Ракеты-носители космических аппаратов - Морозов К.В.

Автор: Морозов К.В.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника космические аппараты космонавтика
Год: 1975
Текст
                    к.в. морозов
РАКЕТЫ-
HI

КОСМИЧЕСКИХ

К. 6. МОРОЗОВ
РАНЕТЫ-НОСИТЕЛИ
КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
М79
6Т6
УДК 629.764(023)
Морозов К. В.
М79 Ракеты-носители космических аппаратов. М., «Ма-
шиностроение», 1975.
120 с., 43 ил.
В книге в популярной форме рассказано о ракетах-носителях —
сложнейших машинах, с помощью которых человек проник в космос.
Изложены общие принципы устройства ракет-носителей, рассказано о
стартовом оборудовании и системах управления полетом.
Значительное место в книге отведено описанию современных оте-
чественных и зарубежных образцов ракет-носителей и перспективам нх
развитии.
Книга предназначена для широкого круга читателей, интересующих-
ся ракетной техникой.
31902-192
038(01)-75
192—75
6Т6
© Издательство «Машиностроение», 1975 г.
1. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
И ИХ УСТРОЙСТВО
Современная ракета-носитель (PH) представ-
ляет собой многоступенчатую баллистическую ракету,
предназначенную для выведения в космос полезного гру-
за, например, различных искусственных спутников Зем-
ли (ИСЗ), космических кораблей (КК), обитаемых орби-
тальных станций, имеющих общее название— космиче-
ские аппараты (КА).
Ракеты-носители —это двух-, трех- или четырехступен-
чатые ракеты, сообщающие космическому аппарату не-
обходимую космическую скорость.
Ракета-носитель является составной частью ракетно-
космического комплекса (РКК), включающего помимо
ракеты-носителя и космического аппарата разнообраз-
ное стартовое оборудование (стартовый комплекс), необ-
ходимое для подготовки ракеты-носителя к запуску
и осуществлению запуска, а также системы контроля за
полетом ракеты-носителя и космического аппарата.
Ракеты-носители представляют собой беспилотные
летательные аппараты, снабженные ракетными двигате-
лями и системами управления, обеспечивающими достав-
ку космического аппарата с определенной скоростью и
под определенным углом к горизонту в заданную точку
космического пространства.
Конструктивные схемы ракет-носителей в каждом
конкретном случае зависят от назначения ракеты-носи-
теля, вида топлива, типа двигателей и конструкции со-
ставных частей (агрегатов, отсеков, систем). Взаимное
размещение составных частей ракеты-носителя может
быть различным.
1089
Для современных ракет-носителей характерны две
конструктивные схемы (рис. 1)—с последовательным
расположением ступеней (поперечным делением) и па-
кетная схема (с продольным делением) [11]
Двигательные установки отдельных ступеней у ракет-
носителей с последовательным расположением ступеней
работают последовательно, одна за другой, у ракет-носи-
телей с продольным делением двигатели последующей
ступени могут работать одновременно с двигателями пре-
дыдущей ступени.
В настоящее время предпочтение отдают ракетам-
носителям с последовательным расположением ступеней,
считая, что ракеты-носители с продольным делением
имеют большие диаметры, их трудно транспортировать,
для запуска требуется более сложное оборудова-
ние [10, 11].
Каждая ступень ракеты-носителя состоит из корпуса,
топливного отсека с запасом топлива, двигательной уста-
новки, систем подачи топлива, органов управления, аппа-
ратуры управления и элементов конструкции и оборудо-
вания (систем разделения ступеней, переходников, хво-
стовиков и т. п.).
Последняя ступень ракеты несет полезный груз опре-
деленного назначения.
Современные ракеты-носители имеют сложную конст-
рукцию, большую массу и габариты, их эксплуатация
связана с определенными трудностями.
Корпус
Корпус соединяет все части ракеты-носителя в единую
конструкцию. С точки зрения строительной механики он
представляет собой сравнительно тонкостенную оболочку
(обшивку), подкрепленную изнутри стрингерами и шпан-
гоутами.
Конструкция ракеты работает в очень напряженных
условиях. Она должна выдерживать не только статиче-
ские, но и динамические нагрузки, включая вибрацион-
ные, основным источником которых являются ракетные
двигатели.
В полете корпус ракеты-носителя испытывает аэроди-
намические нагрузки (только при полете в атмосфере)
' I)
Рис. 1 Конструктивные схемы ракет-носителей:
а—схема с последовательным расположением ступе-
ней (с поперечным делением): / первая ступень:
//-вторая ступень; ///-третья ступень; /-головной
обтекатель; 2 -полезный груз: J—отсек аппаратуры
управления; /—ракетный двигатель третьей ступени;
5. в—силовые узлы связи ступеней; «, S—конические
переходники; 7—ракетный двигатель второй ступени;
10—ракетный двигатель первой ступени; //—хвостовой
отсек первой ступени с юбкой;
б-схема с продольным делением ступеней (пакет-
ная схема): /-первая ступень (подвесные боковые
стартовые блоки); //—вторая ступень (центральный
блок): ///-третья ступень; /—головной обтекатель;
?—полетный груз; 3—приборный отсек; /—ракетный
двигатель первой ступени, л -конический переходник;
6. 7—силовые узлы связи ступеней; 8—ракетный дви-
гатель подвесного блока; У—хвостовой отсек
и силу тяги двигателя. Эти нагрузки уравновешиваются
силой тяжести и силами инерции.
Аэродинамические силы появляются на поверхности
корпуса ракеты при обтекании его потоком воздуха.
Сила тяги двигателя направлена вдоль осн ракеты.
Точками ее приложения являются узлы крепления дви-
гателя к корпусу.
Обшивка придает корпусу обтекаемую форму. Она
воспринимает местные аэродинамические нагрузки, пере-
давая их на стрингеры и шпангоуты в виде нормальных
сил. При этом она работает на поперечный изгиб и рас-
тяжение.
Стрингеры — это продольные элементы конструкции.
Они вместе с обшивкой воспринимают изгибающие мо-
менты и осевые нагрузки, действующие на корпус.
Помимо осевых усилий стрингеры испытывают попе-
речные нагрузки.
Опорами для стрингеров являются шпангоуты, кото-
рые представляют собой тонкостенные кольца определен-
ного сечения, обеспечивающие форму поперечного сече-
ния ракеты. Шпангоуты воспринимают радиальные уси-
лия и придают конструкции необходимую жесткость.
По длине корпус разбит на отсеки, название которых
определяется расположенными в них элементами раке-
ты: отсек полезного груза, приборный отсек, топливный,
отсек двигательной установки и др.
Отсек полезного груза, как правило, прикрыт голов-
ным обтекателем. Он имеет форму конуса (рис. 2), пере-
ходящего в цилиндр, и состоит из тонкостенной оболоч-
ки, усиленной с внутренней стороны стрингерами и шпан-
гоутами.
Головной обтекатель закрывает полезный груз, а ино-
гда и последнюю ступень ракеты, предохраняя их от
аэродинамического и теплового воздействия при движе-
нии ракеты с большими скоростями в плотных слоях
атмосферы. После выхода за пределы атмосферы голов-
ной обтекатель сбрасывается механизмом отделения.
Отсеки корпуса соединяются стыковочными узлами.
Они обеспечивают заданную геометрическую форму из-
делия после сборки, передают усилия от одного отсека к
другому и в значительной мере определяют технологиче-
ские и эксплуатационные качества ракеты. Конструкция
6
стыковочных узлов существенно зависит от заданной
точности взаимного расположения соединяемых отсеков,
их устройства и размеров.
На внутренней поверхности корпуса имеются устрой-
ства для крепления аппаратуры, на наружной — для
крепления стабилизаторов и других элементов ракеты.
Рис. 2. Схема головной части ракеты-
носителя:
/—корпус головной части (оболочка): 2—
стык секций обтекателя; 3—полезный груз;
/—секции обтекателя при разделении: 5—
последняя ступень PH; б—стрингеры;
7—шпангоуты
Первая ступень ракеты в хвостовом отсеке, помимо
двигателя и части приборов системы управления, имеет
силовые элементы для установки ракеты на пусковом
столе.
В целом корпус должен обладать достаточной проч-
ностью, чтобы выдерживать значительные нагрузки в
условиях полета на больших скоростях, часто при зна-
чительном нагреве или перепаде температур. Кроме то-
го, конструкция корпуса должна удовлетворять требова-
ниям, зависящим от назначения ракеты и условий ее ис-
пользования.
Корпус ракеты часто выполняет роль стенок баков
Для компонентов топлива, образуя так называемые «не-
7
сущие баки», т. е. такие баки, которые принимают на
себя все возникающие в полете нагрузки.
Создавая в несущих баках определенное внутреннее
давление (иадду®), обеспечивают работу их обшивки на
растяжение, т. е. в условиях, наиболее благоприятных
для тонких оболочек.
В результате появляется возможность создавать тон-
костенные топливные баки большого объема с большой
прочностью и жесткостью, воспринимающие продольные
сжимающие силы и изгибающие моменты, действующие
на корпус ракеты в полете.
Подобная конструкция баков значительно снижает
массу ракеты.
Баки занимают около 3/5 длины ракеты, а компонен-
ты топлива, помещенные в них, составляют УОи/о и более
полной массы ракеты (11, 14J.
Для достижения больших скоростей полета PH дела-
ют составными (многоступенчатыми). Ступени соедине-
ны между собой такими узлами, которые обеспечивают
их отделение в полете.
После использования топлива работающей ступени и
выключения ее двигателя происходит отделение ступени
или ее части, например, топливных баков или двигатель-
ной установки, масса оставшейся части ракеты умень-
шается и ей может быть сообщена большая скорость по
сравнению со скоростью одноступенчатой ракеты той же
начальной массы при одинаковом запасе топлива и мас-
се полезного груза.
В ракетах с последовательным расположением ступе-
ней последние могут соединяться с помощью переходни-
ков, имеющих разрывные болты или быстродействующие
замки.
Если диаметры ступеней различны, то переходник
имеет коническую форму (см. рис. 1). При одинаковом
диаметре ступеней применяются цилиндрические пере-
ходники.
В составных ракетах имеется специальная система
разделения ступеней, в основу работы которой может
быть положено два способа разделения: огневой и тор-
можение корпуса нижней ступени.
При первом способе разделения верхняя ступень раз-
гоняется двигателем, а нижняя в это время тормозится
продуктами сгорания двигателя верхней ступени. В этом
случае переходник первой ступени изготавливается в ви-
де открытой фермы или имеет специальные окна для
выхода продуктов сгорания, так как двигатель второй
ступени запускается раньше, чем разрушаются разрыв-
ные болты или раскрываются замки.
Для защиты переднего бака нижней ступени от высо-
конагретых продуктов сгорания двигателя верхней ступе-
ни на днище бака наносится термозащитное покрытие.
При втором способе разделения корпус нижней сту-
пени тормозится специальными пороховыми двигателями.
Ракеты-носители запускают вертикально.
Вертикальный старт упрощает проектирование и из-
готовление пускового устройства, которое удерживает
PH перед стартом и во время выведения двигателя на
необходимый режим работы с помощью одних только
опор в хвостовой части ракеты.
При вертикальном старте ракета быстрее проходит
плотные слои атмосферы, что уменьшает время воздей-
ствия на нее аэродинамического сопротивления.
Ракетные двигатели и топлива
Ракетные двигатели являются важнейшей составной
частью PH — при сжигании в них топлива они создают
силу тяги, обеспечивающую движение ракеты.
Основные характеристики ракеты определяются дви-
гателем и видом используемого топлива.
Первостепенное значение для установления энергети-
ческих возможностей PH имеют тяга (Р) и скорость
истечения газов из сопла двигателя (wa) 
Тяга двигателя определяется по формуле
P = Gw„ + Fa(pa—р0),
где G — масса топлива;
wa — скорость истечения газов на выходе из сопла;
Fa — площадь выходного сечения сопла;
ри —давление на срезе сопла;
Ри — атмосферное давление.
При проектировании PH величина тяги двигателя
определяется в зависимости от стартовой массы ракеты
Go и обычно принимается Р= 1,35 Go [10].
9
Одним из наиболее важных показателей эффективно-
сти любого ракетного двигателя (ЖРД и РДТТ) являет-
ся удельная тяга (Руя) или удельный импульс.
Под удельной тягой понимают отношение тяги двига-
теля к секундному расходу топлива (Gc)
Р
У* Q
Удельную тягу выражают в Н-с/кг или в м/с.
В зарубежной печати сообщалось, что в наиболее
совершенных ЖРД в вакууме значение удельной тяги
достигает 350 м/с и более.
Удельная тяга характеризует экономичность двига-
теля, поэтому считается, что чем больше удельная тяга,
тем совершеннее ракетный двигатель, т. е. тем меньше
расходуется топлива для достижения заданной тяги.
В многоступенчатых ракетах-носителях обычно име-
ется несколько двигателей, работа которых синхронизи-
руется системой управления.
Характерной особенностью всех ракетных двигателей
является то, что для создания реактивной струи газов,
образующихся в камере сгорания двигателя, не требует-
ся участия атмосферного воздуха. Благодаря этому ра-
кетные двигатели создают тягу как в воздушной среде,
так и в безвоздушном пространстве.
В современных PH чаще применяются жидкостные
ракетные двигатели (ЖРД), работающие на жидком топ-
ливе (горючем и окислителе), подаваемом из баков. Счи-
тается, что в недалеком будущем представится возмож-
ность широко применять ракетные двигатели твердого
топлива (РДТТ), в которых топливо находится
непосредственно внутри камеры сгорания, и гибридные
(смешанные) двигатели, работающие на твердо-жидком
топливе. Конструкция ЖРД зависит от состава приме-
няемого топлива, требуемой мощности двигателя и пара-
метров (характеристик) ракеты в целом.
Существует много конструкций ЖРД (двигательных
установок), каждая из них включает одну или несколько
камер сгорания с соплом; систему подачи — комплекс
агрегатов, подающих топливо под избыточным давлени-
ем в камеру сгорания; агрегаты автоматики и систему
регулирования, обеспечивающие запуск, нормальную
работу в определенном режиме и выключение двигателя;
10
силовую раму и другие узлы, связывающие отдельные
агрегаты и передающие тягу от двигателя к ракете
(рис. 3).
Из Иаков	Из дакоВ
6)
Рис. 3. Схема жидкостного ракетного двигателя
а—замкнутая схема ЖРД: /—камера сгорания; 2—насосы
горючего и окислителя; 3—турбина; 4—газогенератор; 5—тру-
бопроводы компонентов топлива (Г—горючее. О—окисли-
гель); 6—трубопровод подачи окислителя в камеру сгора-
ния.- 7—сопло; 8—форсуночная головка; 9—трубопровод по-
дачи горючего в камеру сгорания;
б—открытая схема ЖРД; /—камера сгорания; 2—насосы го-
рючего и окислителя; 3—турбина; 7—газогенератор; 5—от-
бросное сопло; 6— сопло; 7—форсуночная головка
В камере сгорания химическая энергия топлива в ре-
зультате его горения преобразуется в тепловую энергию
газообразных продуктов сгорания (рабочее тело) и да-
лее — в кинетическую энергию газового потока, создаю-
щего тягу. При этом газы в камере сгорания (рабочее
тело) имеют высокое давление и температуру 3000° С
и выше. Они истекают из камеры через сопло с большой
скоростью.
11
Форма камер сгорания может вить самой разнообраз-
ной — цилиндрической, конической и др.
Для полного сгорания топлива его компоненты в ка-
мере сгорания тщательно перемешиваются с помощью
форсунок, через которые компоненты топлива вводятся а
камеру сгорания. Чем совершеннее процессы смесеобра-
Рис. 4. Схема свсрхзвукопого сопла:
-изменение параметрон газового потока по длине сопла; б—про-
филированное сопло; в—коническое сопло
зования, тем экономичнее, устойчивее и надежнее рабо-
тает двигатель. В сопле тепловая энергия сжатого рабо-
чего тела преобразуется в кинетическую энергию, т. е.
происходит разгон газового потока до величины скорости
истечения (wa).
Сопло состоит из сужающейся и расширяющейся ча-
стей (рис. 4).
Скорость истечения газа из сопла можно определить
по формуле
*•=
где g — ускорение свободного падения;
k — показатель адиабаты;
R — газовая постоянная;
Тк — температура газа в камере двигателя;
12
ра — давление па срезе сопла;
рк — давление газа в камере двигателя.
Из формулы видно, что скорость истечения газа зави-
сит от температуры газа в камере двигателя (Тк), от
состава газа, определяемого газовой постоянной R, и от
перепада давлений между камерой и выходным сечени-
ем сопла. Поэтому для повышения скорости истечения
газа из сопла стремятся применять топливо с большой
теплотворной способностью и увеличивать степень рас-
ширения газов в сопле [2, 3].
Изменение параметров газового потока по длине соп-
ла показано на рис. 4, а.
Максимальная скорость истечения газа из сопла мо-
жет быть получена, если на срезе сопла давление ро=0.
Тогда
Геометрические формы сопел выбирают такими, что-
бы иметь при наименьшей поверхности сопла минималь-
ные потери скорости в результате трения, впхреобразо-
вания и скачков уплотнения в газовом потоке.
Наиболее выгодной формой сопла является газоди-
намически профилированное сопло, в котором профиль
расширяющейся (сверхзвуковой) части совпадает с лини-
ей тока расширяющегося газа при сверхзвуковых тече-
ниях (см. рис. 4, б).
Однако такие сопла весьма сложны в изготовлении,
поэтому иногда применяют конические сопла (см.
рис. 4, а), которые просты по конструкции и технологии
изготовления [2].
В ЖРД могут быть использованы различные топлива.
Выбор компонентов топлива зависит от общих данных,
характеризующих двигатель: его назначение, мощность,
продолжительность работы и т. п.
Топливо жидкостных ракетных двигателей обычно
двухкомпонентное, состоящее из горючего и окислителя.
Горючее — это химически малоактивные жидкости, окис-
лители же, наоборот — активные жидкости, хранить их
и заправлять ими ракеты довольно сложно.
Для подачи компонентов топлива из баков в камеру
сгорания применяют газовытеснительные и насосные си-
стемы подачи топлива.
13
В газовытеснительиьт.х системах компоненты топлива
вытесняются из баков каким-либо инертным газом под
давлением.
В насосных системах компоненты топлива нагнетают-
ся в камеру сгорания из баков с помощью насосов, при-
водимых в действие газовой турбины (см. рис. 3). Тур-
бина вместе с насосами образует турбонасосный агрегат
(ТНА). Для работы турбины необходимо рабочее тело —
нагретый газ, находящийся под высоким давлением. Ра-
бочее тело образуется в специальных газогенераторах
в результате горения, например, основных компонентов
топлива, которые подаются в камеру сгорания.
В зависимости от способа использования рабочего
тела турбины ЖРД могут быть открытой (разомкнутой)
и замкнутой схемы.
В двигателях открытой схемы рабочее тело после тур-
бины выбрасывается через отбросные сопла за борт ра-
кеты (см. рис. 3, б), что создает небольшую дополнитель-
ную тягу. Подобная схема неэкономна, так как рабочее
тело после турбины имеет низкие температуру и давле-
ние.
Этот недостаток может быть устранен, если рабочее
тело после турбины подавать в камеру сгорания и там
дожигать вместе с остальными компонентами топлива
(см. рис. 3, а). Такие схемы ЖРД называются замкнуты-
ми или схемами с дожиганием.
Современные жидкостные ракетные двигатели обычно
запускаются пиростартерами, которые воспламеняют по-
роховую шашку, помещенную в камеру пиростартера.
Пороховые газы приводят в действие турбину — ТНА,
компоненты топлива начинают поступать в камеру сго-
рания и в газогенератор. Если топливо самовоспламе-
няющееся, то специальных устройств (пнрозажигатель-
ных) для его первоначального воспламенения не требует-
ся. Двигатель выключается, когда прекращается подача
топлива в камеру сгорания и в газогенератор.
Так как камеры сгорания в процессе сжигания топ-
лива сильно нагреваются, их изготавливают из жаропроч-
ных материалов. Креме того, их охлаждают во время ра-
боты. Для этого используется один из компонентов топ-
лива, который перед поступлением в камеру сгорания
проходит по каналам в стенке камеры (рис. 5, а).
Иногда для предохранения стенок камеры от высоких
14
температур в камере создают паровую или жидкостную
завесу (около стенок) из горючего (см. рис. 5,6). Эта
часть горючего не участвует в процессе горения.
Работа ЖРД регулируется системой автоматики,
включающей различного рода редукторы, клапаны и дру-
гие механизмы, которые приводятся в действие автоном-
ными источниками питания (бортовыми батареями или
газовыми аккумуляторами).
Меняя количество топлива, подаваемого в камеру
сгорания, можно регулировать тягу двигателя в широ-
ком диапазоне.
Время работы ЖРД ракет-носителей обычно состав-
ляет несколько минут.
