бор-
товой кабельной сети, трубопроводы наддува. Все коммуникации
защищены от внешних воздействий обтекателями. Все силовые эле-
менты топливного отсека изготовлены из алюминиевых сплавов.
Первая и вторая ступени соединены переходным отсеком длиной
7.5 м и диаметром 4 м. Переходный отсек выполнен в виде тонкос-
тенной, подкрепленной продольным и поперечным силовым набором
цилиндрической оболочки.
В качестве продольного силового набора используются стрин-
геры. установленные на наружной поверхности обшивки. В качестве
элементов поперечного набора используются два торцевых и девять
промежуточных шпангоутов. Переходный отсек присоединяется к
верхнему торцевому шпангоуту юбки первой ступени и к нижнему
распорному шпангоуту бака горючего второй ступени.
Для обеспечения необходимой начальной тяговооруженности в
начале АУТ на ракете Н-2 установлены два стартовых ускорителя,
изготавливаемые фирмой Nissan Motor. Начальная тяговооружен-
ность без ускорителей по = 1.045, с двумя твердотопливными уско-
рителями массой 70.5 т каждый - п0=1.74 . Ускорители включаются
непосредственно после выхода ЖРД первой ступени на режим и ра-
ботает в течение 95 с, после чего сбрасывается.
157
Ускоритель solid rocet booster (SRB) представляет собой Я
твердотопливную ракету длиной 23 м с диаметром 1.8м. Масса S1
топлива в ускорителе 59 т. Тяга, развиваемая каждым ускорйтелем Я
на земле. 160 т. В ускорителе используется смесевое топливо. Я
состоящее из 14% полибутадиена, 18% алюминиевой пудры и 68% I
перхлората аммония. Скорость горения топлива 5. 9 мм/с, давление 1
в камере сгорания равно 57 кг/см2.
Корпус ускорителя состоит из четырех цилиндрических секций 1
общей длинной 17 м и качающегося сопла. Для сборки секций при-
меняется болтовое соединение. *
Корпус изготовлен из стали. Сопло имеет диаметр выходного
сечения 1.6м. Для обеспечения поворота вектора тяги для управ- Я
леиия ракетой на участке совместного полета с ускорителями соп- я
ло выполнено качающимся. Угол отклонения ±5°. Поворот осущест-
вляется гидравлическими, приводами. В гидравлическом приводе
сопла в качестве рабочего тела используется сжатый гелий, раз-
мещенный в шар-баллоне. установленном на ускорителе. jg
На заднем торцевом шпангоуте корпуса ускорителя установлен Я
хвостовой отсек, выполненный в виде усеченной конической обо- Я
лочки. Внутри хвостового отсека размещено качающееся сопло. Я
гидроприводы и нижние ракетные двигатели отделения ускорителя. Я
На переднем торцевом шпангоуте корпуса ускорителя установ- Я
лен кронштейн передней связи ускорителя с корпусом первой сту- Я
пени и конический носовой обтекатель. Внутри носового обтекате-Я
ля установлены верхние ракетные двигатели отделения. Я
Ускорители отделяются с помощью РДТТ. создающими тягу, век- '1
тор которой исправлен перпендикулярно оси ускорителя. 3
§5.6. Конструкция ракеты "Зенит"
В первой половине 80-х годов на основе научно-технического j
и конструктивно-технологического задела по тяжелым МБР шахтного |
типа, достижений в области создания мощного кислородно-водород- я
ного двигателя и с учетом опыта эксплуатации ракеты-носителя
"Циклон" конструкторским бюро "Южное" была разработана новая PH
среднего класса "Зенит".
158
Основной вариант PH "Зенит" двухступенчатый. Однако для ре-
шения ряда задач предусматривается установка различных вариан-
тов разгонных блоков: кислородно-керосинового, кислородно-водо-
родного и на высококипящих компонентах топлива.
Ступени PH соединены последовательно. Диаметр цилиндричес-
кой части ступеней 3.9 м. Общая длина ракеты в зависимости от
наличия разгонного блока и длины головного обтекателя составля-
ет 45 - 60 м.
Стартовая масса PH 450...470 т. Масса полезного груза на
низкой орбите в зависимости от угла наклона плоскости орбиты
составляет 12 - 14 т. При использовании кислородно-водородного
разгонного блока с помощью PH ’’Зенит" на геостационарную орбиту
может быть выведен полезный груз 2. 2 - 2.4 т.
Первая ступень PH "Зенит" выполнена по традиционной схеме с
верхним размещением бака окислителя. В качестве двигателя пер-
вой ступени используется самый мощный в мире на настоящий мо-
мент ЖРД РД-170, разработанный в конструкторском бюро энергети-
ческого машиностроения. Данный двигатель выполнен по четырехка-
мерной схеме с дожиганием генераторного газа. Компоненты топли-
ва - жидкий кислород и керосин. Тяга двигателя у Земли 740 т. в
пустоте 807 т. Удельная тяга у Земли 309 кгс/кг. в пустоте 337
кгс/кг.
На второй ступени установлен один маршевый однокамерный ЖРД
РД-120 и один четырехкамерный рулевой двигатель. Компонентами
топлива обоих двигателей являются жидкий кислород и керосин.
Двигатель РД-120 разработан в конструкторском бюро энергетичес-
кого машиностроения. Тяга двигателя в пустоте Р„ =85 т. удельная
тяга Руди_350 кгс/кг. Рулевой двигатель имеет тягу в пустоте 8
т, удельную тягу в пустоте 342 кгс/кг.
Бак горючего второй ступени выполнен в виде цилиндрического
тора, внутренний объем которого используется для размещения
маршевого двигателя.
В верхней части второй ступени над баком окислителя распо-
ложен приборный отсек системы управления. К верхнему шпангоуту
второй ступени крепится двухстворчатый головной обтекатель,
сбрасываемый на участке полета второй ступени. В зависимости от
типа космического аппарата предусмотрена возможность установки
159
головных обтекателей различных длины и диаметра.