Основной недостаток современных ЖРД заключается
в их малой экономичности, т. е. в большом расходе топ-
лива па единицу развиваемой тяги.
15
Жидкостные ракетные двигатели могут быть однока-
мерными или многокамерными (пакет камер сгорания).
С увеличением стартовой массы ракеты увеличивается
потребная тяга двигателя. В свою очередь, увеличение
Рис. 6. Схема жидкостного ракетною двигателя
с пакетом камер:
/—основные камеры сгорании: 2—насос подачи окисли
геля: 3—насос подачи горючего; 4—силовая рама: 5—тру-
бопроводы окислителя; 6—трубопроводы горючего; 7—ру-
левые камеры сгорания
тяги требует больших размеров и массы камеры сгора-
ния. Считается, что создать камеру сгорания большого
объема довольно трудно, так как это связано с появ-
лением в ней неустойчивого рабочего процесса (в пер-
вую очередь, горения). Поэтому ЖРД ракет-носителей
16
с большими тягами обычно имеют пакеты камер сгора-
ния (рис. 6).
С другой стороны, габариты и масса двигателя зави-
сят от количества камер сгорания. Поэтому при расчетах
добиваются таких результатов, чтобы оптимальное коли-
чество камер сгорания отвечало минимальной массе дви-
гателя.
Помимо этого, учитывается надежность работы ЖРД,
которая, как известно, зависит от количества элементов в
системе.
Для PH в зависимости от требуемой тяги применяют
или двигатели с различным числом камер сгорания, или
увеличивают количество двигателей [10, 14].
При этом следует иметь в виду, что двигатели замкну-
тых схем, как правило, выполняются однокамерными,
так как весьма сложно подавать одновременно в не-
сколько камер сгорания высоконагретые и имеющие
большое давление газы от одного газогенератора.
В настоящее время в зарубежных ЖРД в основном
применяются две группы топлив, различающихся по ха-
рактеру окислителя: топливо на основе азотной кислоты
и других кислородных соединении азота и топливо на
основе кислорода [2, 3, 10].
Топлива первой группы имеют высокую температуру
кипения, поэтому они могут находиться в жидком состоя-
нии при нормальных температурах. Это упрощает их эк-
сплуатацию и позволяет хранить в топливных баках.
Основным окислителем для этой группы топлив явля-
ется азотная кислота, содержащая до 76% кислорода.
Температура ее замерзания —42° С, кипения +86° С.
Однако пары азотной кислоты очень ядовиты, она хими-
чески агрессивна по отношению к большинству конструк-
ционных материалов. Поэтому для изготовления бакоа
и арматуры используют нержавеющую сталь и сплавы
алюминия без примесей меди.
Горючим для топлив первой группы (на сснсве сое-
динений азота) могут служить некоторые углеводороды
и, в частности, керосин, обладающий высокой теплотвор-
ной способностью.
Керосин может применяться со всеми окислителями
на основе окнелов азота и с жидким кислородом. К недо-
статкам керосина относят большой разброс плотности
17
между партиями и коксообразование при применении его
с окислителями на основе азотной кислоты.
Другим наиболее известным жидким горючим являет-
ся гидразин, который представляет собой в нормальных
условиях бесцветную дымящуюся на воздухе ядовитую
жидкость. Он нестабилен, разрушает резину и многие
органические материалы [2].
Более перспективными в качестве горючего считают-
ся производные гидразина — метилгидразин и несиммет-
ричный диметилгидразин, имеющие низкую температуру
замерзания и большую стойкость, чем гидразин.
Диметилгидразин представляет собой бесцветную,
весьма летучую жидкость с интенсивным аммиачным
запахом. Он нс взаимодействует со сталями и алюми-
ниевыми сплавами. Считается, что диметилгидразин
является высокоэффективным горючим, позволяющим по-
лучать большую удельную тягу.
Широко применяется в качестве горючего и аэрозин,
представляющий собой смесь 50% гидразина и 50% ДИ-
метилгидразина.
Окислителем второй группы топлив является жидкий
кислород, кипящий при температуре —183° С.
Этот недостаток не позволяет хранить его длительное
время [2].
Баки для жидкого кислорода, как и для соединений
азота, изготавливают из нержавеющей стали и алюминие-
вых сплавов.
В качестве горючих для топлив второй группы могут
быть использованы любые углеводороды, которые обра-
зуют несамовоспламеняющиеся низкокипяш’ч- топлива.
Наивысшую теплотворную способность в соединении с
жидким кислородом имеет жидкий водород. Это топливо
находит широкое применение в современных американ-
ских PH большой мощности (например, «Сатурн-5») и во
многих новых ракетах.
Зарубежные специалисты считают, что в будущем в
ЖРД найдут широкое применение топлива с повышен-
ной теплотворной способностью и высокой плотностью.
Окислителями для таких топлив могут служить кис-
лород и фтор, а горючими — водород, литий, бор, амми-
ак, бороводороды и др. Предполагают, что такие
топлива обеспечат удельную тягу до 450 м/с [2].
18
Жидкое топливо, один или оба компонента которого —
сжиженные газы (жидкие кислород, водород, фтор и
др.), называют криогенным ракетным топливом.
За рубежом проводятся большие работы по исполь-
зованию ракет с двигателями на твердом топливе для
ракет-носителей и космических аппаратов. Диапазон их
тяг весьма большой — от тысячных долей ньютона для
мнкроракетных двигателей до нескольких миллионов
ньютонов —для мощных РДТТ, устанавливаемых на не-
которых ракетах-носителях США, Франции и Японии.
Считается, что применение РДТТ позволит уменьшить
размеры ракет и упростить их эксплуатацию.
Конструкция ракет с РДТТ проще конструкции ра-
кет с ЖРД- Она имеет очень мало или совсем не имеет
подвижных узлов и сложных коммуникаций (турбонасос-
ные агрегаты, клапаны, редукторы, трубопроводы для по-
дачи компонентов топлива и др.). При этом простота кон-
струкции, сравнительно низкая стоимость отработки дета-
лей и высокая надежность их способствуют широкому
использованию РДТТ в PH различного назначе-
ния [11, 14].
На крупных PH с массой полезного груза более 10 т
за рубежом нередко используют комбинации РДТТ и
ЖРД па различных ступенях. В этом случае при запуске
КА на околоземную орбиту РДТТ используются в каче-
стве разгонных, а ЖРД — в качестве маршевых ступе-
ней.
В последнее время зарубежные специалисты работают
над унификацией РДТТ и использованием одного двига-
теля в различных PH.
У РДТТ есть недостатки, которые сокращают область
их применения. Так считается, что энергетические воз-
можности современных твердых топлив значительно ни-
же жидких, время работы ограничено, довольно трудно
регулируется тяга по заданному закону, нормальная же
работа РДТТ во многом зависит от начальной температу-
ры заряда. Повторное включение РДТТ считается очень
сложной задачей.
Кроме того, твердотопливные PH трудно транспорти-
ровать из-за большой массы [11, 14].
Однако, несмотря на недостатки, PH с РДТТ находят
все большее применение благодаря простоте конструк-
цин и эксплуатации.
19
Чтобы обеспечить необходимую скорость полета PH
с РДТТ, их делают многоступенчатыми так же, как и PH
с ЖРД- При этом схемы расположения ступеней и дви-
гателей у них могут быть такими же, как и у PH с
ЖРД — последовательной и пакетной.
Твердотопливные ракетные двигатели состоят из ка-
меры сгорания и соплового блока (рис. 7). Их конструк-
тивная схема во многом определяется формой заряда и
способом его размещения в камере двигателя.
Рнс. 7. Схема РДТТ с одноканальным зарядом.
1—корпус двигателя; 2—заряд твердого топлива; 3—заднее
днище; 4—сопло; 5—графитовый вкладыш; 0—диафрагма;
7—воспламенитель; в—электрозапал; S—переднее днище
Камера сгорания представляет собой тонкостенную
цилиндрическую оболочку с днищами. Стенки камеры
изготавливаются из высокопрочных металлов, имеющих
специальные теплозащитные покрытия из материалов с
малой теплопроводностью.
Такая конструкция стенок камер применяется потому,
что их не охлаждают при работе двигателя.
Стенки камер сгорания могут быть изготовлены и из
стеклопластика, который обладает высокой прочностью и
низкой теплопроводностью.
Сопла обычно делают из тех же материалов, что и
стенки камеры.
Для предотвращения выгорания сопла в критическом
сечении устанавливаются тугоплавкие вставки (вклады-
ши), а также применяются специальные покрытия.
Твердые топлива представляют собой механические
или химические соединения горючего и окислителя. Для
их воспламенения в РДТТ применяются специальные вос-
пламенители.
20
I Скорость горения твердых топлив зависит от давления
в камере сгорания, температуры и геометрической формы
заряда.
В настоящее время в РДТТ используются два типа
зарядов твердого топлива — с бронированием и без него.
В РДТТ с бронированным топливным зарядом топли-
во сжигается только с одного конца, а другие поверхно-
сти топлива покрыты ингибитором (защитной пленкой),
ограничивающим горение.
В РДТТ с небронированным топливным зарядом топ-
ливная шашка горит по всей поверхности и ей придается
особая форма для обеспечения заданных характеристик
тяги.
Для поддержания в камере сгорания постоянного
давления необходимо изменять размеры критического
сечения сопла. Это достигается с помощью сменных
вкладышей, устанавливаемых в критическом сечении,
или сменных сопел.
Для этих же целей используют и специальный регу-
лятор в виде центрального тела, при продольном пере-
мещении которого изменяется площадь критического
сечения сопла.
Изменение тяги по времени в РДТТ можно осущест-
влять и выбором соответствующей формы заряда топ-
лива, сочетанием в одном заряде топлив с различной
скоростью горения, изготовлением двигателей с несколь-
кими камерами, содержащими заряды различного ти-
па [2. 11].
Прекратить действие РДТТ (отсечка двигателя) мож-
но резким понижением давления в камере сгорания.
Твердые ракетные топлива по физической структуре
разделяют на двухосновные (гомогенные) и смесевые
(гетерогенные) [2].
Двухосновные или, как их еще называют, коллоид-
ные пороха представляют собой твердые растворы орга-
нических веществ, содержащие горючее и окислитель.
Твердые двухосновные топлива, применяемые в на-
стоящее время в ракетной технике, разделяют на бал-
лнститиые и кордитные пороха.
Баллиститные пороха имеют низкое содержание азо-
та, кордитные, наоборот, — высокое. Баллиститные по-
роха широко применяются в РДТТ небольших размеров,
так как имеют небольшую удельную тягу. Чтобы ее уве-
21
лнчнть, в такие топлива вводят различные активные до-
бавки.
Скорость горения современных коллоидных порохов
находится в пределах 0,5—2 м/с, температура горения
2100-3200° С.
При давлении в камере до Ю'1 Па такие пороха созда-
ют удельную тягу 190—230 м/с [2].
Смесевые топлива представляют собой механические
смеси тонконзмельченного минерального окислителя и
органического горючего. Горючим в таких топливах могут
быть каучукообразные или смолообразные вещества, ко-
торые одновременно являются связующими веществами.
Окислителями являются вещества, содержащие большой
процент активного кислорода (нитраты или перхлораты
калия, натрия, лития и др.). Смесевые топлива, например,
содержащие в качестве окислителя перхлорат калия,
имеют скорость горения 3—6 м/с. Они обычно создают
удельную тягу 180—220 м/с [2].
Топлива же на перхлорате аммония позволяют полу-
чать удельные тяги до 220—250 м/с [2]. У смесевых топ-
лив считается возможным изменять соотношение горюче-
го и окислителя в широких пределах, что позволяет су-
щественно повышать их удельную тягу по сравнению,
например, с баллиститными порохами.
Считается также, что из смесевых топлив можно по-
лучить заряды практически любых размеров, обладающие
достаточной эксплуатационной прочностью.
Для PH можно использовать и гибридные ракетные
двигатели (ГРД), работающие на сочетании твердых и
жидких компонентов топлива, т. е. на топливах различ-
ного агрегатного состояния. Такие топлива сейчас назы-
вают гибридными ракетными топливами (ГРТ) [2, И].
Один из компонентов ГРТ, находящийся в твердом
состоянии, как правило, размещается в камере сгорания,
в которую подается другой компонент в жидком состоя-
нии. Обычно твердый компонент — горючее.
Интерес к разработке ГРД особенно возрос в связи
с необходимостью удовлетворения ряда требований,
предъявляемых к двигателям для некоторых PH и КА.
К ним относятся: обеспечение удельной тяги, превышаю-
щей удельную тягу РДТТ, возможность регулирования
тяги в широких пределах, повышение надежности систем,
22
возможность безопасного многократного включения п
выключения двигателя.
В зарубежной печати сообщалось, что в настоящее
впемя в СШЛ разрабатываются четыре основных типа
ГРД. работающих на твердом горючем и жидком окис-
лителе, на твердом горючем с содержанием небольшого
количества твердого окислителя и жидком окислителе, на
жидком горючем и твердом окислителе, а также на твер-
дом горючем и смеси жидкого горючего с жидким окис-
лителем [17].
Преимущества ГРД обусловлены полным или почти
полным отделением горючего от окислителя, так что от-
дельно взятое горючее представляет собой инертное ве-
щество.
Имеется также возможность использования в топли-
вах для ГРД компонентов, которые не могут быть ис-
пользованы в других топливах.
Гибридные ракетные двигатели способны обеспечить
удельный импульс до 300—360 м/с, а также возможность
регулирования тяги двигателя в широких диапазонах
(вплоть до выключения и повторного запуска двигателя),
изменяя расход жидкого окислителя. При этом считает-
ся, что регулирование ГРД осуществляется гораздо лег-
че, чем регулирование ЖРД, так как приходится изме-
нять расход только одного компонента [17].
Инертность заряда твердого горючего обеспечивает
необходимую безопасность обращения с ГРД.
Сравнительная простота конструкции и высокая на-
дежность действия ГРД обусловлены небольшим числом
компонентов и незначительным количеством движущихся
частей или полным их отсутствием. Помимо этого счита-
ется, что ГРД хорошо хранятся в заправленном состоя-
нии. Это объясняется тем. что сроки хранения ГРД огра-
ничиваются лишь сроком храпения жидкого компонента
топлива. Твердое горючее же при длительном хранении
не изменяет физико-химических свойств, так как не со-
держит реагирующих компонентов.
Зарубежные специалисты полагают, что ГРД найдут
широкое применение в качестве двигателей верхних и
первых ступеней PH (рис. 8) и позволят создать PH со
связками ГРД суммарной тягой до ПО МН.
Масса зарядов твердого горючего для таких ГРД со-
ставляет несколько тонн.
23
В зарубежной печати сообщалось, что в топливах для
ГРД могут быть использованы: твердое горючее от обыч-
ных каучуков до сложных смесей полимеров, специально
разработанных для ГРД, металлические добавки и новые
синтезированные вещества.
В качестве окислителей можно использовать любые
окислители, применяемые в ЖРД, включая криогенные.
Считается, что ракетные двигатели на химическом топ-
ливе уже достигли своих предельных возможностей и
Рнс. 8. Гибридный ракетный двигатель пакетной схемы для
первой ступени PH:
/—бак с окислителем; 2—система воспламенения: 3—твердое горючее
дальнейшее увеличение их мощности идет лишь по ли-
нии увеличения размеров камер сгорания. Однако увели-
чение размеров камер сгорания может привести к их
взрыву.
Увеличение же тяги вследствие улучшения качества
топлива ограничивается тем, что дальнейшее повышение
температуры в камерах сгорания выше 4000 К сопряжено
с непреодолимым барьером: при такой температуре каме-
ры, несмотря на охлаждение, разрушаются.
В связи с этим у зарубежных ракетостроителей появи-
лась тенденция к созданию ракетных двигателей на нехи-
мических топливах, таких, как ядерные, электрические,
ионные и плазменные [5, 12].
При этом считается, что для дальних космических по-
летов целесообразно сочетать существующие ракетные
двигатели на химическом топливе (в качестве стартовых
ускорителен) с двигателями на нехимическом топливе —
ядернымн или электрическими (в качестве маршевых).
24
В ядсрных ракетных двигателях, например, энергия,
выделяемая единицей .массы делящегося вещества, в мил-
лионы раз превышает энергию, высвобождающуюся при
сгорании химических ракетных топлив, что позволяет
получить очень высокую удельную тягу.
В отличие от двигателей на химическом топливе и
ядсрных двигателей электрические ракетные двигатели
способны разгонять поток реактивной массы до огромных
скоростей — 100 км/с и более [5].
Электрические ракетные двигатели состоят из преоб-
разователя тепловой энергии в электрическую, холодиль-
ника-излучателя для отвода избыточного тепла в косми-
ческое пространство, системы подачи рабочего тела и
устройства, создающего реактивную силу тяги.
Тепло, полученное от источника энергии, с помощью
машинного или безмашинного преобразователя превра-
щается в электрический ток.
Примером машинного преобразователя может слу-
жить турбоэлектрогенератор, специально спроектирован-
ный для силовой установки космической ракеты.
Безмашинное устройство — это полупроводниковые и
термоэлектронные преобразователи, а также магнитогид-
родинамические плазменные генераторы. В них тепловая
энергия, минуя генератор, непосредственно превращается
в электрическую. Всякое преобразование такого рода со-
провождается потерями энергии обычно в виде тепла.
Отвести это тепло в условиях космического пространства
можно только лучеиспусканием.
При мощностях, которые необходимы для работы
электрических ракетных двигателей, масса и размеры
холодильника-излучателя часто предопределяются вы-
.бранной энергетической схемой. Чем выше температура
излучающей поверхности, тем меньше должна быть пло-
щадь холодильника. Но при этом снижается экономич-
ность преобразователя тепловой энергии в электрическую.
Тяговое устройство электроракет — это камера,
в которой частицы газа разгоняются за счет электро-
энергии до огромных скоростей и выбрасываются из хво-
стовой части ракеты. В результате создается сила тяги,
Движущая ракету.
Такого рода двигатели за рубежом подразделяют на
три основные группы.
25
К первой относятся устройства, в которых частицы
газа разгоняются в обычном ракетном сопле. В этих
ускорителях газ нагревается до высокой температуры и,
расширяясь затем в сопле, истекает с большой скоро-
стью. 1‘акие двигатели родственны обычным и ядерным
ракетным двигателям. Чем меньше молекулярная масса
нагреваемого газа и чем выше его температура перед
соплом, тем больше скорость его истечения.
Нагревать газ в этих двигателях можно электриче-
ской дугой или сильным высокочастотным током. В этом
случае можно получить температуру более высокую, чем
в ядерном двигателе.
Во вторую группу тяговых устройств входят так на-
зываемые магнитоплазменные ускорители, принцип ис-
пользования которых основан на электропроводимости
плазмы.
Известно, что при сильном нагреве атомы газов в
результате соударений теряют часть электронов — иони-
зируются. I аз превращается в плазму. Ее разгоняют в
магнитоплазменных ускорителях.
Если между двумя параллельными металлическими
пластинами непрерывно подавать плазму, а к пластинам
подвести электрический ток, то он будет проходить и че-
рез плазму, замыкая цепь. Одновременно, как и вокруг
всякого проводника с током, в плазме возникает магнит-
ное поле. В результате взаимодействия тока и магнит-
ного поля возникает сила, которая действует на плазму,
ускоряя ее. Создав дополнительно внешнее магнитное
поле, эффект ускорения можно значительно усилить.
В лабораториях уже сейчас при испытании моделей
таких двигателей получены скорости истечения свыше
1UU км/с [5].
Третья группа электроракетных ускорителей — это
ионные двигатели. Тяговая камера такого двигателя име-
ет источник положительно заряженных частиц — ионов,
ускоритель ионов и устройство для нейтрализации ион-
ного пучка после его выхода из отверстия двигателя.
Ионные двигатели работают следующим образом.
Пары цезия или другого легкого ионизирующего вещест-
ва, соприкасаясь с раскаленной (3000° С и выше) поверх-
ностью вольфрама, образуют положительно заряженные
ионы [5].
Попадая в ускоряющую систему, состоящую из элек-
26
тродов, к которым приложено напряжение в десятки ты-
сяч вольт, ионы приобретают скорости порядка 100 км/с.
Наиболее эффективны электроракетные двигатели будут
в пространстве, достаточно удаленном от планет.
В условиях же сильного притяжения они неспособны
конкурировать с двигателями на химическом топливе или
ядерными двигателями. Однако, попав в межпланетное
пространство, эти двигатели постепенно разгоняют раке-
ту до огромных скоростей. Такие ракеты могут унести к
планетам значительно большие полезные грузы, чем
обычные ракеты.
Полезные грузы
Полезными грузами ракет-носителей являются косми-
ческие аппараты определенного назначения. Они распола-
гаются в головной части ракеты-носителя.
Полезные грузы ракет-носителей — весьма сложные
устройства. Это искусственные спутники Земли (ИСЗ),
космические корабли, автоматические и пилотируемые
станции (орбитальные и межпланетные) и т. п.
Отличительной особенностью большинства космиче-
ских аппаратов является способность их к длительному
функционированию в условиях космического полета, для
чего на борту космического аппарата поддерживается
определенный тепловой режим, осуществляется энергопй-
тание бортовой аппаратуры, обеспечивается радиосвязь
с Землей и т. п.
К настоящему времени созданы автоматические кос-
мические аппараты для ближних и дальних полетов, мяг-
кой посадки на Луну, Венеру, Марс и функционирования
на их поверхности, искусственные спутники Земли для
научных исследований и практического использования
(искусственные спутники связи, навигации, метеорологии
и др.).
Разработаны также космические корабли для полетов
человека в околоземном космическом пространстве и на
Луну.
Сейчас имеются реальные предпосылки для создания
новых типов КА: крупнейших обитаемых орбитальных
станций, тяжелых межпланетных кораблей с экипажем
Для полетов к Марсу и Венерё, совершенных автоматиче-
ских аппаратов для исследования Юпитера, Сатурна и
Других дальних планет Солнечной системы.
27
Полетная масса орбитальных станций и пилотируемых
КК будет составлять многие десятки и сотни тонн, а про-
должительность полета в ряде случаев будет исчислять-
ся годами [11].
Экипажи станций будут состоять из нескольких десят-
ков человек.
На обитаемых орбитальных станциях предполагается
разместить большое количество различного оборудова-
ния, служащего для решения многих научных и приклад-
ных задач.
Первым в мире космическим аппаратом является ис-
кусственный спутник Земли, запущенный в СССР. Он
был выведен на орбиту спутника Земли 4 октября
1957 года. Масса спутника составляла 83,6 кг.
В последующие годы на орбиты Земли в СССР и США
были выведены сотни искусственных спутников Земли
различного назначения.
В 1960 году в области развития космических аппара-
тов в СССР был сделан новый шаг— появились корабли-
спутники, способные совершать сложные космические по-
леты.
Была решена задача осуществления управляемого
космического полета и возвращения ИСЗ из космоса на
Землю. В августе 1960 года впервые космический аппа-
рат благополучно возвратился на Землю.
Дальнейшие полеты кораблей-спутников позволили на-
копить достаточный опыт для осуществления полета че-
ловека в космос и возвращения его на Землю.
. 12 апреля 1961 года Юрий Алексеевич Гагарин на
одноместном космическом корабле «Восток» (рис. 9) не-
многим более чем за полтора часа совершил полет во-
круг земного шара. Высота перигея орбиты составляла
181 км, высота апогея — 327 км.
Космический корабль «Восток» был первым из серии
одноместных КК, предназначенных для полетов по око
лоземной орбите. На этих кораблях еще пять советских
космонавтов в 1962—1963 годах совершили свои орби-
тальные полеты. Среди них была первая в мире женщина |
космонавт В. В. Терешкова.
Космический корабль «Восток» имел массу с послед
ней ступенью PH 6,17 т, без ступени — 4,73 т. Корабль
имел сферический спускаемый аппарат, являющийся
одновременно кабиной космонавта, и приборный отсек >
28
бортовой аппаратурой и тормозной двигательной уста-
новкой.
Масса спускаемого аппарата 2,4 т, диаметр — 2,3 м.
Космонавт размещался в катапультируемом кресле. Уп-
равление кораблем осуществлялось автоматически и кос-
монавтом. Система жизнеобеспечения была рассчитана
на 10 суток. В полете космонавт непрерывно поддержи-
вал радиосвязь с Землей. На
корабле действовало около
300 приборов, в которых было
смонтировано 240 электрон-
ных ламп, 6300 полупроводни-
ков, диодов и триодов, 760
электромагнитных реле и пере-
ключателей.
Корабль осуществлял мяг-
кую посадку на Землю.
Полеты космических ко-
раблей «Восток» подтвердили
надежность их конструкции и
оборудования, доказали воз-
можность многосуточных орби-
тальных полетов человека в ус-
ловиях невесомости.
В полетах также были
многократно опробованы раз-
личные системы КК и отрабо-
таны сложные наземные служ-
бы обеспечения космических
Рис. 9. Космический корабль «Во-
сток»:
. «Восток» с последней ступенью:
гении системы командных радноли-
3—иллюминатор: 3— иллюминатор с
5—кабель-мачта; 6—спускаемый аппарат.
7—баллон пкевмоснстемы; в—ленточные
антенны; S—управляющее сопло: И—при
борный отсек; II—элемент пневмоснстемы:
и—датчик солнечной ориентации: 13—по-
следняя ступень PH; /-/—петлевая антен
*а: /5—рулевой двигатель: /6—сопло двн
гателя последней ступени PH
„—‘пускаемый «“«арат; /-антенна: 3—
приборная доска; телевизионная каме-
Ра: ’—иллюминатор с оптическим ормен-
Г5-вюдиой люк: «-контейнер с пи
7—кресло космонавта; «--ручка уп-
равления
2»
полетов. Помимо этого, были получены данные для даль-
нейшего усовершенствования систем КК.
С марта 1962 года в Советском Союзе начались интен-
сивные запуски ИСЗ «Космос». Орбиты этих спутников
охватывают область высот от 145 км до 60,6 тыс. км.
С помощью спутников решается широкий круг кон-
кретных задач по проблемам дальнейшего развития эко-
номики, естествознания и техники. Так, впервые были
решены многие принципиально важные технические про-
блемы современной космонавтики: автоматическая сты-
ковка на орбите, отработаны новые системы ориентации
и космической навигации.
Искусственные спутники Земли «Космос» разнообраз-
ны по конструкции, составу основной и научной аппара-
туры. Многие из них имеют систему ориентации на Солн-
це и на Землю, энергопитание бортовой аппаратуры от
солнечных батарей и химических источников тока.
Связь с Землей осуществляется с помощью многока-
нальных телеметрических систем, имеющих бортовые за-
поминающие устройства.
Некоторые искусственные спутники Земли «Космос»
снабжены спускаемыми аппаратами (капсулами) для
возвращения научной аппаратуры на Землю.
Для изучения вопросов стабилизации (И проведения
широкого маневрирования в околоземном космическом
пространстве на орбиту были выведены маневрирующие
космические аппараты «Полет-1» (ноябрь 1963 года) и
«Полет-2» (апрель 1964 года).
Они были снабжены специальной аппаратурой и си-
стемой двигательных установок, обеспечивающих измене-
ние высоты и плоскости орбиты в полете.
На их борту была установлена также научная аппа-
ратура, телеметрические системы и радиопередающие
устройства.
Это были первые в мире полеты маневрирующих КА,
ознаменовавшие собой новое выдающееся достижение
советской космической техники. Создание маневрирую-
щих КА явилось новым шагом на пути создания управ-
ляемых межпланетных кораблей.
Большим событием в исследовании космического про-
странства были запуски в январе и июле 1964 года но-
вых космических систем «Электрон». Каждая из них со-
30
доояла из двух научных станций, выводимых одной PH
на различные орбиты искусственных спутников Земли.
' Искусственный спутник Земли «Электрон-1» имел
jiaccy 350 кг, а «Электрон-2» — 445 кг.
 Основной задачей запуска ИСЗ «Электрой» было изу-
чение внутреннего и внешнего радиационных поясов
Земли и связанных с ними физических явлений.
Одновременно проводилось исследование различных
излучении из глубин космического пространства, магнит-
ного поля Земли и верхних слоев атмосферы.
Успешное осуществление программы «Электрон» по-
зволило впервые получить уникальные данные на высо-
тах от 400 до 6800 км и результаты первостепенного
научного значения.
Крупнейшим шагом в освоении космического прост-
ранства был полет в октябре 1964 года многоместного
космического корабля «Восход», на борту которого на-
ходились три космонавта-исследователя: летчик-космо-
навт В. М. Комаров, научный сотрудник К. П. Феоктис-
тов и врач Б. Б. Егоров.
Масса корабля составляла 5320 кг, высота перигея —
177,5 км, высота апогея — 408 км.
В течение суток космонавты вели комплексные науч-
ные исследования в околоземном космическом простран-
стве.
Шестнадцать раз экипаж облетел земной шар, прео-
долев около 700 000 км космического пути, и, блестяще
завершив свое путешествие, благополучно приземлил-
ся в заданном районе.
В марте 1965 года на орбиту был выведен космиче-
ский корабль «Восход-2» с двумя космонавтами на бор-
ту: командиром корабля П. И. Беляевым и вторым пи-
лотом А. А. Леоновым.
Корабль был снабжен шлюзовым отсеком и оборудо-
ванием для выхода человека в космос.
Впервые в истории космонавт А. А. Леонов совершил
выход в открытое космическое пространство.
Космонавт в скафандре с автономной системой жизне-
обеспечения находился вне кабины корабля в течение
20 минут, вне шлюза в открытом космосе — в течение
12 минут, временами удаляясь от КК на расстояние до
5 м.
31
Таким образом была впервые практически подтверж
дена возможность пребывания и работы космонавта в
космическом пространстве.
Одной из интереснейших проблем современности счи-
тается организация дальних полетов к планетам Солнеч-
ной системы.
С этой целью начиная с 1964 года в СССР осущест-
вляются запуски автоматических межпланетных станций
«Зонд». Они снабжены системой астроориентации и кор-
ректирующей двигательной установкой, солнечными ба-
тареями, системой терморегулирования, обеспечивающей
нормальную работу станции при различных удалениях
от Солнца. Масса станций «Зонд-1» и «Зонд-З» составля-
ла 950 кг.
На станции «Зонд-2» впервые в космической технике
для системы ориентации были применены шесть электро-
реактивных плазменных двигателей.
Надо сказать, что старт последней ступени PH со
станцией обычно осуществлялся с промежуточной гео-
центрической орбиты.
Особенность полетов и испытаний, проводимых па
станциях «Зонд», заключалась в том, что они осущест-
влялись, когда станции находились на расстоянии многих
миллионов километров от Земли.
Последующие годы были ознаменованы новыми до-
стижениями в области космоса.
В апреле 1965 года в соответствии с программой от-
работки системы дальней радиосвязи и телевидения с
использованием ИСЗ был осуществлен запуск на высо-
кую эллиптическую орбиту спутника связи «Молния-1».
Он предназначался для ретрансляции телевизионных
программ и осуществления дальней телефонной и теле-
графной связи.
Начиная с этого времени ИСЗ «Молния-1» системати-
чески используются для целей связи. Так, до 4 октября
1970 года было запущено 15 таких спутников, обеспечи-
вающих регулярную связь и телевизионное вещание на
территории СССР и других стран [11].
Новые успехи советской космической науки позволи-
ли в период 1965—1968 годов вывести на орбиту косми-
ческие лаборатории «Протон», оснащенные оборудовани-
ем для изучения космических лучей и взаимодействия с
веществом частиц сверхвысоких энергий.
32
V Масса каждой из трех первых лабораторий «Протон»
соборудованием, размещенным на последней ступени PH,
составляла 12,2 т, масса комплекса научной аппарату-
ры-— 3,5 т.
- Высота перигея достигала 190 км, апогея — около.
630 км._________________________________________
Рис. 10. Автоматическая станция «Луна-16»:
/—антенна; 2—возвращаемый аппарат; 3— приборный отсек ра
кеты «Луна—Земля»; /—буровой механизм; 5—штанга бурового
механизма; б—телефотометр; 7-топливный бак; S—лвнгател
посадочной ступени; 9—двигатель ракеты «Луна—Земля»; Ю—
приборный отсек посадочной ступени; //—управляющее сопло;
12—топливный бак ракеты «Луна—Земля»
Масса лаборатории «Протон-4» без последней ступе-
ни PH составляла около 17 т, а масса комплекса науч-
ной аппаратуры— 12,5 т. Орбита имела высоту перигея
255 км при высоте апогея 495 км.
Напряженный труд ученых, инженеров, конструкторов
и результаты исследований космоса позволили вплотную
Подойти к решению других более сложных задач.
1089
33
Так. с помощью автоматических станций приступили
к систематическому исследованию дальнего космоса.
Достаточно сказать, что за последние годы только ав-
томатических станций, предназначенных для изучения
Луны, запущено в СССР около 30. К ним относится серия
автоматических межпланетных станции «Луна» (рис. 10).
запускаемых с 1959 года.
Рис. 11. Космический корабль «Союз-11» (слева) и дол-
говременная орбитальная станция «Салют» в момент
сближения
С помощью аппаратуры, установленной на борту
этих станций, изучаются различные характеристики меж-
планетной среды, окрестности небесных тел, их поверх-
ность.
Многоместные советские космические корабли «Союз»
совершили ряд длительных полетов, осуществили манев-
§ кровавые, сближение и стыковку на орбите спутника
емли.
Так, в результате сближения и стыковки космического
корабля «Союз-ll» с научной космической станцией «Са-
лют» (рис. 11) летом 1971 года впервые в истории чело
нечестна была создана пилотируемая орбитальная науч
пая станция.
Общая масса станции после стыковки составляла
25,6 т, в том числе масса орбитального блока после вы
34
ведения иа орбиту — 18,9 т, масса транспортного кораб-
ля на орбите — 6,7 т.
)' На борту станции размешалось свыше 1300 отдельных
Приборов и агрегатов.
Общая длина станции в состыкованном состоянии
23 м, орбитального блока 16 м, максимальный диаметр
орбитального блока 4,15 м, максимальный поперечный
размер станции по раскрытым солнечным батареям 11 м.
0' Для проведения научных экспериментов, визуального
наблюдения, фото- и киносъемки станция оборудована
27 иллюминаторами. Из транспортного корабля в орби-
тальный блок и обратно экипаж переходит через люк в
стыковочном узле. В обитаемых отсеках станции на орби-
уе поддерживались газовый состав и давление атмосферы
Земли.
в Экипаж станции «Салют» может ремонтировать и за-
менять аппаратуру и оборудование в полете (оборудова-
ние и приборы находятся в зоне досягаемости для кос-
монавтов).
и Орбитальный блок станции выводится на орбиту без
Общего защитного головного обтекателя. Но для того
чтобы уберечь солнечные батареи, иллюминаторы, антен-
ны от аэродинамических и тепловых нагрузок на актив-
ном участке выведения, их прикрывают локальными
обтекателями и крышками, которые сбрасываются после
прохождения плотных слоев атмосферы.
Г’ Орбитальный блок состоит из двух герметичных отсе-
ков (переходного и рабочего) и одного негерметнчного
(агрегатного).
7 Переходный отсек — цилиндр диаметром 2 м и дли-
ной 3 м. В передней его части расположен стыковочный
агрегат, а на противоположной стороне —люк для пере-
хода в рабочий отсек. Здесь как бы филиал космической
научной лаборатории: внутренние блоки звездного теле-
скопа «Орион», фотокамеры, блоки для биологических
Экспериментов, а также пост управления телескопом
«Орион». Снаружи переходной отсек защищает экранно-
вакуумная теплоизоляция.
В рабочем отсеке две цилиндрические зоны. Малый
Цилиндр длиной 3,8 м и диаметром 2,9 м соединяется с
большим (его длина 4,1 м и диаметр 4,15 м) конической
частью длиной 1,2 м.
1 Агрегатный отсек служит в основном для размеще-
2*
35
ния топливных баков с рабочим телом, корректирующих
двигателей, а также системы управляющих двигателей
ориентации.
Полет станции «Салют» был первым опытом создания
и функционирования тяжелых космических аппаратов
нового типа. Он позволил получить ценные данные о воз-
можности длительного пребывания и работы человека в
космосе, продемонстрировал широкий диапазон возмож-
ностей орбитальных станций — от исследования природ-
ной среды и ресурсов Земли до астрономических иссле-
дований процессов на далеких звездах, в глубинах все-
ленной.
Последние два года принесли новые крупные достиже-
ния в области космоса. Десятки самых разнообразных
КА, созданных советскими конструкторами, инженерами,
рабочими, отправились на околоземные и межпланетные
орбиты — к Луне, Венере и Марсу.
Разнообразные исследования осуществляются с по-
мощью лунных автоматических аппаратов. Среди них уни-
36
.дельные аппараты принципиально нового типа — подвиж-
ные лаборатории «Луноход» (рис. 12).
f, Из последних достижений нельзя не упомянуть об
автоматических станциях «Марс», с помощью которых
проводятся широкие исследования планеты Марс.
k Космические исследования при помощи КА проводят-
ся и за рубежом.
В США, например, первый ИСЗ был запущен в янва-
ре 1958 года. Он имел массу 1,6 кг. С тех пор запуски кос-
мических аппаратов в США продолжаются.
В США были реализованы не-
сколько проектов обитаемых КК.
Среди них КК «Меркурий», «Дже-
мини» и «Аполлон» (рис. 13) (И, 14].
I Программы по отработке кораб-
лей «Меркурий» и «Джемини» уже
закончены, практически завершены
работы и по программе «Аполлон»,
позволившей американским космо-
навтам побывать на Луне и возвра-
титься на Землю.
Г «Меркурий» — первый в США
обитаемый КК, который в феврале
1962 года был запущен на орбиту
с космонавтом на борту. Стартовая
масса корабля составляла 1,35 т.
I Было построено несколько КК
серии «Меркурий», имевших различ-
ные названия («Френдшип», «Сиг-
ма» и др.).
I Работы над проектом КК «Дже-
мини» были начаты в 1961 году.
Корабль предназначался для дли-
тельных полетов (до двух недель)
Рис. 13. Схема обитаемых космических ко-
раблей США:
•—КК «Меркурии»: /—приборный отсек; 2—ка-
бина космонавта;
—КК «Джемини»: /—приборные отсеки; 2—отсек
“)
экипажа; 3— переходной отсек;
•—К К «Аполлон»: /—вспомогательный отсек; 2—
командный отсек (кабина экипажа); 3—взлетная
ступень; /—посадочная платформа
37
по орбите вокруг Земли и для встреч на орбите с други-
ми космическими аппаратами-
По существу «Джемини»— это увеличенный и конст-
руктивно более сложный вариант космического корабля
«Меркурий».
Корабль состоит из четырех отсеков: первого — с обо-
рудованием, обеспечивающим встречу на орбите, второ-
го— с оборудованием управления входа в атмосферу,
третьего — с кабиной экипажа и четвертого — переходно-
го отсека, включающего две секции, в одной из которых
находится оборудование, а в другой — тормозные дви-
гатели.
Герметичной частью корабля является кабина экипа-
жа, рассчитанная на двух человек. Длина корабля 5,7 м,
максимальный диаметр капсулы 2,25 м. Масса в зависи-
мости от задач космического полета могла меняться от
3,2 до 3,8 т.
Трехместный космический корабль «Аполлон» счита-
ется основой космической программы США этого деся-
тилетия [4].
Он состоит из трех отсеков (см. рис. 13, в)-, отсека эки-
пажа, лунного экспедиционного отсека (ЛЭО) и вспомо-
гательного отсека.
Масса космического корабля «Аполлон» (без аварий-
ной системы спасения) около 44 т.
Отсек экипажа является единственной возвращаемой
на Землю частью КК. Он представляет собой коническую
капсулу диаметром 3,84 м и высотой 3,4 м, в кс-орой раз-
мещаются три космонавта и необходимая аппаратура.
Во вспомогательном отсеке находятся топливо и ос-
новной двигатель КК, который используется при выводе
КК на окололунную орбиту и для перехода на траекто-
рию возвращения к Земле.
Этот двигатель также используется для коррекции
скорости полета.
Силовая конструкция отсека образуется верхним и
нижним кольцевыми шпангоутами, соединенными шестью
стрингерами.
Большая часть свободного пространства в отсеке за-
нята двумя баками кислорода и двумя баками горючего
(смесь из 50% гидразина и 50% аэрозина).
Основной двигатель имеет нерегулируемую тягу 98 кН,
сопло устанавливается в кардановом подвесе. Расчетная
38
Продолжительность работы двигателя 750 секунд, число
включений 50.
Лунный экспедиционный отсек служит для доставки
двух космонавтов из отсека экипажа, находящегося на
Окололунной орбите, на поверхность Луны и обеспечения
их техническими средствами передвижения по Луне.
S' Основной проблемой при разработке лунного экспе-
диционного отсека явилось выполнение требований об
ограничении массы, так как каждый килограмм дополни-
тельной массы приводил к увеличению стартовой массы
pH на 70 кг.
По окончании пребывания на Луне лунный экспеди-
ционный отсек доставляет двух космонавтов в отсек эки-
пажа.
Ь’; Лунный отсек состоит из посадочной и взлетной сту-
пеней.
Посадочная ступень используется для спуска и мяг-
кой посадки кабины экипажа на поверхность Луны.
В дальнейшем эта ступень является платформой, с кото-
рой стартует взлетная ступень в направлении отсека эки-
пажа, находящегося на окололунной орбите. Функциони-
рование ступени на этом заканчивается и она остается на
поверхности Луны.
L Взлетная ступень содержит кабину экипажа, взлет-
ную двигательную установку, аппаратуру наведения и
управления (рис. 14).