$5.7. Использование МБР в качестве
ракет-носителей
В настоящее время в соответствии с договором между СССР и
США о сокращении стратегических наступательных вооружений (СНВ)
производится снятие с боевого дежурства и уничтожение опреде-
ленной части МБР шахтного базирования. В то же время договор
допускает возможность переоборудования отдельных шахтных пуско-
вых установок и самих ракет для целей запуска космических аппа-
ратов. Данная программа является одним из перспективных направ-
лений конверсии оборонного комплекса, направленная на получение
минимального экономического ущерба от сокращения СНВ. Переобо-
рудование стоящих на боевом дежурстве МБР под ракеты-носители
осуществляется головными предприятиями России и Украины, их .
разработавшими и изготовившими.
Одной из таких МБР. стоящих в настоящее время на боевом де-
журстве и включенных в перечень сокращаемых по договору СНВ. s
является ракета РС-18. Данная ракета разработана в 70-е годы и
является самой мощной МБР шахтного базирования из производимых
российским оборонным комплексом.
На базе материальной части МБР РС-18 конструкторским бюро
"Салют" разработана трехступенчатая PH легкого класса "Рокот". ।
Конструктивно PH "Рокот" состоит из последовательно соеди- |
ненных первой и второй ступеней ракеты РС-18. дооснащенных но-
вой третьей ступенью - разгонным блоком "Бриз", который в нас- j
тоящее время проходит летные испытания. Общая длина PH "Рокот" 4
с головными обтекателями - 24.6 м . максимальный диаметр - 2.5 а
м. При стартовой массе 106.7 т ракета обеспечивает выведение на j
низкую орбиту космических аппаратов массой до 2 т. 1
Ракета-носитель "Рокот" стартует с доработанных шахтных 1
пусковых установок ракетного комплекса РС-18. |
Одним из перспективных направлений повышения живучести ]
стратегических ядерных сил СССР и США в 80-е годы явилось соз- |
160 |
дание подвижных ракетных комплексов. В ответ на создание в США
ракетных комплексов "Першинг-2" и "MX" в СССР были созданы под-
вижные комплексы ракет средней дальности (РСД) "СС-20" и МБР
"СС-25". Данные ракетные комплексы попадают под действие дого-
вора о сокращении СНВ.
Научно-технический центр "Комплекс" в рамках конверсии на
базе технологий ракет "СС-20" и "СС-25" разработал ракеты-носи-
тели "Старт-1" и "Старт".
На первом этапе создана четырехступенчатая PH "Старт-1",
первый пуск которой с экспериментальным космическим аппаратом
состоялся 25 марта 1993 г с космодрома "Плесецк". Баллистичес-
кие возможности ракеты "Старт-1" приведены в табл. 4 и 5. В
дальнейшем планируется на ее базе создать более мощную ракету
"Старт", имеющую следующие характеристики: стартовая масса - 60
т. масса полезной нагрузки на низкой орбите до 1 т. длина 29 м,
число ступеней - 5.
Таблица 4
Максимальная масса полезной нагрузки, выводимой на
экваториальную орбиту
(Наклонение 0°. широта точки старта 0°)
Высота орбиты, км 350 500 700 1000
Масса пол. нагрузки, кг 500 450 380 300
Таблица 5
Максимальная масса полезной нагрузки, выводимой на
полярную орбиту
(Наклонение 90”. широта точки старта 0")
Высота орбиты, км 350 500 700 1000
Масса пол. нагрузки, кг 300 260 200 135
161
Особенностями применения PH типа "Старт" являются:
- пуск из подвижного наземного стартового комплекса;
- использование для пуска стартовых площадок без капиталь-
ного строительства, в том числе и вне космодромов, с учетом вы-
бора полей падения нижних ступеней, имеющих малую ценность:
- высокая надежность и безопасность, достигнутая в базовых
баллистических ракетах;
- удобство и простота эксплуатации, обусловленные примене-
нием твердого топлива в двигателях ступеней.
Основной из важных составляющих триады стратегических ядер-
ных сил как в США, так и в России являются атомные подводные
лодки с баллистическими ракетами (БРПЛ). Головным предприятием
в России по созданию БРПЛ является конструкторское бюро имени
академика Макеева В.П. (г. Миасс Челябинской области).
На протяжении трех с лишним десятилетий в данном КБ создано
несколько поколений жидкостных и твердотопливных БРПЛ. Некото-
рые из них сняты с вооружения подводных лодок в связи с заменой
на более совершенные, другие попадают под действие договора о
сокращении СНВ.
КБ имени Макеева в рамках конверсии БРПЛ провело их доосна-
щение для целей запуска космических аппаратов. Запуски ра-
кет-носителей предполагается осуществлять из пусковых установок
подводных лодок, из наземных пусковых установок и с использова-
нием авиационных комплексов на базе самолетов АН-124 "Руслан" и
АН-225 "Мрия". : .
Запуск БРПЛ SS-H-8 состоялся 8.12.92 г с глубины 50 м. Цель
запуска - получение интерферона повышенной чистоты в условиях
невесомости, который может применяться как средство борьбы со
СПИДом и раковыми заболеваниями. Аналогичный эксперимент должен
осуществляться на борту МТКК "Спейс Шаттл”, однако его проведе-
ние требует значительно больших затрат.
Основные характеристики данных ракет следующие:
1. Суборбитальная одноступенчатая жидкостная PH "Зыбь" на
базе БРПЛ SS-N-6. Стартовая масса 14.4 т, масса полезной наг-
рузки до 1 т. длина 9 м. диаметр 1.5 м.
2. Двухступенчатая жидкостная PH "Высота" на базе БРПЛ
SS-N-8. Стартовая масса 32.8 т, масса полезной нагрузки 115 кг.
' 162
длина 13.2 м, диаметр 1.8 м.
3. Двухступенчатая жидкостная PH "Волна" на базе БРПЛ
SS-N-18. Стартовая масса 34.4 т, масса полезной нагрузки 115
кг. длина 14.4 м. диаметр 1.8 м.
4. Трехступенчатая жидкостная PH "Штиль-1Н" наземного за-
пуска на базе БРПЛ "Штиль". Стартовая масса около 40 т. масса
полезной нагрузки 430 кг. длина 14.8 м. диаметр 1.9 м.