К Лунный экспедиционный отсек рассчитан на работу
в течение 48 часов после отделения от отсека экипажа,
к В отсеке используется система навигации и управле-
ния инерциального типа, корректируемая астроориенти-
ром.
К, Информация о высоте и скорости полета поступает от
(Посадочного радиолокатора, который также используется
Для коррекции данных инерциальной системы.
U В процессе спуска ЛЭО, пребывания на Луне и встре-
чи на орбите радиолокатор отслеживает ответчик отсека
экипажа для определения дальности, скорости полета,
угловых ошибок и ввода их в вычислительное устройство
системы управления ЛЭО.
к США располагают и другими КА, имеющими различ-
ие целевое назначение и выполняющими разнообразные
Программы по исследованию космического пространства.
39
К наиболее интересным КА относят долговременную
орбитальную станцию «Скайлеб», запущенную в мае
1973 года на орбиту Земли с помощью PH «Сатурн-5»
(двухступенчатой модификации) [4].
Станция состоит из нескольких отсеков (рис. 15), ос-
новным из которых является лаборатория объемом
270 м3, представляющая собой значительно модифициро-
ванную третью ступень PH «Сатурн-5».
К лаборатории крепится шлюзовой отсек, соединяю-
щий ее с причальным отсеком. В шлюзовом отсеке, через
который космонавты выходят в открытый космос, нахо-
дится оборудование системы регулирования условий жиз-
недеятельности и электропитания лаборатории.
40
К Причальный отсек имеет два стыковочных блока (ос-
новной и аварийный) и два иллюминатора.
S К одному из стыковочных блоков причаливает моди-
фицированный КК «Аполлон», состоящий из отсека эки-
пажа и вспомогательного отсека.
Рис. 15. Общий вид долговременной обитаемой космической стан-
ции <Скайлэб»:
/—орбитальная лаборатория; 2—солнечная панель: 3—штанга с концевой
массой; 4—шлюзовой блок: 5—пристыковочный блок: S—основной блок КК
«Аполлон»; 7—солнечная батарея
v Развернутая в космосе станция с пристыкованным КК
«Аполлон» имеет массу около 80 т и длину 35,6 м.
W Число государств, участвующих в освоении космиче-
ского пространства, растет. В космосе побывали космиче-
ские аппараты Франции, Японии, КНР и других стран.
Увеличивается и количество спутников, запускаемых в
КОСМОС.
I Со времени запуска первого советского искусствен-
ного спутника Земли количество искусственных космиче-
ских объектов непрерывно возрастает. Каждый удачный
запуск, как правило, сопровождается выходом на орбиту
не только спутника или космического зонда, но и, по
крайней мере, еще нескольких тел (последних ступеней
ракет, частей носового обтекателя, контейнеров и т. п.).
Таким образом, количество искусственных объектов в
околоземном пространстве увеличивается довольно быст-
ро и может вызвать нежелательные последствия (затруд-
41
нить оптические наблюдения спутников, создать угрозу
столкновений для новых спутников и пилотируемых ко-
раблей и т. д.). Поэтому возникает вопрос — сколько же
будет спутников?
На одном из симпозиумов в США отмечалось, что
если темпы запусков не сократятся, то к 1990 году на
околоземных орбитах будет до миллиона космических
объектов. Уже в 1975 году запуски должны будут проис-
ходить через каждые 4 часа 15 минут! Верны ли эти про-
гнозы?
На первый взгляд, вывод о том, что количество ис-
кусственных спутников Земли будет расти, не противо-
речит распространенному мнению о безграничном про-
грессе человечества и бесконечном времени его сущест-
вования. Но нужно ли вообще человечеству огромное
количество (например, миллион) спутников на околозем-
ных орбитах? По-видимому, нет.
С одной стороны, отработка различных систем, в ча-
стности, высоконадежных систем возвращения спутников
потребует в течение еще некоторого времени запусков
«короткоживущих» спутников. В недалеком будущем к
ним прибавятся пилотируемые корабли, предназначенные
для обслуживания орбитальных станций. Все это вместе
с удешевлением запусков приведет к тому, что в бли-
жайшие годы количество спутников на низких орбитах
будет расти.
С другой стороны, каждый запуск дает огромную ин-
формацию. обработка которой требует большого времени
и гораздо больших усилий учёных, чем сам запуск. В не-
далеком будущем это станет основным препятствием
чрезмерного увеличения запусков.
Совершенствование источников питания, радио- и те-
леметрической аппаратуры, средств управления спутни-
ками расширяет возможности коррекции их траектории.
Это позволит увеличить количество «долгоживущих»
спутников, способных даже на относительно низких ор-
битах вести измерения и передавать информацию в тече-
ние нескольких лет, а следовательно, и заменить несколь-
ко спутников, необходимых прежде для тех же целей.
Таким образом, именно в связи с прогрессом чело-
вечества и расширением космических исследований мож-
но ожидать сокращения темпа запусков искусственных
спутников Земли.
42
Бортовая аппаратура управления
L' Бортовая аппаратура PH состоит из различных элек-
Крических и электронных приборов. Она предназначена
для удержания ракеты па заданной траектории или уп-
равления ею по командам, поступающим с пунктов на-
ведения.
F Бортовая аппаратура управления по принципу дей-
ствия относится к системам автоматического регулиро-
вания, так как она автоматически управляет положени-
ем корпуса PH в полете.
I.	При отсутствии командного сигнала она является си-
ремой стабилизации ракеты, а при наличии команды —
йедящен системой управления.
' Бортовая аппаратура обычно располагается в при-
ррных отсеках ракеты.
| Более подробно с работой бортовой аппаратуры уп-
авления мы познакомимся при рассмотрении систем
Правления PH.
2.	ПУСКОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Под пуском PH понимают ее взлет с пусковой
системы космодрома.
Он начинается с момента нажатия оператором кноп-
ки «Пуск» на пульте пуска и заканчивается выходом PH
из зоны возможного соударения ее с элементами пуско-
вой системы.
Космодром (рис. 16) представляет собой комплекс
специальных сооружений и оборудования. На нем осуще-
ствляется сборка, подготовка к пуску и пуск PH; траек-
торные измерения их полета, подача команд, прием и об-
работка поступающей телеметрической информации и
другие операции.
Основными объектами космодрома являются техниче-
ская площадка, стартовый (их может быть несколько) и
командно-измерительный комплексы.
Оборудование космодрома, как правило, делится на
две группы: специальное технологическое и общетехни-
ческое [11].
Оборудование первой группы объединяет разнооб-
разные и многочисленные средства транспортировки,
перегрузки, сборки, испытаний, установки PH на пуско-
вую систему, заправки компонентами топлива и сжаты-
ми газами, подготовки к пуску, пуска и управления PH
Оборудование второй группы включает электросило-
вое, осветительное, отопительное и другое оборудование,
а также системы дистанционного и автоматического уп-
равления.
На космодроме находятся также вспомогательные и
обслуживающие объекты и системы, к которым относят
44
зону хранения компонентов топлива, различные лабора-
тории, систему энергоснабжения, жилой комплекс и дру-
I гие объекты.
К Некоторые космодромы имеют водные пути — каналы
для доставки PH или их ступеней на самоходных баржах
и водные бассейны с причальными стенками для раз-
грузки и маневра барж [11].
Рис. 16. Схематическое изображение современного космодрома':
А. Б. В—стартовые позиции; Г—техническая площадка; /—кабель—заправоч-
ная башня; 2—башня обслуживания; J—станция заправки топливом КЛ;
•/— монтажно-испытательный корпус (МИК); 5— здание вертикальной сборки^
.f—компрессорная станция; 7—выносной командный пункт: в—хранилище 
•«правочная станция окислителя; 9— ресиверная; /0—бассейн с водой системы
канал: 14— пусковая- система; 15—башня для приборов наведения PH по аэи-
'(•УТУ; 16— гусеничный трин, нор п р. П--рл,-.ш-..|ок.н1ионн.|я станция. М укры-
тия для расчета; 19. 20—хранилища компонентов топлива
В зарубежной печати сообщалось, что обслуживаю-
щий персонал космодрома может достигать нескольких
тысяч человек.
Техническая площадка включает комплекс сооружений
со специальным техническим и общетехническим обору-
дованием и участок с подъездными путями, обеспечиваю-
щий прием, хранение и сборку PH и КА, их испытания
и пристыковку КА к PH.
На технической площадке располагаются монтажно-
испытательный корпус (МИК) или здание вертикальной
45
сборки PH, монтажно-испытательный корпус КА и другие
служебные здания.
С заводов-изготовителей ступени и узлы PH поступа-
ют в МИК на транспортных средствах, имеющих ложе-
менты с захватами и опоры для крепления ступеней и
узлов PH.
Наиболее мощные PH рекомендуется доставлять вод-
ными путями.
Сборка PH может выполняться тремя способами: го-
ризонтальным — сборка в МИК отдельных ступеней и PH
в целом и пристыковка к ней КА; горизонтальным и
вертикальным — сборка отдельных ступеней PH в МИК,
доставка их на стартовую позицию, сборка PH на пуско-
вой системе в вертикальном положении и последующая
пристыковка КА; вертикальным — сборка отдельных сту-
пеней и сборка всей PH в МИК в вертикальном положе-
нии на верхней части пусковой системы [11].
Каждый из этих способов сборки PH имеет свои преи-
мущества и недостатки. Поэтому при строительстве кос-
модрома выбору способа сборки PH придается очень
большое значение.
В зарубежной печати сообщалось, что высота круп-
нейшего в США здания вертикальной сборки PH дости-
гает 160 м, полезная площадь 140 тыс-м2 и кубатура
3540 тыс. м3.
После сборки PH проходит автономные и комплекс-
ные испытания, для чего в МИК имеется необходимая
контрольно-проверочная аппаратура, сосредоточенная в
специальных помещениях и отсеках.
Доступ операторов к люкам и стыкам PH при сборке
я испытаниях обеспечивается с помощью агрегатов обслу-
живания, передвижных площадок, подставок и т. п.
Собранная PH с помощью кранов и траверс перекла-
дывается на транспортно-установочный агрегат или транс-
портно-установочную тележку.
Одновременно со сборкой PH производятся сборка и
испытания КА.
После проверки правильности стыковки и кабельных
связей PH с КА полностью собранная ракета транспор-
тируется на стартовую площадку стартового комплекса.
Стартовый комплекс представляет собой совокупность
специального технологического оборудования, сооруже-
ний с общетехническим оборудованием и подготовленных
46
Дчастков земли с подъездными путями, служащих для
Костанки PH на стартовую площадку, установки ее йа
Дгусковую систему, испытаний и заправки топливом. Ос-
•новпым агрегатом стартового комплекса считается пу-
сковая система (см. рис. 16), обеспечивающая прием,
Кертикализацию и удержание PH в положении для спу-
ска, подвод к ней электрических, заправочных, пневма-
йтческих, дренажных и других коммуникаций, а также
пуск ракеты.
» Некоторые пусковые системы имеют устройства и
Неханизмы для наведения PH по направлению (ази-
муту).
J Основными элементами пусковой системы являются
опорная силовая конструкция, опорные элементы для
PH (пусковой стол), ветровые и штормовые крепления,
^приспособления и механизмы для пристыковки к PH и
' отстыковки от нее различных соединений, газоотража-
тель и газоходы, средства управления, автоматизации и
•’блокировки и другие элементы.
F В качестве опорной силовой конструкции могут слу-
кить несколько откидных опор или ферм, на которые
^устанавливается PH своим нижним или средним опор-
ным поясом.
г При взлете эти опоры автоматически отбрасывают-
ся в сторону, что исключает их столкновение со старт^-
Идошей PH (рис. 17).
| В состав пусковой системы также входят различные
I агрегаты обслуживания: башни и фермы, автовышки,
«передвижные агрегаты на базе автопогрузчиков и специ-
альные кабины.
к Агрегаты обеспечивают доступ обслуживающему
 персоналу к различным ярусам и подачу приборов и
К1 оборудования.
Г Пусковая система обычно размещается в специаль-
L iiom пусковом сооружении, в котором также располага-
ется часть проверочно-пускового и испытательного обо-
I рудования, некоторые элементы заправочных систем,
{'источников электропитания и т. п.
К Пусковые сооружения для PH обычно наземного ис-
Кполиевия.
После установки PH на пусковой стол, наведения и
ИЙОдключения к ней всех наземных коммуникаций про-
в изводятся автономные и комплексные испытания раке-
ты с помощью проверочно-пускового оборудования и
всех наземных систем. Результаты испытаний обычно
записываются телеметрическими системами и многока-
нальными регистраторами.
Рис. 17. Пусковая система с откидными опо-
рами
После расшифровки и анализа результатов испыта-
ний PH заправляются топливом и сжатыми газами.
Весь процесс подготовки к заправке, включая про-
цессы, связанные с хранением компонентов топлива, и
заправка осуществляются с помощью систем автомати-
ческого управления технологическими операциями.
Затем агрегаты обслуживания отводятся. Все опера-
ции предстартовой подготовки фиксируются на пульте.
48
Иг После готовности всех систем дается команда пуска,
«люч пуска поворачивается в положение «Пуск» и на-
чатием кнопки «Пуск» включается автоматическая схе-
ма пуска.
При возникновении неисправностей и аварийных си-
туаций происходит «сброс» схемы пуска и возврат ее
элементов в исходное положение.
При несостоявшемся запуске PH производится слив
яз нее топлива, нейтрализация PH (обезвреживание при
токсичных компонентах), снятие ее с пусковой системы
и транспортировка на техническую площадку.
Командно-измерительный комплекс обеспечивает тра-
екторные измерения полета PH и КА, передачу команд
на КА по включению программ, заложенных р бортовые
исполнительные системы и механизмы, и другие опера-
ции, связанные с полетом PH и КА и выполняемыми ими
задачами [11].
ВТ Для передачи информации используются все возмож-
ные виды связи.
К Аппаратура командно-измерительного комплекса
включает радиотелеметрические станции, радиопередаю-
щие и радиоприемные устройства, мощные антенные
установки, телевизионные установки, линии автоматиче-
ской обработки получаемых данных, вычислительные
машины, аппаратуру службы единого времени, средства
связи, источники питания и другое оборудование.
В Рассмотренная аппаратура комплектуется и в основ-
ном повторяется в ряде измерительных пунктов, из ко-
торых один может быть основным.
£ Измерительные пункты обычно располагаются на зна-
чительных расстояниях друг от друга для обеспечения на
наибольших участках орбиты или траектории наиболее
продолжительной связи с КА. Все пункты имеют общую
службу единого времени и надежную связь между собой.
Измерительные пункты могут быть размещены на су-
ше и на море (рис. 18). Расположение пунктов диктует-
ся характером траектории или орбиты КА и необходимо-
стью в определенный момент времени передавать коман-
ды на борт КА.
К Одним из крупнейших космодромов Советского Союза
считается космодром Байконур, расположенный в Казах-
ской ССР [11]. На нем построены стартовые комплексы,
технические сооружения и измерительные пункты для
49
осуществления обширной программы космических иссле-
дований.
Трассы космодрома простираются на тысячи километ-
ров над территорией СССР и заканчиваются в акватории
Тихого океана.
Вдоль трасс расположены измерительные пункты.
С космодрома Байконур был запущен первый в мире
ИСЗ, с него совершил первый в мире полет в космос
Ю. Л. Гагарин, были осуществлены многие другие запу-
ски PH с КА, предназначенные для исследования косми-
ческого пространства и планет Солнечной системы.
3.	ПОЛЕТ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
И СИСТЕМЫ ИХ УПРАВЛЕНИЯ
Траектория полета КА делится на два участка
(рис. 19): участок выведения, на котором КА при по-
мощи PH выводится в определенную точку космическо-
го пространства и ему сообщается необходимая скорость
(Ко) в заданном направлении, и орбитальный участок,
на котором движение КА происходит в основном по
инерции, подчиняясь законам небесной механики.
№ Считается, что старт PH и выведение ею КА на за-
данную орбиту —одна из самых сложных задач, связан-
ных с управлением движения центра масс ракеты.
По мнению зарубежных специалистов, космическое.
‘Пространство условно можно разделить на три зоны:
приземное космическое пространство, ближний космос и
дальний космос [12, 14].
* Такое разделение не является твердо установившим-
ся, но обосновывается определенными признаками
и, в первую очередь, высотой над поверхностью Земли,
в Приземным космическим пространством называют
зону, окружающую Землю в пределах высот 100—160 км,
где не могут летать обычные самолеты, а только специ-
альные летательные аппараты.
К Ближним космосом условно считают зону, лежащую
в пределах высот 160—500 км.
Ж. Верхняя граница ближнего космоса выбирается из
соображений обеспечения безопасности полетов челове-
ка;-' при сравнительно несложной биологической защите
(в США, например, считают, что излучение внутреннего
радиационного пояса Земли становится незначительным
на высотах менее 500 км).
51
Дальним космосом называют зону, распространяю-
щуюся от верхней границы ближнего космоса.
Чтобы вывести PH в заданную точку космического
пространства, необходимо выдержать определенные на
чальные условия, характеризующие конец активного
Рис. 19. Схема траектории многоступенчатой
PH:
01—вертикальный полет; 04— активный (управляемый)
участок траектории; 2—конец работы двигателя пер-
вой ступени и отделение перкой ступени; 3—конец
работы двигателя второй ступени и отделение вто-
рой ступени: 4—конец работы двигателя третьей
ступени при достижении Ув-Уо и отделение КА ст
третьей ступени
участка траектории — начало траектории полета (орби-
ты) КА.
Комплекс действий, обеспечивающих выполнение та-
ких начальных условий, называется наведением PH. Оно
выполняется в два этапа: на земле перед стартом и в
полете.
Наведение ракеты на Земле представляет собой опе-
рацию пространственной ориентировки PH или элемен-
тов ее бортовой системы управления перед запуском для
52
Жрлучсния заданных параметров полета на активном уча-
стке траектории. Наведение на Земле включает операции
вертикализации и наведения PH по азимуту (направле-
нию).
Вертикализация заключается в доведении PH, уста-
.йовленпой на пусковую систему, до строго вертикального
положения.
Наибольшее отклонение оси PH или элемента ее бор-
товой системы управления от вертикали не должно пре-
вышать нескольких угловых минут [11].
К' Вертикализация достигается установкой базисной
.опорной плоскости PH на заранее выверенную опорную
’неподвижную плоскость пусковой системы.
К С помощью подъемных механизмов пусковой системы
.осуществляется поворот опорной плоскости пусковой си-
стемы вместе с установленной на нее PH вокруг двух
взаимно перпендикулярных осей.
	Наведение по азимуту представляет собой ориенти-
ровку оси абсцисс связанной системы координат PH,
Остановленной на пусковую систему, в горизонтальной
^плоскости для получения заданного направления полета
на активном участке траектории. Оно может осущест-
вляться разворотом ракеты в горизонтальной плоскости
или соответствующей ориентировкой отдельных элемен-
тов ее бортовой системы управления.
	Операции наведения осуществляются с помощью спе-
циальных оптических приборов, устанавливаемых на бор-
ту ракеты, пусковой системе и на земле.
№ Считается, что вертикализация и наведение по азиму-
ту ракет, установленных на неподвижных основаниях, не
вызывает больших трудностей и производится с высокой
точностью.
В Наведение PH в полете осуществляется системой на-
ведения, которая определяет отклонения реальной траек-
кгории от заданной и вырабатывает команды для ее кор-
ректирования, а также системой управления, преобразу-
ющей команды системы наведения в необходимые откло-
нения органов управления PH для вывода ее на требуе-
мую траекторию.
Г Траектория PH выбирается в соответствии с задачей
Выведения КА на заданную орбиту, т. е. в соответствии
Е требуемыми параметрами движения (координатами н
53
составляющими скорости) в конце активного участка
траектории.
Выбор траектории осуществляется заданием бортовой
системе управления специальной программы, определяю-
щей в зависимости от времени величину угла тангажа
(угол между продольной осью PH и плоскостью местного
горизонта), а также величину скорости PH в каждый мо-
мент времени.
В соответствии с этой программой система управле-
ния создает управляющие силы и моменты, разворачива-
ющие ракету в полете на требуемый угол, и таким обра-
зом реализует выбранную траекторию выведения.
Траектория полета может быть вычислена заранее и
введена в программное устройство системы наведения до
старта или непрерывно вырабатываться в системе наве-
дения в соответствии с введенными в нее условиями по-
лета.
Программный метод наведения применяется на мно-
гих PH, так как он весьма прост и не требует сложных
вычислительных устройств, формирующих программу по-
лета на борту PH с учетом различных возмущений, дей-
ствующих на ракету.
Однако невозможно учесть все изменения сил и мо-
ментов, действующих па PH, так как в конструкции каж-
дой ракеты при изготовлении возможны отдельные неточ-
ности, разброс массы и тяговых характеристик. Кроме
того, необходимо учитывать изменения состояния атмо-
сферы. Поэтому при расчете траектории используют
усредненные значения сил и моментов, откорректирован-
ные на основе летных испытаний PH, зондирования ат-
мосферы и т. п.