5. PH "Штиль-2Н" представляет собой модификацию PH
”Штиль-1Н" с увеличенным до 3 м3 объемом отсека полезного гру-
за. Масса полезного груза 265 кг, длина 17.3 м.
6. Четырехступенчатая жидкостная PH "Штиль-ЗА" авиационного
базирования (на самолете АН-124). Стартовая масса около 45 т.
масса полезного груза до 950 кг, длина 18.7 м, диаметр 1.9 м.
7. PH "Штиль-ЗН" представляет собой модификацию PH
"Штиль-ЗА". Масса полезного груза до 410 кг.
8. Четырехступенчатая PH "Риф-MA" авиационного базирования
(на самолете АН-225) на базе БРПЛ SS-N-20. Первые три ступени
данной PH твердотопливные; четвертая ступень жидкостная. Стар-
товая масса около 81 т, масса полезного груза до 1.5 т. длина
20 м, диаметр 2.4 м. объем отсека полезного груза 10 м3.
В настоящее время головными предприятиями Украины по созда-
нию тяжелых МБР шахтного и подвижного базирования, конструк-
торским бюро "Южное", в рамках конверсии проводятся работы по
дооснащению данных МБР для целей запуска космических аппаратов.
Эти МБР, наряду с другими ракетными комплексами, созданными в
России, попадают под действие договора о сокращении СНВ. Явля-
ясь самыми мощными в мире, данные МБР способны в качестве PH
выводить на низкую орбиту космические аппараты массой до 5 т.
163
ГЛАВА 6. МНОГОРАЗОВЫЕ СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ ПЕРВОГО ПОКОЛЕНИЯ
§6.1. Многоразовый транспортный космический корабль
"СПЕЙС ШАТТЛ"
После завершения лунной программы "Аполлон” и работ по ор-
битальной станции "Скайлэб" основное внимание американских спе-
циалистов по ракетно-космической технике было направлено на
создание многоразового транспортного космического корабля
(МТКК) "Спейс Шаттл", первый полет которого с двумя астронавта-
ми состоялся 12 апреля 1981 года. Основной задачей при отработ-
ке МТКК явилось снижение стоимости выводимой на орбиту полезной
нагрузки за счет многоразового использования твердотопливных
ускорителей (ТТУ) первой ступени и самого корабля. Одноразовым
элементом является лишь подвесной топливный бак (ПТБ), в кото-
ром размещаются жидкие кислород и водород.
В настоящее время после более чем 12 лет эксплуатации МТКК
"Спейс Шаттл" можно с уверенностью сказать, а это подтверждают
и сами американские специалисты, что ожидаемого существенного
снижения стоимости выведения на орбиту полезной нагрузки не
произошло. Это связано с различными причинами. Не обеспечено в
полной мере предполагаемое 20-кратное использование ТТУ. имели
место случаи их повреждения при посадке на воду и также утери.
Затраты на подготовку ТТУ к повторному запуску сопоставимы с
изготовлением новых ускорителей. Расчетное 100-кратное исполь-
зование корабля и 55-кратное использование его маршевых двига-
телей SSME также не достигнуто.
Большим ударом по программе "Спейс Шаттл” явилась катастро-
фа корабля "Челенджер", произошедшая 25 февраля 1986 года на
участке его выведения на орбиту и повлекшая гибель семи астро-
навтов. Пуски МТКК на длительное время были прекращены. Прово-
димые в тот период работы по доработке МТКК с целью повышения
безопасности полета потребовали больших материальных затрат,
что существенно повысило стоимость программы в целом.
Тем не менее в настоящее время МТКК "Спейс Шаттл" успешно j
эксплуатируются, являясь в США одним из средств выведения на
164
низкие орбиты полезных грузов и единственным пилотируемым кос-
мическим средством. В условиях отсутствия у США орбитальной
станции МТКК выполняет роль многоразовой космической платформы
для проведения целой серии экспериментальных исследований, в
том числе и в интересах военного ведомства.
В конструктивном отношении МТКК "Спейс Шаттл" представляет
собой пакет, состоящий из двух ТТУ, ПТБ и корабля (рис. 22).
Стартовая масса МТКК 2020 т. максимальная масса полезного
груза, выводимого на низкую орбиту. 29.5 т.-масса возвращаемого
полезного груза 14.5 т. Общая длина МТКК 56 м. высота 23 м.
Каждый из двух ТТУ имеет следующие характеристики. Длина
45.5 м, диаметр 3.7 м. Начальный вес 583 т. в том числе вес за-
ряда 501.7 т. Тяга ТТУ на Земле 1202 т. максимальная тяга на
(на 20 с полета) 1415 т. Степень расширения сопла 7.16. Угол
качания сопла в двух плоскостях ±8°. Продолжительность работы
122.5 с. Высота отделения 43 км. Расчетная кратность использо-
вания 20.
После отделения от МТКК ТТУ продолжают пассивный полет до
высоты 76 км. Затем при снижении до высоты 7.6 км происходит
отделение носка головного обтекателя и последующий ввод в дейс-
твие парашютной-системы. Приводнение ТТУ происходит в 330 км от
точки старта.
ПТБ предназначен для размещения жидких кислорода и водоро-
да. используемых маршевыми двигателями МТКК. ПТБ имеет следую-
щие основные характеристики. Длина 47.28 м; диаметр 8.46 м:
Длина бака кислорода 16.65 м; длина бака водорода 23.46 м: дли-
на межбакового отсека 6.86 м. Сухая масса ПТБ 34.8 т. в том
числе бак кислорода 5.64 т, бак водорода 14.36 т, межбаковый
отсек 6.26 т. теплозащитное покрытие 9.38. Объем бака кислорода
552.1 м": объем бака водорода 1573.2 м1. Заправляемая масса
топлива 716.84 т. в том числе кислорода 601.1 т. водорода 100
т. Конечная масса ПТБ ( включая остатки топлива ) 36.7 т.
Бак жидкого кислорода, расположенный в носовой части ПТБ.
представляет собой сварную монококовую конструкцию из алюминие-
вого сплава. Состоит из оживальной носовой части, цилиндричес-
кой обечайки эллипсоидального днища.
Далее за баком кислорода следует межбаковый отсек, имеющий
' 165-
Рис.22 Схематическое изображение МТКК.
a-вид сбоку; б-вид спереди; в-вид сзади; г-вид сверху
1-твердотопливный блок первой ступени; 2-вторая ступень;
3-сбрасываемый топливный бак.
166
форму цилиндра и состоящий из двух силовых панелей, воспринима-
ющих тягу ТТУ, шести панелей обшивки, главного и четырех проме-
жуточных шпангоутов, четырех лонжеронов и поперечной силовой
балки. Две противоположные силовые панели соединены поперечной
силовой балкой, которая выступает за панели и несет узлы креп-
ления ТТУ.
Сзади межбакового отсека установлен бак жидкого водорода,
который представляет собой сварную полумонококовую конструкцию
из алюминиевого сплава. Состоит из эллипсоидального верхнего
днища, цилиндрической обечайки и эллипсоидального иижнего дни-
ща. На корпусе расположены 12 узлов крепления орбитальной сту-
пени и ТТУ.
Снаружи вдоль корпуса проходит трубопровод заправки и забо-
ра жидкого кислорода, трубопровод газообразного кислорода для
наддува остатка окислителя, трубопровод системы барботирования
отсека окислителя, а также кабельная сеть системы управления.
Все трубопроводы и кабель закрыты обтекателем.
ПТБ соединен с орбитальной ступенью гидравлическими магист-
ралями, обеспечивающими подачу компонентов топлива к трем мар-
шевым двигателям SSME. На входе магистралей в орбитальную сту-
пень установлены быстроразъемные соединения с герметизирующими
заслонками, которые предотвращают выброс компонентов топлива. В
закрытом положении заслонки находятся заподлицо с корпусом сту-
пени. не нарушая ее аэродинамической формы. От двух магистралей
к трем маршевым двигателям горючее и окислитель поступают по
шести трубопроводам диаметром по 30 см.
Теплозащитное покрытие ПТБ обеспечивает заданную температу-
ру компонентов топлива (что определяет их плотность и темпера-
туру выкипания), предотвращает сжижение воздуха в районе бака
горючего и замерзание льда на внешней поверхности. Для бака го-
рючего используются теплозащитное покрытие из пеноматериала,
которое наносится набрызгиванием на медленно вращающийся бак, а
затем застывает. Для бака окислителя используется абляционная
листовая пробковая теплозащита. •
Такая же теплозащита используется для межбакового отсека и
заднего днища бака горючего с целью уменьшения донного нагрева
от истекающих струй ТТУ и маршевые двигателей. Все оборудование
Iff?
ПТБ получает электропитание от энергетической установки орби-
тальной ступени через кабели, закрытые гаргротами.
Отделение ПТБ происходит через 21...'23 с после выключения
маршевых двигателей орбитальной ступени прн различной высоте и
скорости, в зависимости от траектории выведения.
Основным и самым дорогим элементом МТКК "Спейс Шаттл” явля-
ется многоразовая орбитальная ступень. Она выполнена в виде
планера, имеющего Форму бесхвостки с низкорасположенным крылом
двойной стреловидности. Основные характеристики орбитальной
ступени следующие. Длина 37 м. Размах крыла 23.8 м. Высота по
килю 17 м. Габариты отсека полезного груза : длина 18.3 м. диа-
метр 5 м. Сухой вес ступени без полезного груза 68 т. Номиналь-
ный посадочный вес 84.8 т. Численность экипажа 4...7 чел. Номи-
нальная продолжительность полета 7 суток, максимальная до 30
суток. Боковой маневр в атмосфере ±2040 км. Посадочная скорость
112 м/с. Расчетная кратность использования 100.
В передней части фюзеляжа орбитальной ступени размещена ка-
бина экипажа, аппаратура системы управления и ряд других борто-
вых систем.
В центральной части фюзеляжа размещен отсек полезного гру-
за. а также средства обслуживания (манипулятор) и другие систе-
мы. Отсек полезного груза снабжен в верхней части по всей длине
двумя открывающимися створками.
В кормовой части орбитальной ступени размещены три маршевых
ЖРД SSME и двигатели орбитального маневрирования с запасом вы-
сококипящих компонентов топлива. Над двигательным отсеком раз-
мещен аэродинамический киль, а в нижней части балансировочный
щиток.
Для посадки орбитальной ступени на посадочную полосу ис-
пользуется шасси, состоящее из двух основных и одной носовой
стойки.
Кислородно-водородные маршевые двигатели имеют следующие
основные характеристики: длина 4.3 м, поперечный размер каждого
2.4 м. Сухой вес одного 2.87 м. Тяга одного на Земле 170 т. в
пустоте 214 т. Удельная тяга на Земле 364.7 кгс/кг. в пустоте
445.2 кгс/кг. Пределы дросселирования тяги 50...109 %.
Угол качания в вертикальной плоскости ±11°. в горизонталь-
168
ной плоскости ±9°. Степень расширения сопла 77. Расчетная крат-
ность использования 55.
С целью увеличения массы выводимого полезного груза до
50...75 т в США на протяжении ряда лет ведутся работы по созда-
нию грузового беспилотного варианта МТКК, получившего наимено-
вание "Шаттл - С". Данная ракета-носитель на 95% использует ос-
новные элементы существующего МТКК: два ТТУ. ПТБ, маршевые дви-
гатели. аппаратуру и ряд других систем. Главное отличие грузо-
вого варианта состоит в замене существующей орбитальной ступени
упрощенным в конструктивном и аппаратурном отношении контейне-
ром полезного груза, в кормовой части которого расположен дви-
гательный отсек. Рассматриваются различные варианты контейнеров
с габаритами от 25x46 м до 29.5x7.3 м. В зависимости от массы
выводимого полезного груза двигательная установка может вклю-
чать все три двигателя SSME или же два из них. В последнем слу-
чае предусмотрена возможность демонтажа расположенного по цент-
ру двигателя. Время работы двухдвнгательного варианта увеличи-
вается до 620 с по сравнению с 520 с при трех двигателях.