Траектория любой баллистической ракеты состоит из
двух участков: активного и пассивного (см. рис. 19).
На активном участке 04 ракета движется с работаю-
щим двигателем и система управления обеспечивает за-
данные параметры ее движения. В конце активного уча-
стка выключается двигатель и ракета переходит на неуп-
равляемый полет (пассивный участок).
При движении на активном участке траектории раке-
та вначале в течение нескольких секунд летит вертикаль-
но (01), а затем системой управления разворачивается в
плоскости полета на определенный угол к стартовому го-
ризонту, называемый углом бросания (9).
54
Иг Далее ракета (последняя ступень) движется к рас-
четной точке 4, концу активного участка, где она приоб-
I Кетает конечную скорость Кк и выводит КА на заданную
орбиту.
К У многоступенчатых PH активный участок слагается
jfa активных участков отдельных ступеней. К концу по-
Рис. 20. Орбиты КА в зависимости от угла броса
ния 0 и конечной скорости Ко
: бледного активного участка КА приобретает заданную на-
чальную скорость полета Ко, равную Кк, и определенный
'угол бросания 0 (угол между вектором скорости КА и
стартовым горизонтом).
К Установлено, что при Ко=7,9 км/с (первая космиче-
ская скорость) и угле бросания 0 = 30’ КА полетит по
эллиптической кривой /, а при Vq=9 км/с — по кривой
Н (рис. 20).
Когда скорость Ко будет увеличена до 11,2 км/с при
том же угле бросания 0, траектория из замкнутой эллип-
тической кривой превращается в незамкнутую параболи-
йрскую и КА уйдет из сферы притяжения Земли по кри-
вой ///. При еще большей скорости Ко уход КА будет
совершаться по гиперболе IV.
55
При 1„=7,9 км/с и 0 = 0° КА превращается в спутник
Земли с круговой орбитой (кривая К).
Таким образом, изменяя скорость Vo и угол броса
ния 0, можно выводить КА на различные орбиты в зави-
симости от их назначения и выполняемых функций.
Считается, что если угол бросания 0 можно менян,
произвольно, то изменение начальной скорости Vo огра
Рис. 21. Некоторые силы и моменты, действующие на PH
в полете:
О—центр масс (центр тяжести); ЦД—центр давления; Р—сила тяги;
О—силе тяжести; Я—полная атролннамическая сила; /—плечо дейст-
вия силы /?; Мя—поворачивающнП момент
ничеио и увеличение ее связано с большими технически-
ми трудностями.
Полет ракеты-носителя происходит под действием
суммы сил, приложенных к ней (рис. 21). В момент вер-
тикального старта на нее действуют сила тяги Р. сила
тяжести G и сила лобового сопротивления (аэродинами-
ческая сила) R, представляющая собой силы сопротивле-
ния воздушной среды.
Сила тяжести и тяги прикладываются к центру масс
О ракеты, а аэродинамическая — к центру давления
(ЦД), точке, расположенной по оси ракеты и обычно не
совпадающей с центром масс.
56
Я Положение центра давления на оси ракеты во многом
Квнсит от’формы сс корпуса.
I Поскольку центр давления и центр масс смещены на
Ддечо /, то действие лобового сопротивления может при-
вести к повороту ракеты относительно центра масс под
Кйствием момента Мд. Все эти силы изменяются во вре-
мени.
У Сила тяжести при движении ракеты на активном уча-
стке обычно уменьшается, так как уменьшается масса
ракеты по мере выгорания топлива.
ИлСила же тяги, наоборот, увеличивается с увеличением
высоты полета и достигает максимального значения в
безвоздушном пространстве. Что касается лобового со-
противления, то оно прямо пропорционально скоростному
напору и поэтому в безвоздушном пространстве отсутст-
вует.
w В полете на ракету могут действовать и другие силы
я моменты (их называют возмущающими), приводящие
в результате к неустойчивому ее полету и отклонению от
-расчетной траектории.
Ж Для удержания PH на заданной траектории служат
системы наведения и управления.
^Системы наведения и управления с помощью соот-
ветствующих измерительных устройств определяют от-
клонения фактического движения ракеты от программно-
го и с помощью органов управления создают такие
управляющие воздействия, которые приближают действи-
-тельное движение к программному.
' Измерение отклонений считается важнейшей частью
Процесса управления и должно проводиться с высокой
Точностью.
Современные системы управления PH, как правило,
-автономные и размещаются на борту ракеты. Однако они
могут выполняться и с помощью различных комбинации
наземного и бортового оборудования.
В общем случае управление PH разделяется на управ-
ление по тангажу, курсу (рыскание) и крену (см.
рис. 21).
К Рыскание характеризует отклонение продольной оси
от плоскости траектории PH.
I Что касается угла крена (вращения), то он харак-
теризует поворот PH вокруг ее продольной оси.
57
Все элементы траектории и характеристики движения
ракеты (координаты точки выключения двигателя, мак
симальная скорость V'o и положение продольной оси ра
кеты в пространстве) рассчитываются в зависимости от
требуемой для КА орбиты и вводятся в программное
устройство PH.
Главной функцией бортовой аппаратуры управления
в полете считается точное выполнение команд, поступа-
ющих от системы наведения, в том числе и сигналов
о выключении двигателя, а также обеспечение стабили-
зированного полета при отсутствии команд. Другие
функции бортовой системы управления в значительной
степени определяются конструкцией PH (количеством
ступеней) и зависят от ее технических характеристик.
Например, при отделении ступеней PH вследствие
резкого изменения действующих сил на оставшиеся сту-
пени ракеты возникают сильные возмущения.
В этом случае бортовая аппаратура компенсирует эти
возмущения и к концу работы отделяющейся ступени
сводит к нулю величины ошибок управления.
В состав бортовой аппаратуры PH входят измери-
тельные, усилительно-преобразовательные и исполни-
тельно-силовые элементы.
Измерительные элементы (потенциометры, гироскопы,
акселерометры и др.) определяют действительное поло-
жение ракеты и выдают сигналы, необходимые для вы-
работки управляющих команд, которые после усиления
и преобразования через исполнительные устройства воз-
действуют на органы управления PH таким образом,
чтобы ошибка в наведении сводилась к нулю.
На современных PH в качестве органов управления
могут быть использованы газовые рули, располагаемые
в газовой струе, а также шарнирно закрепленные каме-
ры сгорания двигателя, при повороте которых относи-
тельно продольной оси ракеты на некоторый угол возни-
кают силы, управляющие ракетой по углам курса и тан-
гажа.
Для управления по крену в этом случае могут приме-
няться дополнительные (обычно четыре) небольшие ка-
меры сгорания (верньерные двигатели), при этом каж-
дая камера вращается только вокруг одной оси (на двух
цапфах).
58
Известно, что управление ракетой с помощью газовых
улей связано с большими трудностями из-за повышен-
юго разрушающего действия газов на рули (особенно
|у ракет с РДТТ). Помимо этого, наличие рулей в газо-
№м потоке приводит к существенным потерям тяги дни-
{•ягеля.
 Для устранения этих явлений стали применять деф-
лекторы, поворотные сопла и другие приспособления
(ряс. 22).
 Дефлектор представляет собой кольцо со сфериче-
ской рабочей поверхностью, установленное за срезом соп-
ла и вращающееся на цапфах. Управляющая сила созда-
стся при выходе дефлектора за срез сопла. Дефлектор,
Установленный на карданном подвесе, может обеспечи-
вать управление ракетой по углу тангажа и курса.
59
Действие поворотного сопла аналогично действии,
поворотной камеры сгорания.
Принудительное изменение направления вектора тяги
двигателя с целью управления полетом ракеты возмож
но также и при одностороннем впрыске жидкости или
вдуве газа в закритическую часть сопла (см. рис. 22, е),
а также при отключении нескольких двигателей в много
двигательной установке.
В многоступенчатых PH на разных ступенях и на раз
личных этапах полета могут применяться комбинации
рассмотренных выше органов управления.
Органы управления приводятся в действие с помо-
щью приводов, для которых первичным источником энер-
гии могут служить перекись водорода, сжатый газ и др
Наиболее же приемлемым считается гидравлический
привод, позволяющий при небольшой массе и малых га
баритах конструкции обеспечить достаточное быстродей
ствие.
В настоящее время известно несколько систем управ-
ления PH.
К ним можно отнести гироскопическую, инерциаль-
ную, радиоинерциальную и др.
Эти системы могут быть автономными и неавтоном-
ными.
Автономные системы управления размещаются толь-
ко на борту ракеты, в процессе работы эти системы не
получают никакой информации от наземных командных
пунктов.
Гироскопические системы считаются простейшими из
автономных систем управления. Они состоят из двух ос-
новных частей: автомата стабилизации и автомата уп-
равления дальностью полета.
Автомат стабилизации обеспечивает движение PH по
расчетной траектории, автомат управления дальностью
выключает двигатель в тот момент, когда VK и 0 достиг-
нут значений, обеспечивающих выведение КА на требуе-
мую орбиту.
Автомат стабилизации представляет собой многока-
нальную систему автоматического регулирования, осуще-
ствляющую одновременное управление движением PH по
углам тангажа, рыскания и крена, характеризующим по-
ложение оси ракеты в полете (рис. 23).
60
 Программное значение углов крена и рыскания обыч-
но равно нулю, а закон изменения угла тангажа опреде-
ляется программой вывода ракеты на траекторию.
В состав каждого канала входят измерительный (чув-
ствительный) элемент, преобразующее устройство, усили-
тель и рулевые машинки с органами управления.
у Измерительные элементы каналов управления содер-
жат гироскопические приборы, измеряющие ошибки уг-
Рис. 23. Блок-схема автомата стабилизации:
/—гирогорнзонт; И—гировертпкант; /—датчик углов тан-
гажа; 2—датчик углов крена; 3—датчик углов рыскания
1— преобразователы1о-уснлителыше элементы; 5—сумми-
рующие устройства; в—управляющие сигналы для
исполнительных органов
лов тангажа, крена и рыскания и формирующие сигна-
лы, пропорциональные ошибкам. Далее эти сигналы
Бодаются на преобразовательно-усилительные устройства
га затем — на исполнительные приводы рулевых орга-
нов — рулевые машинки, отклоняющие рулевые органы
[(.ракеты на определенные углы.
Чувствительным элементом приборов, измеряющих
ошибки положения осей ракеты, является гироскоп. Он
Обладает тем свойством, что его ось при быстром враще-
нии маховика (ротора) устойчиво сохраняет заданное
положение. Если приложить к гироскопу момент для
-.Изменения положения его оси, то гироскоп будет оказы-
вать сопротивление повороту. Для того чтобы ось вра-
•Щения гироскопа могла занимать любое положение в про-
странстве, его помещают в карданный подвес.
ДГ Поскольку гироскоп сохраняет неизменным направле-
ние оси вращения, его используют в системе стабилизации
?ракеты. Так, например, для измерения ошибки курса
61
можно установить ракету перед запуском в плоскост,
наведения и зафиксировать это направление гироскопов
Наиболее важным показателем качества любого гир<.
скопа считается величина случайного ухода его оси вра
щения (прецессия), т. е. изменение ее положения во вре-
мени, которое, как считают зарубежные специалисты, и
должно превышать 0,Г/ч [14].
В полете продольная ось ракеты может отклониться,
от плоскости наведения на какой-то угол. В этом слу
час рамка гироскопа, сохраняя свое положение в про
странстве, сместится относительно корпуса ракеты и
этот же угол и позволит обнаружить и измерить ошибк
по курсу.
Подобным же образом могут быть измерены ошибк
по крену и тангажу.
В системе стабилизации осей ракеты обычно имеете,
два гироскопических прибора — гирогоризонт и гировер
тикант (см. рис. 23).
Гирогоризонт контролирует положение ракеты по тан
гажу (ось вращения ротора гироскопа лежит горизон
тально в плоскости программной траектории). Помимс
этого, гирогоризонт может изменять по заданной про
грамме угол тангажа после запуска ракеты.
Гировертикант предназначен для стабилизации поло
жения ракеты по курсу (рысканию) и крену (ось враще
ния ротора гироскопа расположена перпендикулярно i
плоскости программной траектории).
Таким образом, эти приборы вырабатывают три сиг
нала ошибки, пропорциональные отклонениям осей раке-
ты от их программных положений.
Если сигналы от всех измерительных приборов посту
пают одновременно, то для управления ракетой нужен
суммарный сигнал, обеспечивающий выведение ракеты
на заданную траекторию. Эти операции выполняет сум
мирующий механизм, сигналы от которого поступают
уже па исполнительные органы.
Автомат управления дальностью включает устройст-
во ввода расчетного значения скорости ракеты, измери-
тель текущей скорости, счетно-решающее устройство,
сравнивающее значения этих скоростей, а также испол-
нительные элементы для выключения двигателя в задан-
ный момент, который определяется гироприбором, чувст-
вительным к продольным ускорениям ракеты.
62
|  Этот момент имеет исключительно важное значение
tn я дальнейшего полета КА, так как отклонение скоро-
сти на 1 метр в секунду от расчетной скорости в момент
Выключения двигателя последней ступени (что составляет
,всего около 0,01% от этой скорости) приводит к откло-
нению КА, например, от Луны до 300 км.
ГГироскопические системы управления просты по
Устройству и абсолютно помехоустойчивы. Основной их
^достаток в том, что гироскопы системы реагируют толь-
ко на вращение корпуса ракеты, но не учитывают ее по-
купательного перемещения (например, сноса).
Ошибка наведения в таких системах накапливается с
речением времени.
Ж Для повышения точности наведения ракет считается
I Необходимым определять не только угловое положение
«X корпусов, но и величины поступательных перемещений
Кбоковом направлении и по высоте.
№ Эти измерения позволяют осуществлять инерциальные
системы управления, которые, как утверждают зарубеж-
ные специалисты, обеспечивают довольно точное управ-
ление PH.
к Инерциальные системы управления используются на
многих современных зарубежных PH. Принцип их дейст-
вия основан на измерении ускорений ракеты в инерциаль-
ной (невращающейся) системе координат, создаваемой
Киростабилизированной платформой (рис. 24).
Ускорения, вызванные изменениями движения ракеты
под воздействием различных внешних сил, измеряются в
нескольких направлениях (обычно по осям X, г и Z) и
по их значениям вычисляются отклонения движения PH
Ярт расчетной траектории.
К Простейшая инерциальная система состоит из систе-
мы отсчета (стабилизированной платформы), акселеро-
метров, интеграторов, бортового счетно-решающего
Усгройснш и часов (см. рис. 24).
К Стабилизированная платформа (она создается с по-
Кощыо трех гироскопов) обеспечивает ракету ориентиро-
ванной системой отсчета.
Дг. Акселерометры обнаруживают и измеряют изменение
Жкорения движения по осям X, У и Z, интеграторы по
значениям ускорений определяют величины отклонений,
ХЧетно-рсшающее устройство переводит эти измерения в
^Координаты траектории и выдает сигналы управления
63
для устранения ошибок. Часы отсчитывают время длч
вычисления скорости PH и ее положения в пространств;
Точность работы системы зависит от точности исполь
зуемых в системе гироскопов и акселерометров. При это\'
определяющей считается точность работы акселеромег
ров.
В инерциальных системах широкое распространени
получили поплавковые гироскопы, так как они имею.
Рис. 24 Схема устройства инерциальной
системы управления:
/—нычислительнос устройство для определе-
ния скорости полета: 2—чувствительные осн
акселерометров; 3—стабилизированная плат-
форма; 4—программирующее устройство тан-
гажа; 6—гироскоп; 6—двойной интегратор;
Л—акселерометры
64
^Июжно малые моменты трения в опорах подвеса и,
^цдовательно, малый уход.
Положительным свойством поплавковых гироскопов
Является и то, что подвижная система прибора, находя-
щаяся в жидкости, обладает высокой стойкостью против
Ивацнй и ударов.
Из сообщений зарубежной печати видно, что в настоя-
щее время ведутся работы по исследованию новых прин-
3	4
Рис. 25. Схема устройства линейного акселерометра:
Jfc-rpyi; - демпфер: Л—пружины; (/—потенциометр: J—первый интегратор;
ИЫ второй интегратор; аг—боковое ускорение ракеты; /—перемещение
Нвижки потенциометра, пропорциональное az; 1/(—напряжение, пропор.
Шриальп. е ускорению ах; (У,,—напряжение, пропорциональное бокоатй
Лкорости. ' z—напряжение, пропорциональное перемещению ракеты в на-
правлении действия ускорения az
пипов действия и по созданию новых типов гироскопов,
<йладаюших повышенной точностью. К их числу отно-
сятся, например, криогенные и корпускулярные гиро-
скопы.
w Акселерометры в зависимости от назначения могут
быть линейными и угловыми.
Шинейныс акселерометры измеряют линейные ускоре-
ния угловые — служат для измерения угловых ускоре-
ний Существует несколько разновидностей линейных ак-
селерометров. Один из них включает инерционное тело,
масса:которого реагирует на ускорение.
При отклонении ракеты от заданной траектории инер-
ционное тело акселерометра, имеющего массу т, уста-
новленное в измеряемой плоскости, стремится остаться
"а Месте и в силу этого изменить свое положение отно-
сительно корпуса.
3 1 1089
65
Величина перемещения пропорциональна ускорению r
измеряемой плоскости и может быть преобразована н
электрический импульс (рис. 25).
Математически это выражается следующим образом
При возникновении, например, бокового ускорени
ракеты az тело акселерометра действует на уравн<
вешивающую пружину с силой P=maz и сжимает ее и,,
величину /.
Сила противодействия при этом Р\=с1, где с — к<,
эффициент пропорциональности.
Так как P=Pit то перемещение движка потенциейс
ра, равное перемещению тела, может быть найден,
из выражения 1= —az, т. е. на выходе акселерометр,:
возникает напряжение Ui, пропорциональное боковом
ускорению ракеты.
На ракете обычно устанавливают три акселерометр,।
измеряющих ускорения по осям X, Y и Z.
Измеренные ускорения в виде напряжений поступаю!
на два последовательно включенных интегратора, из ко-
торых первый по данным ускорения вычисляет скорост,.
а второй по скорости определяет путь ракеты (отклоне-
ние) в соответствующем направлении (см. рис. 25).
Сигналы интеграторов поступают в счетно-решающе,
устройство, вырабатывающее сигналы-поправки, пропор-
циональные величинам отклонений. Эти сигналы подаю,
ся в преобразовательно-усилительный блок и рулевы
машинки, которые посредством органов управления ра
ворачивают PH в нужном направлении.
Инерционное тело акселерометра обычно удерживает
ся с двух сторон пружинами, помимо этого, для уменьше-
ния его колебаний имеется демпфер.
На точность работы такого акселерометра во много'
влияет трение в подвижных частях и остаточная дефор
мация в пружинах. Поэтому точность работы акселеро
метра может быть повышена при замене механически
пружин электрическими.
В акселерометрах такого типа имеется маятник, у к
репленный на корпусе электродвигателя. Корпус, в свои
очередь, подвешен на подшипниках с малым трением.
При воздействии на акселерометр линейных ускорс
ний маятник вместе с корпусом будет стремиться откло-
ниться на некоторый угол.
66
1 На якорь электродвигателя в этот момент подается
йряжспис соответствующей полярности, создающее
Кфтиводействующий момент, который будет стремиться
Извратить корпус и маятник в прежнее положение.
ЕВеличина этого напряжения пропорциональна линей-
ному ускорению, приложенному к акселерометру.
При небольших углах поворота такой акселерометр
реагирует только на линейные ускорения и не подверга-
ется нежелательному воздействию ускорения свободного
Кения.
в Существуют акселерометры других типов.
V К акселерометрам предъявляются довольно жесткие
конструктивные требования, так как они должны исклю-
чительно точно измерять ускорения и работать в широ-
ком диапазоне ускорений.
К Так, в зарубежной печати сообщалось, что линейные
Акселерометры способны измерять ускорения с точностью
Ю~*—10 5 и работать в диапазоне ускорений от 10—20 g
и выше.
 Сигналы от акселерометров поступают в интеграторы,
Которые преобразуют их в значения скорости и пути
(величины отклонений).
v В инерциальных системах применяются интеграторы,
(представляющие собой электромеханические устройства
с тахогенераторами.
В Основным недостатком инерциальных систем считает-
ся возрастание ошибки наведения с увеличением даль-
ности полета. Эта ошибка увеличивается приблизительно
Июнорционально времени полета [2]. Помимо этого, инер-
циальные системы довольно сложны в изготовлении.
Г Радиоинерциальные системы представляют собой ком-
бинацию радиокомандной и инерциальной систем.
К В комбинированных системах недостатки каждой из
них частично компенсируются, а основные преимущества
Сохраняются. В частности, применение радиосредств ис-
'Кйючает постепенное накопление ошибок, свойственное
‘/инерциальным системам, а применение инерциальных
средств позволяет получать точную информацию о дви-
жении ракеты на коротких участках полета, малая дли-
тельность которых затрудняет применение радно-
Ередств [2].
“-i Наземное оборудование радиоинерциальной системы
Вычно состоит из импульсного радиолокатора наведе-
3*	67
ния, радиолокатора, работающего на основе нспользов
ния эффекта Доплера и отнесенного от импульсног
радиолокатора на некоторое расстояние, а также цифре
вой счетно-решающей машины.
В состав бортовой аппаратуры в этом случае вход
приемник, ответчик и все элементы инерциальной ci
стемы.
Работа любой из рассмотренных систем управленп
заканчивается в конце активного участка траектории пос
ле сообщения КА необходимых параметров двнжени
(Ио и 0).
4. ОБРАЗЦЫ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
И ИХ ПУСКОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
В конце пятидесятых и начале шестидесятых
Кодов п Советском Союзе была разработана широкая
^Программа изучения и освоения космического простран-
ства [11].
V Для осуществления этой программы была создана
серия мощных ракет-носителей.
К Средн ракет-носителей начала 60-х годов особый ин-
терес представляет ракета большой мощности «Восток»
По своим данным она значительно превосходит все ра-
кеты-носители, созданные ранее. Ее высокие энер-
Ииическне характеристики и большая надежность обес-
Юечили успешную отработку советских космических си-
стем и полеты кораблей «Восток» с космонавтами на
Корту.
Ж Рак.та-носитель «Восток» трехступенчатая (рис. 26).
Она состоит из шести блоков: центрального, четырех бо-
ковых и блока третьей ступени [11].
К Первая и вторая ступени выполнены по схеме «пакет»
и аключают центральный и боковые блоки. Третья сту-
пень устанавливается на центральном блоке.
К Боковые блоки расположены симметрично вокруг
Цйггралыюго и соединены с ним двумя поясами сило-
вых связей — верхним и нижним, которые имеют меха-
низмы для отделения боковых блоков в полете после
Окончания работы их двигателей.
К Каждый блок снабжен самостоятельной двигательной
установкой, работающей на жидком кислороде и керо-
сине.
69
Двигательная установка цен.
трального блока многокаме;.
ная и состоит из четырехкамс
ного основного двигателя и ч..
тырех однокамерных рулевых
двигателей.
Двигательная установка б<.
кового блока включает в себя
четырехкамерный основной дви-
гатель и два однокамерных р\
левых двигателя.
В блоке третьей ступени на-
ходится однокамерный двиг;
тель с четырьмя рулевыми соп-
лами. Основные и рулевые дви-
гатели каждого блока имеют
общий турбонасосный агрегат
Космический корабль «Во
сток» устанавливается на бло-
ке третьей ступени, под голов-
ным обтекателем, который за-
щищает его от аэродинамиче-
ских нагрузок при полете ;
плотных .слоях атмосферы и.
участке выведения.
Общая длина ракеты 38 м.
диаметр (по воздушным р\
лям) 10,3 м; длина централын
го блока 28 м, его максим аль
ный диаметр 2,95 м; длина бо-
кового блока 19 м. Длина
третьей ступени с космиче
Рис. 26. Ракета-носитель «Восток»
Г—головная часть; 3—блок третьей ст'
силовой пояс; в—боковой блок; 7—нижни>
:нловой пояс; 8—воздушный руль; 5—руле
вой двигатель бокового блока; /9—ру.:
центрального блока; 11

установка центрально
70
,ким кораблем и головным обтекателем 10 м. Масса по-
лезного груза, выводимого на орбиту, 4725 кг. Суммарная
*ошность двигательных установок ракеты около 20 млн.
Л На активном участке первой ступени двигатели цент-
рального и боковых блоков работают одновременно. Пос-
ле израсходования топлива боковых блоков производит-
ся выключение двигателей и отделение их от центрально-
го блока.
Двигатель центрального блока продолжает работать
на режиме полной тяги.
После прохождения плотных слоев атмосферы сбра-
сывается головной обтекатель. Спустя некоторое время
после израсходования топлива центрального блока осу-
ществляется запуск двигателя третьей ступени и отде-
ление ее от центрального блока.
Я Выключение двигателя третьей ступени и подача ко-
манды на отделение космического корабля производятся
системой управления при достижении расчетной скоро-
сти, соответствующей выведению корабля на заданную
орбиту.
 Следующая ракета-носитель космических кораблей
^«Восход» была способна выводить на орбиту полезный
груз массой до 6 т. Двигатели этой ракеты развивали
• суммарную тягу около 6,5 МН.
 К ракетам-носителям большой мощности относится
и многоступенчатая ракета «Протон», которая в 1965—
1966 годах выводила на орбиты космические научные
станции «Протон» массой 12,2 т (с учетом массы аппара-
туры, расположенной на последней ступени). Высота
апогея около 630 км, перигея 190 км.
В ноябре 1968 года она вывела на орбиту спутник
«Протон-4», оборудованный новым уникальным комплек-
сом научной аппаратуры, позволившим расширить диа-
пазон исследуемых энергий.
К Полетами тяжелых искусственных спутников Земли
«Протон» был открыт новый этап в изучении частиц вы-
соких и сверхвысоких энергий.
В Грузоподъемность PH «Протон» была намного боль-
ше, чем у всех ранее созданных. Суммарная максималь-
ная полезная мощность двигательных установок превы
Кила 60 млн. л. с. (втрое больше, чем у PH «Восток»),
"	> В единицах СИ I л. с.=735, 499 Вт.
71
Ракета была создана на основе последних (по том
времени) достижений ракетно-космической науки и тех
ники и отличалась высокими эксплуатационными и энер-
гетическими характеристиками, в основном определяемы
ми мощными, вновь разработанными двигателями [11]
Значительное давление в системе двигателей и высо
кая степень полноты сгорания, а также реализация ран
номерного и равновесного истечения продуктов сгорани'
из сопел с большой степенью расширения позволили по-
строить мощные малогабаритные двигатели с высоким,
характеристиками. Создание ракет-носителей с такими
двигателями считается крупным достижением советскою
ракетостроения. Успешные старты ракеты-носителя «Про
тон» ознаменовали начало нового этапа в изучении и ос
воении космического пространства, открыли еще бдльши<
возможности в исследовании околоземного и околосол-
нечного пространства космическими аппаратами со зна-
чительной массой.
Другим образцом ракеты-носителя большой мощно
сти и высокой надежности является ракета-носитель, вы
водившая на орбиты тяжелые многоместные обитаемые
космические корабли «Союз» [11].
Схема выведения на орбиту этих кораблей ракетой
носителем приведена на рис. 27.
Для безотказной работы PH были приняты специаль-
ные меры—дублирование или тройное резервирование
наиболее ответственных систем. Все системы и агрегаты
PH прошли длительный цикл наземных испытаний. Тем
не менее возможность отказа хотя бы одного элемента
PH, представляющей собой сложный комплекс сотен си-
стем, агрегатов и узлов, исключить нельзя. Поэтом}
для повышения безопасности экипажа в составе PH пре-
дусмотрена система аварийного спасения (САС), кото-
рая обеспечивает возвращение экипажа на землю в слу-
чае отказа'РН [1J.
Наибольшую сложность представляет спасение эки-
пажа при аварии на старте и в полете с высокими скоро-
стями в плотных слоях атмосферы (до высоты 80—90 км).
В PH космического корабля «Союз» применена си-
стема спасения, основанная на принципе увода от ава-
рийной PH обитаемых отсеков космического корабля
вместе с обтекателем с помощью мощной твердотоплив
ной двигательной установки (ДУ).
72
Ж Двигательная установка САС монтируется в головной
,|8 in PH и представляет собой единый блок из твердо-
Зпливных ракетных двигателей (рис. 28).
Выбор таких двигателей обусловлен меньшей по срав-
йению с другими двигателями массой, большей надежно-
стью И мгновенностью запуска.
Рис. 27. Выведение КК «Союз» ракетой-носителем
на орбиту и спуск КК на Землю:
I—PH в момент запуска; 2—отделение блоков первой
ступени; 3—отделение двигателя системы спасения кос-
второй ступени: 5—выход КК из орбиту н отделение
третьей ступени; «-раскрытие панелей солнечных бата-
рей и антенн; 7—ориентированный полет; в—включение
тормозной двигательной установки; 9— разделение отсе-
ков КК; 10—управляемый спуск в атмосфере; II—отстрел
крышки люка и ввод в поток тормозного парашюта;
12—отстрел тормозного парашюта н ввод в поток основ-
купола; 13— отделение теплозащитного
Н— включение двигателей мягкой посадки
73
Если при старте или на активном участке в PH воз
никнут неполадки и дальнейший полет станет опасны у
выдается команда на включение основного двигателя Д'
САС, после чего отсек экипажа вместе с орбитальны
отсеком и обтекателем отделяете
от PH и уводится вверх и в сторону
Безопасное направление увод
определяется автоматическими yci
ройствами в зависимости от xapai
тера и развития аварии. Траектория
увода формируется в результат
совместной работы основного
управляющих двигателей. Высот.,
этой траектории даже при срабаты-
вании САС еще до отрыва PH <
стартового стола достаточна дл
нормальной работы средств призем
ления спускаемого аппарата. В верх
ней точке траектории с помощьк
двигателя разделения обтекатели
Рис. 28. Устройство системы аварийно!
спасения космонавтов КК «Союз»:
/—разделительный двигатель: ?—обтекатель; 5
управляющий двигатель: /—сопло основного дан
гателя: 5—основной двигатель
вместе с орбитальным отсеком отделяется от спускае-
мого аппарата. Вслед за этим вводится в действие пара
шютная система, и спускаемый аппарат совершает мя!
кую посадку на безопасном расстоянии от места аварии
При нормальном полете после выхода PH из плотны
слоев атмосферы ДУ САС уже не нужна. Для ее сброс:
включается двигатель разделения.
Если дальнейший полет после этого станет невозмож
ным, спускаемый аппарат с экипажем осуществляет .по
садку, как и при возвращении с орбиты.
В конструкции ДУ САС применены новейшие дости
жения отечественного двигателестроения и широко ис-
пользованы современные конструктивные материалы.
Применение передовых технологических приемов, вы
74
Е
^кая культура производства, тщательно проведенные
'^пытания и доводка привели к созданию высоконадеж-
^Вй твердотопливной ракетной установки.
^Двигательная установка САС прошла большой цикл
^Квевых стендовых испытаний, а также летные испыта-
ния при экспериментальной отработке средств аварийно-
го спасения. Эти испытания подтвердили ее эффектив-
ность и высокую надежность.
В Широкое применение в Советском Союзе получила
серия PH «Космос», которые с марта 1962 года и по на-
стоящее время успешно используются для выведения на
орбиты искусственных спутников Земли типа «Космос».
F Серия включает двух-, трех- и четырехступенчатые
PH различной грузоподъемности (от нескольких сотен
 килограммов до нескольких тонн), запускаемые с не-
скольких космодромов Советского Союза [6].
I Первой ракетой этой серии является двухступенчатая
1 ракета с последовательным расположением ступеней
I (рис. 29). Общая длина ее 30 м, диаметр 1,65 м.
I Первая ступень ракеты снабжена двигателем с тягой
 около 740 кН, работающим на азотнокислотном окисли-
Втсле и углеводородном горючем.
 Последняя ступень снабжена двигателем с тягой
1 НО кН, работающим на жидком кислороде и несиммет-
 ричном диметилгидразине.
I Спутник размещается на последней ступени под го-
Иловным обтекателем, сбрасываемым на участке выведе-
I ния после прохождения плотных слоев атмосферы.
| В конце участка выведения производится отделение
 спутника от последней ступени.
[ С помощью PH серии «Космос» запущено большое ко-
 личество спутников различного назначения, служащих
В для научных исследований околоземного космического
Пространства, верхней атмосферы и других задач.
I К 1 июля 1973 года в Советском Союзе было выве-
ж депо в космос 742 спутника общей массой 2233 т
(ас учетом массы конечных ступеней PH 4388 т),
41 станция (общей массой ПО т), которым была сооб-
 Щена скорость, близкая ко второй космической.
[ В течение 1961—1973 годов орбитальные геоцентри-
 Ческне полеты совершили 29 советских космонавтов на
 20 пилотируемых КК трех типов: «Восток», «Восход» и
 «Союз», а также на орбитальной станции «Салют».
75
Исследование космического пространства при помощи
ракетной техники в Советском Союзе продолжается.
Ракеты-носители различного назначения имеются и за
рубежом.
Например, в США широко применяется серия PH
«Скаут» (рис. 30), используемых с 196С гола для выве-
дения малых ИСЗ на низкие геоцентрические орбиты.
Это четырехступенчатая PH с РДТТ на всех ступе-
нях. Ее стартовая масса около 17 т, общая длина 22 м,
76
Втяга двигателя первой ступени 520 кН. масса полезного
[груза, выводимого на низкую орбиту, в зависимости от
| модификации PH, 70—140 кг.
К, Большинство PH США значительной мощности пред-
ставляют собой соответствующие модификации боевых
 баллистических ракет дальнего действия (БРДД), при-
Еспособленных для осуществления тех или иных космиче-
скпх программ [14]. Имеются также ракеты, специально
L сконструированные для космических исследований, на-
пример, серия PH «Сатурн».
К Ракеты-носители создавались на базе таких баллистн-
Вшских ракет дальнего действия, как «Атлас», «Тор» и
| «Титан».
К Эти ракеты используются в качестве первых ступеней,
^Иоследними ступенями являются ракеты «Аджена»,
| «Дельта», «Энбл», «Центавр» и др. (рис. 31).
В. Например, вторые ступени с ракетой «Тор» при стар-
гтовой массе 60 т и тяге первой ступени около 750 кН мо-
[ гут выводить в космос полезный груз массой до 0,7 т,
, а с ракетой «Атлас» — более 2 т.
К. С помощью ракеты «Аджена», используемой в каче-
стве последней ступени, выведено на орбиту более 60%
Всех американских космических объектов.
В Считается, что ракета имеет высокую надежность. ’
Есть несколько ее модификаций. Она применяется для
Езапуска космических объектов по многим программам
| ВВС США и NASA (национальное управление по аэро-
навтике и исследованию космического пространства).
 Полагают, что эта многоцелевая ракета будет служить
шля космических исследований и в конце 70-х годов.
В Ракетой-носителем значительной мощности является
^Двухступенчатая ракета «Атлас-Центавр» (рис. 32). Ее
^разработка была начата в США в 1960 году.
Е Первой ступенью служит модифицированная двухсту-
пенчатая ракета «Атлас» с упрочненной головной частью
и |'Специальным переходником, а второй — ракета «Цен-
тавр», в силовой установке которой применены два ЖРД
Ирщеи тягой 136 кН, работающие на жидком водороде
и вкидком кислороде.
К Общая длина ракеты-носителя 36 м, стартовая масса
(136 г, длина ракеты «Центавр» 9,1 м, диаметр 3 м, мас-
са в снаряженном состоянии 15,4 т.
77
78
Ракета «Центавр» является первой ракетой в США с
силовой установкой, работающей на водородном горю-
чем.
Ракета-носитель рассчитана для запуска груза мас-
сой около 4,5 т на орбиту высотой до 500 км и сообще-
ния второй космической скорости-
грузу массой несколько более
тонны.
Кроме того, считается, что
с помощью ракеты можно осуще-
ствить запуск на планеты Марс и
Венера летательного аппарата
массой 0,6 т.
Первый экспериментальный
запуск ракеты-носителя «Атлас-
Центавр» состоялся на Атланти-
ческом полигоне США в ноябре
1963 года.
Ракета имеет инерциальную
систему управления.
В целях усовершенствования
ракеты-носителя проводились ра-
боты по исследованию в качестве
окислителя для ракеты «Атлас»
смеси из 30% фтора и 70% кис-
лорода.
Считалось, что в результате
этих работ величина тяги ракеты
Рис. 32. Схема устройства ракеты-носи-
теля «Атлас-Центавр»:
/—стартовые ЖРД первой ступени; 2—марше-
вый ЖРД первой ступени; S—бак для горю-
чего; 4—бак для жидкого кислорода; S—цилин-
дрический переходник; 6—изолирующие панели
(четыре) для защиты второй ступени при про-
ходе через плотные слои атмосферы; 7—обте-
катель головной части: в—отсек полезного гру-
за; 9— бак для жидкого водорода; 10—ЖРД
второй ступени
будет увеличена и, следовательно, масса полезного гру-
за аппарата для полета на Луну может быть доведена
цо 1360 кг.
Для перевозки ракеты разработан специальный транс-
портер с воздушными амортизаторами, скорость его до
79
70 км/ч. Длина транспортера 22,6 м, ширина 3,35 м. Кро-
ме того, ракета может транспортироваться в самолете.
Запуск ракеты-носителя осуществляется в следующем
порядке.
Три главных и два стартовых двигателя ракеты
«Атлас» включаются перед самым стартом. После не-
скольких минут полета два стартовых двигателя, распо-
ложенных по бокам маршевого двигателя, сбрасываются
вместе с нижним обтекателем и ракета продолжает на-
бирать скорость за счет тяги маршевого двигателя, рав-
ной 270 кН. Когда маршевый двигатель прекращает
работу, скорость ракеты достигает примерно 16000 км/ч.
После этого верхняя ступень отделяется и продолжает
полет под воздействием тяги четырех двигателей. Не-
большие тормозные двигатели, размещенные в верхней
части первой ступени, предотвращают ее столкновение
со второй ступенью в момент их разъединения. Несколь-
кими секундами позже включается двигатель второй сту-
пени, управление полетом которой осуществляется инер-
циальной системой.
На базе боевой баллистической ракеты «Титан-2» к
1968 году в США была разработана серия PH того же
наименования.
К ним относятся двухступенчатая PH «Титан-2», трех-
ступенчатые «Титан-3» и «Титан-ЗВ» и трехступенчатая с
навесными стартовыми РДТТ «Титан-ЗС».
Первый запуск PH «Титан-2» состоялся в апреле
1964 года.
Ракеты-носители «Титан-2» использовались в США
для запусков космических кораблей «Джемнни».
Первая ступень ракеты включает корпус (переход-
ник, бак окислителя, бак горючего и хвостовой отсек),
два идентичных однокамерных ЖРД с насосной системой
подачи, систему самонаддува и пневмосистему.
На участке полета первой ступени двигатели исполь-
зуются в качестве органов управления полетом (незави-
симые карданные подвесы позволяют отклонять каждую
камеру на угол ±5°).
Вторая ступень состоит из корпуса (приборный отсек,
бак окислителя, бак горючего, хвостовой отсек), ЖРД,
системы подачи топлива, системы самонаддува бака го-
рючего и пневмосистемы.
80
Управление по тангажу и рысканию осуществляется
при повороте шарнирно укрепленного двигателя, а уп-
равление по крену — с помощью блока рулевых сопел.
Запуск двигателя второй ступени производится до
разделения ступеней, при этом истечение газов происхо-
дит через ряд прорезей в переходнике между ступенями.
Для разделения ступеней используются разрывные
болты.
| Обе ступени имеют цельносварную конструкцию ци-
линдрической формы.
Несущие топливные баки ракеты свариваются из па-
нелей высокопрочного алюминиевого сплава.
Ракета-носитель оснащена бортовой системой MDS,
предназначенной для контроля за работой основных си-
стем, радиоинерииальной системой управления, дублиру-
ющей инерциальной системой управления на случай вы-
хода из строя основной системы, запасными приводами
для отклонения шарнирно подвешенных двигателей и до-
полнительными датчиками для обеспечения более тща-
тельной предстартовой проверки.
| Система MDS сигнализирует лишь о неисправности,
но не о ее причине.
| На основании сигналов системы MDS космонавты
принимают решение о необходимости включения аварий-,
ной системы спасения.
Основные бортовые системы ракеты дублированы, что
как считают зарубежные специалисты, позволило дове-
сти надежность PH «Титан-2» до 0,99.
I Система управления ракеты включает радиокоманд-
|ный блок, гиростабилизированную платформу, вычисли-
тельное устройство, блок скоростных гироскопов, автопи-
, лот и гидромеханическую систему.
В Радиокомандный и инерциальный блоки, вычислитель-
ное устройство и автопилот устанавливаются в межбако-
вом отсеке второй ступени, а блок скоростных гироско-
пов — на первой ступени.
К Автоматическое переключение на запасную систему
правления для первой ступени происходит при откло-
нении двигателей первой ступени на угол, больший пре-
дельно допустимого; падении давления в основной гид-
равлической системе; превышении допустимой угловой
корости маневра относительно какой-либо оси.
Для второй ступени переключение осуществляется
только в случае превышения допустимой угловой скоро
сти маневра.
Переключение на запасную систему может произво-
диться космонавтами, а также по указанию руководителя
полета с наземного командного пункта управления.
Запуск PH «Титан-2» осуществляется со стартового
ракетного комплекса, расположенного на мысе Канаве-
рал. На подготовку к очередному запуску требуется око-
ло десяти суток.
Стоимость производства PH «Титан-2» определялась
примерно в 6,5 млн. долларов, а запуска (без стоимости
космического корабля «Джемини») приблизительно в
8 млн. долларов.