Особое внимание при разработке контейнера уделяется систе-
мам крепления и отделения полезного груза. Для различных вари-
антов контейнера рассматривается применение выталкивающих пру-
жин, наклонного (опрокидывающегося) стола, а также мобильной
платформы, на которой полезный груз должен перемещаться к
створкам люка-контейнера.
Для крепления полезного груза в конструкции одного из вари-
антов контейнера по обеим сторонам предусмотрено в общей слож-
ности 188 пазов: 124 горизонтальных - для поперечного крепления
и 64 вертикальных - для продольного крепления с возможностью
перемещения груза. Для перемещения полезного груза внутри кон-
тейнера во время предполетной подготовки предусмотрено также 14
подвижных сборок, использующих электрический или гидравлический
приводы.
Контейнер предполагается оснастить вентиляционно-очистной
системой; системой контроля внутренней среды, включающей средс-
тва звукоизоляции; системами энергопитания, терморегулирования
и т. п.
169
§6.2. Многоразовая транспортная космическая система
"ЭНЕРГИЯ - БУРАН"
Начало работ в США по созданию МТКК "Спейс Шаттл” и объяв-
ление о преобретении и использовании этой системы в боевых це-
лях потребовало принятия срочных мер по обеспечению устойчивого
противовеса с советской стороны. В качестве такого противовеса
была выбрана не уступающая американской системе по основным ха-
рактеристикам советская многоразовая транспортная космическая
система ( МТКС ), получившая в последствии наименование "Энер-
гия - Буран". Головной организацией по созданию данной системы
явилось ОКБ-1, ныне НПО "Энергия" им. С.П. Королева. Генераль-
ным конструктором этой организации в 1974 году стал академик
В.П. Глушко, возглавивший советскую программу "Энергия - Бу-
ран". На космодроме "Байконур" работы по подготовке и проведе-
нию первых пусков проводились под руководством генерал-майора
Гудилина в.Е.
В качестве стартового и технического комплексов использова-
лись реконструированные комплексы ракеты-носителя "Н-1". Допол-
нительно были построены универсальный комплекс стенд-старт,
монтажно-заправочный комплекс, посадочный комплекс и ряд других
сложных в техническом отношении сооружений.
А тем временем в ОКБ и многих десятках организаций оборон-
ного комплекса на протяжении 10 лет проводились научно-исследо-
вательские и опытно-конструкторские работы по созданию раке-
ты-носителя и орбитального корабля. Были дооснащены наземный и
морской командно-измерительные комплексы, включая ввод в строй
нового центра управления полетом и задействование спутника-рет-
ранслятора.
При проведении эскизного проектирования по обоснованию
схемно-конструктивных решений и основных характеристик было
рассмотрено несколько десятков альтернативных вариантов. Пред-
полагались варианты, использующие ТТУ по типу американских, од-
нако было признано целесообразным использовать четыре жидкост-
ных ракетных ускорителя.
Первые варианты ракеты-носителя "Энергия" предусматривали
^аличие двух центральных жидкостных баков - верхнего и нижнего.
170
соединенных между собой гидравлическими магистралями. После
опорожнения верхнего блока он должен был сбрасываться, а ниж-
ний, имеющий двигатели, вместе с размещенной на боковой поверх-
ности полезной нагрузкой продолжать полет. Однако деление цент-
рального блока на два приводило к усложнению конструкции за
счет увеличения числа днищ баков, гидравлических магистралей и
системы отделения и увода верхнего блока. Увеличение суммарной
сухой массы и снижение надежности сводили к минимуму ожидаемый
положительный эффект за счет сброса в полете части пассивной
конструкции. Рассматривался также вариант центрального блока,
включающего один бак окислителя и два бака горючего: нижнего
основного и верхнего сбрасываемого. Однако и этот вариант, даю-
щий определенный выигрыш в энергетике, по ряду причин не был
принят. В окончательном варианте был установлен один централь-
ный блок, включающий по одному баку окислителя и горючего.
Число двигателей на центральном блоке первоначально предпо-
лагалось равным трем. Однако необходимость повышения энергетики
ракеты-носителя и обеспечения требуемой безопасности полета при
отказе одного двигателя привела к увеличению числа двигателей
до четырех.
Главным отличием схемного-конструктивного построения МТКС
от американского МТКК, наряду с использованием жидкостных уско-
рителей вместо ТТУ, явилось размещение маршевых двигателей на
центральном блоке, а не на орбитальной ступени, специалисты по
ракетно-космической технике до сих пор спорят о преимуществах и
недостатках данного решения. Действительно, установка двигате-
лей на орбитальной ступени обеспечивает их спасение после каж-
дого полета, повышая эффективность многоразового использования
системы в целом. Однако бесспорным преимуществом советской МТКК
явилась схемно-конструктивная независимость ракеты-носителя и
орбитального корабля, что позволило осуществить запуски не
только корабля "Буран", но и сверхтяжелых полезных нагрузок
массой до 100 т. У американского МТКК деление на ракету-носи-
тель и корабль фактически отсутствует, так как без корабля сис-
тема стартовать не может. Последнее обстоятельство как раз и
потребовало разработки грузового беспилотного варианта МТКК
"Шаттл-С", который тем не менее по грузоподъемности уступает
171
ракете-носителю "Энергия".
Ракета-носитель "Энергия" (рис. 23) предназначена для выве-
дения космических аппаратов на низкие, а с использованием раз-
гонных блоков на средние, высокие эллиптические и круговые ор-
биты (в том числе на солнечно-синхронные и стационарные), а
также на траектории полета к Луне и планетам Солнечной системы.
Ракета-носитель "Энергия" при стартовой массе 2400 т обес-
печивает выведение космических аппаратов массой -100 т на низ-
кие орбиты искусственного спутника Земли. ~18 т на геостацио-
нарную орбиту, ~32 т к Луне и ~28 т к Венере и Марсу.
Ракета-носитель "Энергия” состоит из четырех кислородно-ке-
росиновых боковых ракетных блоков первой ступени, кислород-
но-водородного центрального ракетного блока второй ступени и
стартово-стыковочного блока.
Модульные части боковых ракетных блоков созданы на базе ра-
кетного блока первой ступени ракеты-носителя "Зенит". Каждый
боковой ракетный блок вмещает 300 т кислородно-керосинового
топлива. Конструктивно блок выполнен в виде цилиндра диаметром
3.9 м, в верхней части которого размещен бак чистого кислорода,
а в нижней - бак керосина. К верхнему шпангоуту топливного от-
сека крепится конический обтекатель, внутри которого размещена
аппаратура блока. К нижнему шпангоуту топливного отсека крепит-
ся хвостовой отсек и четырехкамерный двигатель РД—171 с дожига-
нием генераторного газа. Тяга двигателя у Земли 740 т, в пусто-
те 807 т. Удельный импульс у Земли 309 с. в пустоте 337 с.
Кратность использования двигателя 10 раз. Данный двигатель ЖРД
разработан в конструкторском бюро энергетического машинострое-
ния и представляет собой модификацию двигателя РД-170 первой
ступени ракеты-носителя "Зенит". Основными отличиями двигателя
РД-171 от РД-170 являются изменение плоскостей отклонения камер
сгорания многоразового использования.
В многоразовом варианте использования боковых ракетных бло-
ков на них устанавливаются парашютно-реактивные системы посад-
ки. размещаемые на нижней поверхности верхней и нижней частей
цилиндрической части блоков и закрытые аэродинамическими обте-
кателями.
Боковые ракетные блоки крепятся к центральному ракетному
'172
173
блоку в верхних и нижних силовых поясах. Кроме того каждые два
боковых ракетных блока соединены между собой силовыми связями,
образуя параблоки. После отделения параблоков от ракеты-носите-
ля они разделяются на моноблоки и осуществляют автономную по-
садку в заданном районе.
Центральный ракетный блок выполнен в виде цилиндра диамет-
ром 7.7 м . верхняя часть которого заканчивается эллипсоидом
вращения. Общая длина блока ~59 м. Блок вмещает ~700 т кисло-
родно-водородного топлива, в том числе -600 т жидкого кислорода
и -100 т жидкого водорода. В верхней части блока размещен бак
жидкого кислорода. Далее после межбакового отсека следует бак
жидкого водорода и в нижней части блока размещен хвостовой от-
сек с четырьмя ЖРД РД-0120. Данные двигатели разработаны в
конструкторском бюро химической автоматики (г.Воронеж) и изго-
товлены на Воронежском механическом заводе. Наиболее близким
аналогом данного двигателя является американский кислородно-во-
дородный двигатель SSME. установленный на МТКК "Спейс Шаттл".
Двигатель РД-0120 имеет тягу в пустоте 200 т. удельный импульс
в пустоте 455 с. Масса двигателя 3.47 т. Каждый двигатель зак-
реплен в карданном подвесе.
В качестве полезного груза ракеты-носителя "Энергия" ис-
пользуется многоразовый орбитальный корабль "Буран" или же
сверхтяжелые орбитальные блоки общей массой 100 т. Корабль "Бу-
ран" или же орбитальный блок, так же как и параблоки, крепится
к центральному ракетному блоку в верхних и нижних силовых поя-
сах.
Конструктивно орбитальный блок выполнен в виде транспортно-
го агрегата, совмещающего функции силового каркаса и аэродина-
мического обтекателя, с размещенным внутри космическим аппара-
том и разгонным блоком. После прохождения плотных слоев атмос-
феры осуществляется сброс части конструкции транспортного агре-
гата, выполняющей функции аэродинамического обтекателя.
Стартово-стыковочный блок является составной частью раке-
ты-носителя "Энергия" и конструктивно выполнен в виде платфор-
мы, выполняющей роль силового элемента при сборке на техничес-
кой позиции пакета из пяти ракетных блоков, транспортировке его
на стартовый комплекс, в процессе предстартовой подготовки и
при отрыве от стартового стола. Через стартово-стыковочный блок
174
осуществляется также соединение электро-пневмо-гидро коммуника-
ций ракеты-носителя и стартового комплекса. В процессе старта
ракеты-носителя стартово-стыковочный блок остается на пусковой
установке.
Запуск двигательных установок первой и второй ступеней ра-
кеты-носителя осуществляется на старте. После израсходования
рабочих запасов топлива первой ступени происходит отделение па-
раблоков, а центральный ракетный блок продолжает работу.
После выключения двигательной установки второй ступени и
отделения орбитального корабля "Буран" или орбитального блока
центральный ракетный блок продолжает пассивный полет по незамк-
нутой траектории, имеющей отрицательную величину перигея, что
обеспечивает его падение в точку, антиподную точке старта.
довыведение орбитального корабля "Буран" на рабочую орбиту
осуществляется с помощью его бортовой двигательной установки.
Довыведение на рабочую орбиту космических аппаратов, входящих в
состав орбитальных блоков, осуществляется или с помощью их бор-
товых двигательных установок, или с помощью состыкованных с
космическими аппаратами разгонных блоков.
Первый запуск ракеты-носителя "Энергия" состоялся 15 мая
1987 года. В качестве полезного груза использовалась сверхтяже-
лая космическая платформа массой 100 т. имеющая собственную
двигательную установку. В результате неправильного направления
импульса тяги этой двигательной установки космическая установка
на орбиту выведена не была. Однако все системы ракеты-носителя
"Энергия" работали нормально и испытательный запуск самой раке-
ты-носителя считается успешным.
Второй запуск ракеты-носителя "Энергия" состоялся 15 ноября
1988 года. В качестве полезного груза использовался многоразо-
вый корабль "Буран". Задачи полета выполнены полностью,
В последующие годы на базе ракеты-носителя "Энергия” разра-
ботана ракета тяжелого класса "Энергия-М". которая при старто-
вой массе 1050 т обеспечивает выведение космических аппаратов
массой до 34 т на низкие орбиты искусственного спутника Земли и
массой 3.0. ..7.0 т (в зависимости от модификации разгонного
блока) на геостационарную орбиту.
Ракета-носитель "Энергия-M" состоит из двух кислородно-ке-
175
Рис.24 Конструктив-
но- компоновочная
схема ракеты
"Энергия-М".