Вывод 1 кг массы полезного груза на околоземную ор-
биту оценивался в 2640 долларов.
Стоимость PH «Титан-2» почти вдвое превышает стои-
мость боевой ракеты «Титан-2», что объясняется уставов
кой более совершенного оборудования для повышения на-
дежности и безопасности космонавтов.
Разработка ракеты «Титан-3» в качестве стандартной
PH проводилась в два этапа.
Первый этап предусматривал создание PH «Ти-
тан-ЗА», представляющей собой боевую ракету «Титан-2
с дополнительной третьей ступенью. На втором этапе бы-
ла создана PH «Титан-ЗС» посредством установки на ра-
кете «Титан-ЗА» двух стартовых двигателей на твердом
топливе с тягой около 10 МН (нулевая ступень).
В процессе отработки этих двух вариантов был создан
еще третий вариант, получивший наименование «Ти-
тан-ЗВ», в котором первой и второй ступенью являются
усовершенствованные ступени PH «Титан-2», а в качест
ве третьей ступени используется ракета «Аджена-Д» мас-
сой 6,8 т.
Ракета-носитель «Титан-ЗВ» могла выводить на орби-
ту высотой 185 км полезный груз массой 3,9 т, а на низ-
кие полярные орбиты — до 3,3 т.
Стоимость вывода на орбиту 1 кг массы полезного
груза этой ракетой определялась в 1100 долларов.
При разработке к PH серии «Титан-3» предъявлялись
следующие основные требования: надежность — не более
двух отказов на 1000, готовность в течение 30 суток —
30 с, точность времени старта не ниже ±2 с.
82
К Стоимость изготовления одной PH «Титан-ЗС» опре-
делялась в 12,8 млн. долларов, а стоимость вывода 1 кг
болезного груза около 1500 долларов, т. е. значительно
меньше, чем для PH «Титан-2». Она предназначалась
Рис. 33. Ракета-носитель «Титан-ЗС» на стартовой
позиции
;ля вывода на орбиту различных космических объектов,
том числе малых орбитальных станций, а также для
оздания глобальной системы связи.
Ракета-носитель «Титан-ЗС» (рис. 33) имеет два на-
есных стартовых РДТТ диаметром по 3,05 м, иногда име-
уемых «нулевой» ступенью. Каждый РДТТ состоит из
яти взаимозаменяемых цилиндрических секций с заря-
,ом твердого топлива.
83
Ракетные двигатели твердого топлива крепятся пр
помощи двойных кронштейнов к корпусу первой ступен
и при помощи горизонтальных консольных балок — к кор
пусу второй ступени. Топливо для РДТТ смесевое. Дл
сбрасывания РДТТ используются четыре вспомогатель
ных РДТТ. Система управления PH инерциальная. Он
представляет собой модифицированную систему управле
ния баллистической ракеты «Титан-2».
Отсек системы управления оснащен термостатом
Аппаратура системы рассчитана на многократное вклю
чение в течение 6,5 ч.
Для повышения общей надежности на PH «Титан-ЗС:
установлена система обнаружения неисправностей MDS
Для запуска PH «Титан-ЗС» на Восточном испыта
тельном полигоне США (мыс Канаверал) построено дв;
стартовых комплекса.
В основу проекта положен принцип 1TL (сборка —
перемещение— запуск). Считается, что такой принцш
работы стартового комплекса дает возможность произво
Дить в год по 60 запусков PH с двух и до 76—100 запус
ков с трех пусковых установок. Управление запуском осу
ществляется из центра комплекса. В здании вертикаль
ной сборки могут одновременно собираться четыре РР
«Титан-ЗС».
Общая стоимость сооружения обоих стартовых комп-
лексов оценивается в 600 млн. долларов.
Первый запуск PH «Титан-ЗС» состоялся в июне
1965 года.
Для вывода на орбиту обитаемых орбитальных стан-
ций типа MOL предназначается специальный вариант PH
«Титаи-ЗМ». В отличие от PH «Титан-ЗС» PH «Ти-
тан-ЗМ» может нести полезный груз массой 16,6 т («Ти-
тан-ЗС» 11,3 т).
Это достигнуто благодаря тому, что с PH была снята
система обнаружения неисправностей, а также устройст-
ва для контроля и ограничения вектора тяги стартовых
РДТТ.
Инерциальная система управления была заменена бо-
лее легкой бортовой цифровой системой управления по-
летом.
На PH «Титан-ЗМ» применена также упрощенная си-
стема высотного контроля и проведен ряд других мерог
приятий, позволивших снизить массу конструкций PH.
84
Помимо рассмотренных вариантов PH типа «Титан-3»,
в США предполагается создать и другие варианты, пред-
назначенные для запусков полезного груза на низкие
околоземные, синхронные экваториальные орбиты и в
межпланетное пространство. К ним относятся PH «Ти-
тан-ЗХ», близкие по конструкции к PH «Титан-ЗС».
В зависимости от назначения и массы полезного гру-
за на PH устанавливаются различные верхние ступени
и стартовые РДТТ.
Так, например, PH «Титан-ЗО» предназначена для вы-
ведения на круговую орбиту высотой 185 км полезного
груза массой до 36 т.
По сравнению с PH «Титан-ЗС» на PH «Титан-ЗО»
предусматривается увеличение диаметров первой и вто-
рой ступеней с 3,05 до 4,6 м, а также количества ЖРД
с двух и одного на первой и второй ступенях до четырех
и двух соответственно. Использование же третьей сту-
пени не предусматривается.
В качестве навесных стартовых РДТТ предполагает-
ся применить два семисскционных РДТТ диаметром 4 м
(вместо пятисекционных диаметром 3,05 м).
Другая разновидность PH «Титан-ЗХ» — «Титан-ЗС-
Центавр» (рис. 34), предназначенная главным образом
для использования в программе, предусматривающей за-
пуск КА для исследования планет Солнечной систе-
мы [17].
Запуск первого аппарата по этой программе предпо-
лагается провести в 1975 году, когда на Марс будет за-
пущен космический аппарат «Викинг».
На новой PH впервые применена усовершенствован-
ная верхняя ступень «Центавр» с двумя ЖРД, работаю-
щими на жидком кислороде и жидком водороде н рас-
считанными на трехкратное включение.
Общая длина PH 48,3 м, стартовая масса 650 т. Диа-
метр корпуса ракеты «Титан-ЗС» 3,05 м, диаметр обтека-
теля, закрывающего ступень «Центавр» и КА, 4,3 м.
Ракета рассчитана на вывод полезного груза массой
16 т на геоцентрическую орбиту высотой 180 км или на
сообщение второй космической скорости полезному гру-
зу массой 5,5 т.
Другой разновидностью PH большой мощности явля-
ется серия PH «Сатурн». Их разработка была связана
85
с решением проблемы полетов и посадки человека н
Луну по программе «Аполлон» [4, 11].
В 1957 году в США начались исследования по созда
нию двухступенчатой PH общей тягой около 6,8 МН н;
основе связки уже разработанных двигателей, а в 1958 го
ду официально было объявлено о начале работ по созда
нию PH «Сатурн-1», которая впер
вне была запущена в октябре
1961 года.
Ракета-носитель «Сатурн-1» ра;
рабатывалась в основном в экспери
ментальных целях и, в частности
для изучения проблем, связанны:
с созданием ракет для полет,
человека на Луну, для отработки
технологии производства ракет "
тренировки обслуживающего пе
сонала.
Ракета двухступенчатая (первс
ступень имеет обозначение S-
вторая S-4 или S-4B), ее старто
вая масса 524 т, общая длина 56 »
наибольший диаметр 6,6 м, поле
ный груз массой 10 т.
Рис. 34. Схема устройства ракеты-нос
теля «Титан-ЗС-Центавр»:
(—навесные РДТТ: 2—топливные бвкн первой
ступени; J—отсек полезного груза; топливные
баки третьей ступени; 5—топливные баки втор *
___________________ступени________________
В течение 1961—1962 годов в США обсуждались пр>
екты PH для полетов на Луну. Хотя использовать Р
«Сатурн-1» для доставки космонавтов на Луну было те
ретически возможно, понадобилось бы шесть таких р.
кет для вывода на низкую околоземную орбиту отсеков
из которых можно было бы собрать космический аппарат
для полета на Луну. Однако тогда еще не были осущест-
влены операции встречи на орбите и стыковки, и это'
вариант был отклонен как дорогой и проблематичный.
Рассматривались еще два других варианта.
86
Первый — прямой полет на Луну, при котором масса
PH составляла около 5000 т. Для полета предполагалось
использовать обычные химические топлива.
Такая ракета-носитель, названная «Нова», была бы в
40 раз тяжелее любой из применявшихся в то время аме-
риканских ракет. Поэтому указанный проект был также
отклонен.
Второй вариант, включающий операцию встречи на
окололунной орбите, мог быть реализован при помощи
PH со стартовой массой около 3000 т. Национальное уп-
равление по аэронавтике и исследованию космического
пространства США остановилось на такой PH, назвав ее
«Сатурн.5».
О начале ее разработки было объявлено в январе
1962 года. Учитывая, что разработка мощной PH займет
много времени, NASA решило усовершенствовать ракету
«Сатурн-1» с тем, чтобы начать отработку КК «Апол-
лон» на околоземных орбитах еще до введения в эксплуа-
тацию PH «Сатурн-5».
Новая PH была названа «Сатурн-1В». Она имела
суммарную тягу двигателей первой ступени 7,25 МН.
Первая PH «Сатурн-1 В» была запущена в феврале
1966 года.
С ее помощью было осуществлено несколько полетов
КК «Аполлон» по околоземным орбитам. Ракета-носи-
тель «Сатурн-1 В» несколько мощнее PH «Сатурн-i». Ее
стартовая масса 580,7 т, общая длина 65 м, наибольший
диаметр 6,6 м, масса полезного груза 15,7 т.
Система управления ракет «Сатурн-1» и «Сатурн-1 В»
инерциальная.
Аппаратура системы управления размещается глав-
ным образом между второй ступенью и полезным грузом.
Для запуска этих PH на мысе Канаверал были соору-
жены специальные стартовые комплексы (№ 34 и 37).
Ракеты собираются непосредственно на пусковых сто-
лах, а для их подготовки к запуску и предстартовой про-
верки по рельсам подается башня обслуживания.
Ракета-носитель «Сатурн-5» предназначается для за-
пусков КК «Аполлон» с космонавтами на борту в сторо-
ну Луны. Она состоит из шести основных блоков
(рис. 35): первая ступень S-1C, вторая ступень S-2, тре-
тья ступень S-4B, приборный отсек, КК «Аполлон» и си-
стема аварийного спасения (САС) КК на старте.
87
Первая ступень состоит из пяти двигателей F-1, рамь
крепления двигателей, хвостовой юбки, бака горючей
(керосин) емкостью 768 тыс. л и бака окислителя (жид
кий кислород) емкостью 1250 тыс. л.
Рама крепления двигателей массой 24 т воспринимаем
все статические и динамические нагрузки от тяги и яв-
ляется наиболее массивной частью первой ступени.
В нижней части конструкции ступени установлены ч©
тыре обтекателя и четыре стабилизатора.
Обтекатели предназначены для сглаживания воздуш-
ных потоков над двигателями, а стабилизаторы — для
снижения угловой скорости вращения ракеты в аварий-
ной ситуации.
Четыре двигателя ступени установлены в кардановых
подвесах для управления угловым положением, а пятый
(центральный) закреплен жестко.
Двигатели рассчитаны на одноразовый пуск. Длина
двигателя 5,8 м, диаметр сопла на срезе 3,53 м, тяга на
уровне моря 6,9 МН, длительность работы 150 секунд,
удельная тяга 210 м/с.
Вторая ступень S-2 считается в настоящее время са-
мой мощной в США ступенью на водородно-кислородном
топливе.
Как и первая ступень, она состоит из хвостовой юбки
с разделительным силовым шпангоутом, силовой рамы,
на которой установлены пять двигателей J-2, бака окис-
лителя и бака горючего.
Четыре двигателя установлены в кардановом подве-
се, а центральный жестко закреплен. Длина двигателя
3,35 м, диаметр сопла 1,98 м, тяга 1,05 МН, время ра-
боты 500 секунд, удельная тяга 424 м/с.
Пять вспомогательных РДТТ тягой 105 кН каждый в
течение времени, необходимого для запуска маршевых
двигателей, обеспечивает искусственную силу тяжести
после отделения первой ступени с целью оттеснения го-
рючего и окислителя к нижним днища.м баков и запол-
нения топливных магистралей.
Эта ступень имеет баки окислителя и горючего с сов-
мещенными днищами.
Ступень S-2 отделяется от ступени S-4B после выго-
рания топлива с помощью четырех тормозных РДТТ тя-
гой 170 кН каждый.
88
Третья ступень S-4B состоит"
из топливных баков, рамы креп-
ления двигателя, одного двига-
теля J-2, хвостовой юбки и сило-
вого разделительного шпангоута.
Как и на второй ступени, баки
окислителя и горючего (жидкий
кислород и жидкий водород)
имеют совмещенное днище.
Двигатель J-2 взаимозаме-
няем с двигателями второй сту-
пени и устанавливается в карда-
новом подвесе.
На верхней части третьей сту-
пени устанавливается приборный
отсек. Он имеет форму цилиндра
диаметром 6,6 м и высотой
0,92 м. Отсек содержит электри-
ческое и электронное оборудова-
ние, необходимое для наведения,
управления, слежения и телемет-
рической передачи информации
во время полета ракеты. В его
состав входит также автономная
система кондиционирования для
обеспечения требуемых условий
работы аппаратуры.
Другой частью ракеты, ис-
пользуемой только при старте на
начальном участке полета, яв-
ляется система аварийного спа-
сения корабля. Она представляет
Рис. 35. Схема устройства ракеты-носи-
геля «Сатурн-5» с космическим кораб-
лем «Аполлон»:
/—первая ступень S-1C;	2—цилиндрический
переходник; J— вторая ступень S-2C; кониче-
ский переходник; S—третья ступень S-4B; б—
приборный отсек; 7—КК «Аполлон»; «—пере-
ходник между третьей ступенью и КК; У—от-
деляемая лунная кабина; 10—двигательный
отсек КК; 11—отсек экипажа; 12—система ава-
рийного спасения космонавтов
1089
89
собой ферму (вышку) высотой 10 м, которая закреп-Я
дяется па конической концевой части отсека экипаже
КК «Аполлон».
На верхней части САС устанавливается РДТТ тягойЯ
700 кН. В случае аварии, возникающей в момент стартаЯ
экипаж может покинуть ракету с помощью САС.
В этом случае прерываются все связи с PH и вклюд
чается РДТТ, отделяющий вышку и отсек экипажа ККЯ
«Аполлон» от PH и отбрасывающий их на безопасное
расстояние. После этого раскрываются парашюты систе-1
мы спасения отсека экипажа.
Запуск PH «Сатурн-5» осуществляется с космодроме
на мысе Канаверал, расположенного на восточном побёЯ
режье Флориды. С точки зрения космических полетов,Я
этот космодром является очень удобным, так как он рас-Я
положен близко к экватору, что делает удобным запуски
КА на различные орбиты, ориентирован на восток, чтоЯ
дает прирост скорости корабля (И1() около 360 м/с к ско-Я
рости PH и обеспечивает практически неограниченнукЯ
возможность приводнения в случае аварии.
Для полетов был построен стартовый комплекс с дву!
мя стартовыми позициями (рис. 36).
Сложность программы запусков PH «Сатурн-5» па
требовала радикальных изменений в процессе сборки и
подготовки PH к запуску.
Во всех предыдущих запусках PH и КК стыковались
и проходили проверку на стартовом столе. Однако дл!
КК «Аполлон» интервал времени между запланировав
ными запусками меньше времени сборки ракеты с ко
раблем и проверки работоспособности их систем. Поэто
му сборка PH «Сатурн-5» и КК «Аполлон» производи]
ся в закрытом помещении.
Для этой цели построен самый большой в США мой
тажно-испытательный корпус, рассчитанный на однозре
менную подготовку к запуску четырех PH. Высота кор’
нуса 160 м, длина 218 м и ширина 157 м.
Ра кет а-носитель с КК собираются в корпусе на по;
движном пусковом столе, который затем транспортир^
ется с помощью специального транспортера к стартовое
позиции на расстояние 5,5 км. Длина транспортера 40 М
ширина 34,5 м и мощность 5500 л. с. для перевозки грузЯ
массой 5000 т со скоростью 2,5 км/ч,
00
На стартовой позиции платформа с PH устанавли-
вается на опоры пускового стола. Затем отводится са-
моходное шасси и к пусковому столу доставляется баш-
ня обслуживания, используемая для предстартовой под-
готовки и проверки всех систем PH и КК.
Рис. 36. Схема стартового комплекса ракеты-носителя «Сатурн-5»:
/—помещение для обслуживания; 2—здание вертикальной сборки; 3— центр
управления запуском; 4—склады для хранения запасных частей; 5—мо-
Знльный стартовый стол с башней наземного питания; 6—газгольдерные
высокого давления; 7, 8— стартовые площадки; S—мобильная башня обслу-
кивания; 10—дорога дли гусеничного транспортера; //—полный канал:
12—бассейн для разворота барж со ступенями PH «Сатурн-5»
Перед запуском самоходное шасси и башня обслу-
живания отводятся на безопасное расстояние и к пуско-
вому столу по рельсам подается пламеотражатель.
Управление запуском осуществляется из специально-
о центра, расположенного вблизи корпуса сборки.
После запуска первая ступень S-1C выводит КА на
ысоту 58 км на расстоянии 97 км от места запуска зз
151 секунду, сообщая ему скорость 2,67 км/с.
При выводе масса PH уравновешивается четырьмя
'питателями F-1, а пятый двигатель сообщает ускорение.
Центральный двигатель выключается через 12,6 се-
унд с момента запуска при перегрузке более 4 g.
Двигатель второй ступени включается через 2 секун-
"I после разделения ступеней (для более безопасного
।деления первой ступени) и работает 367 секунд.
91
В момент выключения двигателей второй ступени па
520 секунде с момента запуска КК находится на высоте
170 км, а дальность его от стартового комплекса состав-
ляет 1490 км. Скорость полета при этом достигает
6,75 км/с.
Система аварийного спасения КК отделяется спустя
187 секунд с момента запуска на высоте 86,5 км.
Двигатели третьей ступени включаются на 524 секун-
де с момента запуска, работают 157 секунд и увеличи-
вают скорость КК до круговой (7,9 км/с).
В течение первых двух витков производится проверка
систем. Перед каждым маневром на основе результатом
проверки работоспособности КК и экипажа поэтапно ре-
шают вопрос о продолжении полета, возврате на землю
или принятии другой программы полета.
Переход на траекторию полета к Лупе обсспсчиваег
ся в результате повторного запуска двигательной уста
новки третьей ступени в момент, когда КК проходит че-
рез точку, диаметрально противоположную направлению
Луна — Земля. Двигательная установка работает 5 ми-
нут 12 секунд и увеличивает скорость на 3,6 км/с, необхо-
димую для полета к Луне в течение 65 часов. Поел
этого сбрасываются обтекатели и перестраиваются отсе-
ки КК. Затем КК «Аполлон» отстыковывается от третье i
ступени и она переводится на гелиоцентрическую орби
гу, находящуюся в стороне от траектории полета КК,
а космический корабль продолжает полет к Луне.
В зарубежной печати сообщалось, что стоимость всех
американских лунных экспедиций составила окол
25 млрд, долларов. Значительная часть этой суммы noir
ла на постройку различных пунктов управления, трена-
жеров, испытательных стендов, а также на совершенство
ванне вычислительной техники (компьютеров).
Считается, что вся эта техника была нужна не только
для программы «Аполлон», опа будет еще много лет п
могать осуществлению самых различных космически
программ. Такие программы разработаны специалистами
NASA уже до 2000 года.
Из наземных сооружений значительный интерес прел
ставляст Центр управляемых космических полетов
Хьюстоне.
В главном трехэтажном здании Центра весь первы
этаж отведен машинам. Здесь автономная электростан
92
Пия, обслуживающая Центр, установка искусственного
климата и пять комплектов компьютеров, которые полу-
чают всю информацию со станций слежения, перерабаты-
вают ее в наиболее доступные формы (цифры, графики)
и распределяют по пультам и табло.
I На компьютеры возложена очень ответственная рабо-
та по контролю за полетом. Всю поступающую информа-
цию они сравнивают с той, которая должна быть по про-
грамме. Обо всех отклонениях с помощью компьютеров
[тут же узнают, чем вызвано то или иное отклонение, и по-
мучают рекомендации по устранению возможных непо-
ладок.
I Эта система выдержала тяжелые испытания во время
[полета к Луне КК «Аполлон-13», когда взорвался кис-
мородный бачок и корабль оказался на грани ката-
строфы.
I В верхнем этаже здания находится большой зал Цент-
ра управления. В нем расположены четыре ряда пультов.