1.Двигательная уста-
новка бокового блока.
2. Двигательная уста-
новка центрального
блока. З.Топливный от-
сек бокового блока.
Д.Силовой конус боко-
вого блока. э.Бак
окислителя централь-
ного блока. б.Бак го-
рючего' центрального
блока. 7.Межбаковый
отсек. ЗЛолезная наг-
рузка.
176
росиновых ракетных блоков первой ступени, кислородно-водородно-
го центрального ракетного блока второй ступени и стартово-сты-
ковочного блока. В состав ракеты-носителя "Энергия-M" (рис. 24)
входит разгонный блок, использующий кислородно-керосиновое или
кислородно-водородное топливо.
Боковые ракетные блоки, стартово-стыковочный блок, кисло-
родно-водородная двигательная установка и элементы конструкции
центрального ракетного блока заимствованы с ракеты-носителя
"Энергия". Центральный ракетный блок имеет меньшую длину и. со-
ответственно, меньший запас кислородно-водородного топлива, а
также один двигатель, являющийся модификацией РД-0120. Боковые
ракетные блоки в верхних узлах крепления соединяются с силовыми
элементами головного обтекателя.
Стартовый и технические комплексы, производственная и экс-
периментальная базы ракет-носителей "Энергия" и "Энергия-М"
общие.
177
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В настоящей книге описаны известные из открытой литературы
отечественные и зарубежные ракеты-носители, проведен их схемно-
конструктивный анализ и рассмотрены те их особенности и техни-
ческие решения, которые, по мнению авторов, вносят наиболее су-
щественный вклад в теорию и практику ракетостроения.
По возможности проведен сопоставительный анализ наиболее
близких отечественных и зарубежных аналогов ракет-носителеи.
созданных в различные периоды освоения космического пространс-
тва от запуска первого ИСЗ до многоразовых систем "Спейс Шаттл"
и " Энергия-Буран’’.
Анализ тенденций совершенствования ракетной техники
позво-
ляет выделить два основных направления улучшения конструктивно-
го совершенства ракет:
1) постепенное улучшение основных характеристик ракет за
счет повышения качества технологии производства, применения но-
вых конструкционных материалов и т.п.;
2) скачкообразное улучшение основных характеристик ракет за
счет применения новых схемно-конструктивных решений - переход
от подвесных топливных баков к несущим, повышение плотности
компоновки ракет за счет совмещенных днищ топливных баков, мно-
гоступенчатый принцип построения ракет и т. п.
Первое направление реализуется на протяжении всего периода
развития ракетной техники. Каждая новая ракета, как правило,
отличается от ракет предыдущего поколения более совершенной
технологией, лучшими удельными характеристиками элементов конс-
трукции.
Второе направление реализуется значительно реже, однако
именно оно вносит коренной поворот в развитии ракетной техники
и открывает новые возможности для дальнейшей реализации первого
направления.
В то же время и первое направление достигнув определенной
"критической массы" может оказать влияние на второе направле-
ние. Наиболее показательным примером здесь является выбор числа
ступеней ракет. Так, если на начальном этапе развития ракетост-
роения в условиях низкого конструктивного совершенства ракет
178
имелась тенденция увеличения числа ступеней до трех-четырех, то
по мере совершенствования конструктивно-технологических решений
и внедрения новых конструкционных материалов наметилась обрат-
ная тенденция к их уменьшению до двух, а в перспективе рассмат-
риваются проекты создания одноступенчатых ракет-носителей.
Из двух описанных выше направлений улучшения конструктивно-
го совершенства ракет нельзя выделить какое-либо одно в качест-
ве главного. Они должны рассматриваться совместно, постоянно
дополняя друг друга. Однако, если первое направление для своей
реализации требует, как правило, высокой инженерной квалифика-
ции разработчиков, что позволяет при имеющихся технических воз-
можностях добиться максимального эффекта на конкретной конс-
трукции ракеты, то второе направление должно быть подготовлено
новыми возможностями научно-технического прогресса (технология
производства, испытания, эксплуатация и т. п.) и, кроме того,
требует не просто высокой инженерной квалификации, а таланта и
изобретательности конструкторов, смелого принятия нестандартных
решений.
Внедрение большинства мероприятий первого направления в
практику создания и совершенствования ракет, как правило,
осуществляется очень быстро, без особых трудностей, в то
время как у второго направления. наряду с объективными
трудностями, всегда имеется очень много противников, которые
часто не рискуют отходить от устаревших, но в то же время хоро-
шо отработанных и надежных принципов совершенствования ракетной
техники.
Можно ожидать, что очередными факторами существенного улуч-
шения эффективности ракет станут следующие:
1) более интенсивное использование жидкого, а в дальнейшем
и шугообразного водорода:
2) использование перелива топлива между параллельно работа-
ющими ступенями;
3) использование нового поколения трехкомпонентных двухре-
жимных ЖРД;
4) более интенсивное внедрение композиционных материалов.
На настоящем этапе развития ракетно-космической техники
большое значение придается созданию многоразовых космических
179
систем (МКС). В процессе создания и испытания МКС первого поко-
ления "Спейс Шаттл" и "Энергия - Буран" была подтверждена прак-
тическая возможность реализации принципа многоразовости элемен-
тов конструкции этих систем. Однако энерго-массовая и экономи-
ческая эффективность МКС первого поколения уже не отвечает все
возрастающим требованиям перспективных космических программ. В
связи с этим в ряде стран проводятся интенсивные работы по соз-
данию МКС следующего поколения.
Анализ функциональных возможностей МКС и областей их ис-
пользования показывает, что эти системы являются многоцелевыми
и имеют широкий спектр решаемых задач, основными из которых яв-
ляются: выведение полезного груза, транспортно-техническое обс-
луживание (ТТО) орбитальной группировки и проведение прикладных
исследований.
Решение задач выведения и ТТО в перспективной космической
программе сложно обеспечить одним классом МКС. соответствующих
различным грузоподъемностям и схемному построению.
В настоящее время в процессе создания нового поколения МКС
рассматриваются три основных направления их развития.
Первое направление предусматривает создание многоразовых
ракетно-космических систем (МРКС) вертикального старта и гори-
зонтальной посадки. Такие системы рассматриваются в проектах
типа "Шаттл-2''. МКС данного типа обладают высокими энергетичес-
кими характеристиками и обеспечивают выведение на орбиту ИСЗ
полезного груза массой до 50 т.
Второе направление предусматривает создание авиационно-кос-
мических систем (АКС), использующих в качестве первой ступени
дозвуковые самолеты-носители (ДСН) типа "Боинг - 747” или
"Мрия". с которых осуществляется воздушный старт орбитальной
ступени типа "Хотол" или связки орбитального самолета с внешним
топливным баком. За счет маневра ДСН в экваториальные широ-
ты АКС способны выводить полезные грузы на орбиты малого накло-
нения.
Третье направление предусматривает создание одно- и двухс-
тупенчатых воздушно-космических систем (ВКС) горизонтального
старта и посадки. Одноступенчатые ВКС рассматриваются в проек-
тах типа НАСП и "Гиперплейн". Двухступенчатые ВКС типа "Зенгер
180
-2" используют в качестве первой ступеии гиперзвуковой само-
лет-разгонщик. ВКС обладают высокими эксплуатационными характе-
ристиками, присущими авиационной технике, однако для их созда-
ния требуются новые технологии и материалы.
Каждое из этих направлений требует решения сложных науч-
но-технических проблем, что обуславливает необходимость поэтап-
ного создания соответствующих типов МКС. Параллельная разработ-
ка несколькими российскими фирмами самостоятельных проектов
МКС. соответствующих выше описанным направлениям, сопряжена с
техническим риском, большими материальными затратами и в усло-
виях сложного экономического положения в стране становится аб-
солютно невозможной. В то же время выбор одного из вариантов
МКС и закрытие работ по другим ущемит интересы ряда ведущих со-
ветских фирм. Переключение их деятельности в рамках конверсии
на выпуск, например, товаров народного потребления приведет к
потере этими фирмами большей части своих высококвалифицирован-
ных специалистов.
Крупные космические программы, в том числе по созданию МКС
нового поколения, требуют привлечения больших материальных и
интеллектуальных ресурсов. Решение таких программ в рамках од-
ной. даже мощной страны, становится затруднительным. Стратегия
развития МКС следующего поколения должна формироваться при меж-
дународном сотрудничестве высокоразвитых стран, имеющих доста-
точный научно-технический задел по ракетно-космической и авиа-
ционной технике.
Авторами настоящей книги собран большой материал по анализу
схемно-конструктивных решений МКС различных типов, обобщен ши-
рокий спектр проблемных вопросов их создания и эффективного ис-
пользования. В настоящее время данный материал готовится к из-
данию в виде отдельной книги, которая явится логическим продол-
жением настоящей книги.
181
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
АнуреевИ.И. Ракеты многоразового использования. М.Машиностро-
ение, 1975.
Белью А..Стулингер Э. Орбитальная станция "Скэйлаб". М.:Мир ,
1977.
Беляев Н.Н. Системы наддува топливных баков ракет, м.: Машиност-
роение, 1976.
Вик Ч. П.. Демес Р. Советская программа пилотируемого полета на
Луну./Аэрокосмическая техника. N 4. 04.1991.
Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. М.:
Машиностроение, 1987.
Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей
/Под ред. г:Г.Гахуна.М.:Машиностроение. 1989.
Космонавтика/Под редакцией В, П. Глушко. М.: Советская энциклопе-
дия, 1985.
Князьков В. С., Рожков В.В. Боевые ракеты. М.:Воениздат. 1977.
Лесков С. Как мы не слетали на Луну. М.:Панорама, 1991.
Морозов К.В. Ракеты-носители космических аппаратов. М.:Маши-
ностроение, 1975.
lag
СОДЕРЖАНИЕ
Введение.....................................................4
Глава 1 Основные задача, решаемые в космосе..................9
§1.1. Первая задача - разведка...............................9
§1.2. Этапы в развитии задач, решаемых в космосе.............Ц
Глава 2 Запуск искусственных спутников Земли. Вывод
космических кораблей с экипажем.............................15
§2.1 . Начало гонки в космосе............................ 15
§2.2 . Конструкция первой ракеты-носителя Р7...............16
§2.3 . Конструкция первой тяжелой ракеты-носителя США
"Атлас".....................................................30
§2.4 . На орбите первый обитатель Земли....................34
§2.5 . Конструкция ракеты "Титан-2”........................37
§2.6 Конструкция ракеты "Циклон"...........................43
Глава 3 В космосе долговременные орбитальные станции........46
§3.1 . Основы построения ДОС...............................46
§3.2 . Конструкция ракет "Сатурн-1" и "Сатурн-1В"..........48
§3.3 . Конструкция ракеты-носителя "Протон"................63
§3.4 . Модернизация ракеты-носителя "Протон"...............73
§3.5 . Конструкция ракет-носителей семейства "Титан".......76
Глава 4 Цель - полет на Луну................................85
§4.1 . Конструкция ракеты "Сатурн-5"..................... 86
§4.2 . Проект ракеты-носителя Н-1.........................100
§4.3 . Конструкция ракеты-носителя Н-1....................104
Глава 5 Конкуренция в Космосе................-........... 117
§5.1 . Развитие космических технологий в мире.............117
§5.2 . Конструкция ракеты "Ариан”....................... 118
§5.3 . Особенности модернизированных ракет семейства
"Ариан".............................................134
§5.4 . Конструкция ракеты-носителя "Ариан-5"............ 146
§5. 5. Конструкция ракеты Н-2.............................149
§5. 6. Конструкция ракеты "Зенит"....................... 158
§5.7 . Использование МБР в качестве ракет-носителей.......160
Глава 6 Многоразовые средства выведения первого поколения...164
§6.1. Многоразовый транспортный космический корабль
"Спейс Шаттл"............................................. 164
§6.2. Многоразовая транспортная космическая система
"Энергия-Буран".....................................;......170
Заключение...................................................178
Библиографический список.....................................182
183