По обычному расписанию у них находится 18 человек, ко-
торые меняются посменно, так как работа круглосуточ-
ная. Первый ряд занимают те, кто отвечает за системы
носителя, посадку и службу поиска, а также «главный
баллистик», ответственный за все измерения траектории.
Во втором ряду — врач, двигателисты космического
объекта и дежурный (обычно космонавт), переговарива-
ющийся с экипажем космического объекта.
В третьем ряду — руководитель полета с ассистентом,
человек, координирующий все изменения программы по-
лета и ответственный за работу наземной аппаратуры
самого Центра, и специалист, отвечающий за связь с кос-
монавтами и телеметрию, поступающую с борта косми-
ческого корабля.
В последнем ряду — директор всего Центра со своим
Представителем, наблюдатель Министерства обороны и
дежурный службы информации.
Другие лица в этот зал не допускаются, чтобы не ме-
шать работе дежурной смены.
Лаборатория космических испытаний Центра оснаще-
на разнообразным оборудованием. Там имеются, напри-
ер, две термобарокамеры для испытания материалов,
тдельных отсеков и космических объектов в целом.
Большая камера представляет собой стальной ци-
линдр диаметром более 18 м и высотой 36 м. В ней
93
за семь часов можно создать космический вакуум (одна
миллионная миллиметра ртутного столба), пропустив че-
рез стенки камеры жидкий азот, можно имитировать хо-
лод межпланетной среды, а с помощью 54 «солнечных
установок» получить полный спектр солнечной радиа-
ции.
В термобарокамере есть даже аппаратура, имитирую-
щая лучи, отраженные Землей. Таким образом, на Зем-
ле создается небольшая часть космического пространст-
ва, в котором испытываются его будущие разведчики.
В барокамере есть практически все, кроме невесомо-
сти. Поворотный стол, па котором смонтирован, допустим,
космический орбитальный корабль, вращается, создавая
иллюзию «космических зорь». Так «виток» за «витком»
проходит весь полет, за которым следят из специального
небольшого зала управления точно так же. как из боль-
шого зала следят за настоящим полетом. Отличие от на-
стоящего полета состоит в том, что испытателю можно
специально создать какую-нибудь аварийную ситуацию
(например, не раскрыть одну из солнечных батарей),
проследить, чем это грозит, и «проиграть» весь процесс
устранения неисправности.
В этой термобарокамере проходят и тренировки кос-
монавтов.
Нужно отметить, что Центр управляемых космических
полетов в Хьюстоне не только техническая, но и обще-
национальная достопримечательность США.
Космическая программа Франции осуществляется на-
циональным центром космических исследований (CNES),
образованным в 1961 году (II). Для ее осуществления во
Франции отработана серия PH, имеющих общее название
«Диамант» (рис. 37). Ракета-носитель «Диамант-А» "
ноябре 1965 года вывела на орбиту первый французский
ИСЗ. Франция стала третьей космической державой.
Ракета-носитель трехступенчатая с поперечным деле-
нием, стартовая ее масса 18,4 т, длина около 19 м.
В состав первой ступени входят два стальных бака.
Диаметр ступени 1,4 м, длина 10 м. В баке для окислите
ля находится 9,7 т азотной кислоты, а в баке для горю-
чего 3,07 т скипидара.
Жидкостный ракетный двигатель первой ступени пос
вешен па кардане, его тяга у земли 274 кН, в вакуум
310 кН. Продолжительность работы двигателя 93 сек\ и
ды, удельный импульс у Земли 203 м/с. Подача топ-
лива в камеру сгорания осуществляется сжатым газом
от твердотопливного генератора.
1—«Диаманг-А»; б—«Диамапт-В»;	в— <Днзманг-ВР4>:
I—полезный груз; 2—третья ступень; 3— вторая ступень:
4— РДТТ второй ступени; 5—конический переходник; б—пер-
вая ступень; 7—ЖРД первой ступени
J Вторая ступень твердотопливная. Она имеет диаметр
'8 м и длину 4,7 м. Масса топлива 2,26 т, тяга, разви-
ваемая РДТТ, 150 кН, удельный импульс в вакууме
59 м/с, время горения 44 секунды.
®5
Третья ступень также имеет РДТТ. Длина ступени
2,06 м, диаметр 0,65 м.
Масса топлива 0,64 т, тяга, развиваемая двигателем,
от 27 до 53 кН, удельный импульс в вакууме 273 м/с.
Другая PH этой серии «Диамант-В» более мощная,
чем «Диамант-А». Ее стартовая масса 24 т, длина 23,54 м,
максимальный диаметр 1,4 м.
На первой ступени в качестве топлива (17,5 т) исполь-
зуется четырехокись азота и несимметричный диметил-
гидразин.
Жидкостный ракетный двигатель ступени развивает
тягу на Земле 352 кН, при этом удельный импульс равен
217 м/с. В безвоздушном пространстве тяга ЖРД состав-
ляет 410 кН, а удельный импульс 265 м/с. Время рабо-
ты двигателя 110 с.
В этой PH пороховой газогенератор вытеснительной
системы подачи топлива заменен газогенератором, рабо
тающим на основных компонентах жидкого топлива.
Между второй и третьей ступенями размещены при-
борный отсек с инерциальной системой управления и си-
стема телеметрии и связи с Землей, четыре РДТТ разд»
ления ступеней, два тормозных РДТТ и антенны.
Диаметр цилиндрической части верхнего обтекатсл
0,85 м.
В 1972 году французское правительство выделили
100 млн. франков на разработку последней модифик
ции PH серин «Диамант» — «Диамант-ВР4».
Все ступени этой PH французского производства.
Первая (ЖРД) и третья (РДТТ) ступени остались т
ми же, что и на PH «Диамант-В», в качестве второй ис-
пользуется ступень французской стратегической ракет
MSR5 с РДТТ «Рита-1».
Масса нового РДТТ 4 т, тяга 183 кН, время работы
56 секунд.
Длина нового РДТТ меньше предыдущего, в резул
тате чего общая длина PH сократилась на 1,8 м и состав-
ляет 21,35 м.
Считается, что использование РДТТ «Рита-1» поле
лит выводить с помощью PH «Диамант-ВР4» на около
земные орбиты высотой 300 и 800 км полезный груз 
сой 200 кг (вместо 160 кг у PH «Диамант-В») и 90
(вместо 50 кг) соответственно. Запуск новой PH на"1
чался на первую половину 1974 года.
96
Основу национальной космической программы Фран-
ции составляют работы по созданию ИСЗ различного
назначения: навигационных, метеорологических, связных
и т. п.
I Их запуск будет производиться усове ршенствованны-
। ми французскими PH «Диамант», «Вулкан», «Регент» и
др. с нового космодрома во Французской Гвиане.
Представляют интерес работы группы западноевро-
пейских государств, которые в ноябре 1961 года образо-
вали Европейскую организацию (ELDO) и решили совме-
стными усилиями построить ракету-носитель [4, 11].
В космическое сообщество вошли Англия. Франция,
ФРГ. Италия, Бельгия, Голландия, а также Австралия.
I Бюджет ELDO на первые 5 лет был определен в 200 млн.
[долларов. Значительная часть этой суммы предназнача-
лась для создания трехступенчатой ракеты, названной
«Европа-1» (ее также называют ELDO), которая при
1 стартовой массе 105 т должна была доставлять на орби-
I ту полезный груз массой 1 т.
Обязанности между членами ELDO распределялись
следующим образом: Англия создает первую, самую мощ-
ную ступень на базе ракеты «Блю-Стрик», Франция раз-
рабатывает вторую ступень ракеты — «Корали», третью
ступень строит ФРГ. Бельгия поставляет аппаратуру для
пунктов слежения. Задача Голландии — создание стан-
ций для приема телеметрической информации. Экспери-
ментальный спутник разрабатывает Италия, запуски про-
изводятся с австралийского полигона Вумера.
Вот некоторые проектные характеристики ракеты
«Европа-1»: общая длина 30,7 м, стартовая масса 105 т,
наибольший диаметр 3,05 м.
Топливо первой ступени — керосин и жидкий кисло-
род, верхние ступени работают иа несимметричном диме-
тилгидразиие и четырехокиси азота.
Однако ни ракета-носитель «Европа-1», ни последую-
щие проекты PH «Европа-2» и «Европа-3» не дали ожи-
даемых результатов и их разработка была прекращена.
В конце декабря 1972 года западноевропейская кон-
ференция по вопросам космических исследований, на ко-
торой присутствовали представители 12 стран, приняла
решение о создании новой организации ESA вместо
ELDO. Организация была создана в начале 1974 года.
97
В ведение новой организации переданы все нацио-
нальные программы космических исследований западно-
европейских стран.
Важным решением конференции считается отказ от
дальнейшей разработки PH «Евро-
па-3», вместо которой предполагает-
ся приступить к разработке новой
PH L-3 (рис. 38), предложенной
Францией.
Предполагается, что на разра-
ботку этой PH потребуется около
7 лет, а стоимость работ составит
примерно 440 млн. долларов по
сравнению с 660 млн. долларов, не-
обходимыми для создания PH
«Европа-3».
Ракета-носитель L-3 будет трех-
ступенчатой, она предназначается
для вывода полезного груза массой
700—800 кг на стационарную
орбиту.
В зависимости от массы топлива
на первой и второй ступенях стар-
товая масса PH составит 200—215 т,
а общая длина 45—47 м.
Первая ступень PH L-3 идентич-
на первой ступени PH «Европа-3»
и имеет в зависимости от массы топ-
лива обозначение L-140 или L-150.
На пей будут установлены четыре
ЖРД, работающие на несимметрич-
ном диметилгидразине и четырех-
окиси азота.
Рис, 38. Схема устройства ракеты-носи-
теля L-3:
*—ЖРД первой ступени; ?, 5—кольцевые бпки
: водой: Л—бак с горючим (аэрозин); 4— бак
с окислителем (четырехокись азота): 5—ЖРД
второй ступени; 7—бак с горючим второй ступени
(аэрозин); в—бак с окислителем (четырехокись
азота); 9—ЖРД третьей ступени; 10—газ с жид-
ким кислородом; II—бак с жидким водородом;
13—отсек с приборным оборудованием; 13—по-
лезный груз
98
Время работы двигателей 140—150 секунд, удельный
импульс на уровне моря 279 м/с.
Масса топлива первой ступени 140—150 т, конструк-
ции — 13,5—16 т.
Вторая ступень тоже в зависимости от массы топлива
имеет обозначение L-30 или L-35 и снабжена одним ЖРД.
Время работы двигателя 140 секунд, удельный им-
i пульс 285 м/с.
Масса топлива второй ступени 30—35 т, конструк-
i ции — около 4 т.
На третьей ступени должны быть расположены ЖРД,
работающие на жидком кислороде и жидком водороде в
течение 420 секунд.
Масса топлива 6 т, масса конструкции ступени 1,1 т.
Над третьей ступенью располагается отсек с прибор-
ным оборудованием массой около 200 кг. Это оборудова-
ние, включающее вычислитель, приемоответчик, про-
граммновременной блок и т. п., обеспечивает наведение
и управление полетом PH, а также передачу данных по
телеметрической системе.
Над отсеком с приборным оборудованием размещает-
ся полезный груз — ИСЗ, закрытый специальным защит-
ным обтекателем, диаметр которого несколько больше
диаметра корпуса третьей ступени.
Первый запуск ИСЗ с помощью PH L-3 предполагает-
ся провести в 1980 году.
Англия наряду с участием в ESA разрабатывает свою
космическую программу «Блэк Эрроу». По мнению зару-
бежных специалистов, эта программа в ближайшие годы
не сможет обеспечить Англии самостоятельный выход в
Scocmoc, так как разрабатываемая PH «Блэк-Эрроу» да-
лека от совершенства. В случае успешного самостоятель-
ного запуска ИСЗ Англия станет шестой страной, облада-
ющей собственной ракетно-космической техникой.
Представляет определенный интерес и космическая
программа Японии, которая предусматривает исследова-
ние верхних слоев атмосферы Земли и космического про-
странства с помощью PH серий «Каппа» и «Ламб-
Да» [4, 11].
Запуск первого японского ИСЗ массой 23 кг был про-
изведен 11 февраля 1970 года четырехступепчатой PH
:«Ла.мбда-4С-5» (L-4C).
99
Эта PH была оснащена РДТТ, ее длина составляла
16,5 м, диаметр 0,74 м, стартовая масса 9,4 т.
С целью расширения космических исследований япон-
ское национальное управление по космонавтике начало
строительство нового стартового комплекса в космиче-
ском центре на острове Танэгасима.
В зоне комплекса, помимо стартовой площадки, бу-
дут размещены мобильная вышка сборки и обслужива-
ния, центр управления, укрытие и электростанция.
Программа строительства, на которую выделено око-
ло 3 млн. долларов, предусматривала завершение всех
работ к середине 1974 года с тем, чтобы до конца го.""
провести с этого стартового комплекса первый запуск F
серии Q.
В зарубежной печати указывалось, что новый кол
леке предназначается главным образом для запуска р;
рабатываемых в Японии мощных PH серии М и N.
Ракеты-носители серии М являются модернизацией
PH L-4C. Они имеют четыре ступени с РДТТ и служат
для запуска научно-исследовательских ИСЗ; повышение
надежности PH обеспечивается системой управления
вектором тяги на каждой ступени.
Ракета-носитель М-4С может вывести на круговую
орбиту высотой 500 км полезный груз массой 80 кг, а PH
М-4СС — массой 330 кг.
Считается, что в будущем PH М-4СС при установи
на нее пятой ступени позволит запускать КА к планет
Марс (по пролетной траектории) массой около 60 кг.
В соответствии с соглашением, заключенным между
Японией и США в 1969 году, PH серии N создаются ш
базе техники американских PH «Тор-Дельта».
В 1973 году рассматривались три модификации PI
серии N и на всех этих модификациях в качестве двнгате
ля первой ступени предполагалось использовать ЖРГ
американской ракеты «Тор».
Ракета-носитель N-1 (первая модификация), разрабо
ка которой ведется с 1972 года, трехступенчатая. Г
стартовая масса определена в 90 т, общая длина состг
ляет 33 м, максимальный диаметр корпуса 2,5 т.
Ракета рассчитана на вывод полезного груза масс
100 кг.
Первая ступень PH будет производиться японски!
фирмами по лицензии.
100
На второй ступени предполагается использовать
ЖРД японской конструкции, который имеет вытеснитель-
ную систему подачи компонентов топлива и работает на
топливе длительного хранения.
Третья ступень будет оснащена РДТТ.
Первый запуск PH N-1 предполагается осуществить с
нового стартового комплекса в конце 1975 года. При
этом будет предпринята попытка вывести на геоцентри-
ческую орбиту сразу два спутника: один эксперименталь-
ный, а второй—для исследования ионосферы.
В 1977 году, как сообщалось в зарубежной печати,
с помощью PH N-1 будет осуществлен первый запуск
ИСЗ на стационарную орбиту.
Планируется построить и запустить пять PH этой мо-
дификации.
В стадии предварительного проектирования находят-
ся работы над двумя последующими модификациями PH
серии N.
5. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РАКЕТ-
НОСИТЕЛЕЙ
По сообщениям зарубежной печати, совре-
менный этап разработки перспективных ракст-носнтелей
характеризуется стремлением создать универсальные
ракеты-носители и их отдельные ступени, в том числе
ступени многократного использования, пригодные для
выполнения разнородных задач [4, 17].
Мы уже привыкли к тому, что космические корабли,
пилотируемые космонавтами, и другие космические ап-
параты успешно возвращаются на Землю.
Ученые задумались вад тем, нельзя ли возвращать на
Землю и ракету-носитель, которая выводит космический
аппарат за пределы атмосферы и потом сгорает в ее
плотных слоях. Тогда одна и та же ракета могла бы
несколько раз доставлять космический аппарат на ор-
биты, т. е. могла быть многократно использована.
В настоящее время эта проблема широко обсуждает-
ся на страницах зарубежной печати.
К этому привело также и то положение, что запуски
КА за последние годы стали более частыми, а поэтому
потребовалось значительно увеличивать затраты па кос-
мические исследования.
Американские специалисты подсчитали, что вывод на
околоземную орбиту (160—500 км) каждого фунта мас-
сы обходится примерно в 500 долларов. Ракеты-носители
же многократного использования могли бы снизить эти
расходы примерно в 10 раз [1,4].
Для решения проблемы возвращения ступеней PH за
рубежом в настоящее время существует несколько про-
ектов.
102
Например, их предполагают оснащать крыльями (12].
При этом возможен как вертикальный старт, так и го-
ризонтальный.
Для этого, как считают зарубежные специалисты,
ступени ракеты с крыльями должны обладать летными
Рис. 39. Двухступенчатая ракета-носитель много-
кратного использования в момент разделения сту-
пеней (проект США)
и эксплуатационными характеристиками, мало отлича-
ющимися от соответствующих характеристик высотных
скоростных самолетов, а размах крыльев и длина кор-
пуса первой ступени должны быть такими же, как у са-
молета-бомбардировщика.
Согласно одному из американских проектов ракета-
носитель будет состоять из двух параллельно располо-
женных пилотируемых крылатых ступеней (рис. 39). На
обеих ступенях в качестве силовых установок использу-
ются ЖРД, работающие на жидком водороде и жидком
кислороде. 11а первой ступени длиной 30,5 м установле-
на связка из трех двигателей, а на второй — один дви-
гатель. Длина второй ступени—15 м, корпус каждой
ступени выполнен из стали с высоким содержанием ни-
келя. На носовые части ступеней и переднюю кромку
крыльев нанесено теплозащитное покрытие. Все крыль»^
имеют угол стреловидности 16°.
Маневрирование в атмосфере обеспечивают поверхно-
сти управления, находящиеся на концах крыльев. На
первой ступени они направлены вниз, на второй — вверх.
Ступени ракеты размещают па рельсовых направля-
ющих длиной 3,2 км и ракетной тележкой с ЖРД разго-
няют их в течение 10—12 секунд до скорости около
900 км/ч.
Тормозится тележка после взлета ракеты-носи-
теля механическими или гидравлическими тормозами.
Максимальное ускорение при взлете не выше 2 g.
Во время взлета работают двигатели обеих ступеней,
причем двигатель второй ступени работает на топливе,
поступающем из баков первой ступени.
Разделение ступеней предполагается осуществлять
двумя методами на расстоянии 300—480 км от места
старта. Одни предусматривает использование пиротехни-
ческих разрывных болтов или ракет с небольшой тягой,
которые отбрасывают вторую ступень вертикально вверх,
второй — сход второй ступени (с работающим двигате-
лем) с коротких рельсовых направляющих, смонтирован-
ных на первой ступени. Наиболее приемлемым считают
второй метод.
После отделения ступеней экипаж первой ступени
начинает управляемый полет со снижением к месту
старта. Вторая ступень в это время увеличивает скорость
полета до первой космической и выходит на заданную
орбиту. Предполагаемая продолжительность пребывания
на орбите - 24 часа, полезный груз — массой около 2—
3 т. Выполнив полетное задание, экипаж второй ступени
переводит ее в режим входа в атмосферу н производит
посадку в заданной зоне.
При заходе на посадку шасси, убранное в корпус вто-
рой ступени, выпускается с помощью пиротехнического
устройства.
В США разрабатывается проект и более мощной ра-
кеты-носителя многократного использования с последо-
вательным расположением ступеней. Ес стартовая масса
1700 т, высота 82 м, размах крыла 43 м.
Работы над подобными PH ведутся и в западноев-
ропейских странах, где идея разработки таких PH по-
явилась еще в начале 60-х годов, но в то время она ка-
залась нереальной [4].
НН
В ФРГ, например, в настоящее время разрабатыва-
ется проект PH «Вета», рассчитанной для полета на ор-
бите высотой около 200 км и возвращения на Землю.
Конструкция PH базируется на технике и техноло-
гии PH «Сатурн-5» и отсеков космического корабля
«Аполлон».
Считается, что значительным преимуществом PH
«Вета» является отсутствие сбрасываемых ступеней, что
позволяет запускать се со стартовых баз в европейских
странах, а также производить посадку ракеты на пло-
щадки, не подготовленные специально для этой цели.
Помимо этого зарубежные специалисты считают, что
эта PH привлекает своей технической простотой н легко-
стью эксплуатации и обслуживания.
Ракета «Вета» должна быть одноступенчатой со стар-
товой массой 130 т и массой топлива 115 т.
Масса полезного груза предполагается 2.7 т.
Силовая установка PH будет состоять из 12 ЖРД
суммарной тягой 1,8 МН, работающих на жидком кис-
лороде и жидком водороде.
Удельный импульс двигательной установки на уровне
моря предполагается 380 м/с, в космосе 470 м/с.
Ракета будет иметь шесть посадочных стоек, рассчи-
танных на приземление со скоростью снижения 8 м/с, ко-
торая полностью гасится механическими средствами.
Считается, что полная безопасность посадки обеспечи-
вается даже в случае выхода из строя двух стоек.
В зарубежной печати указывалось, что стоимость PH
«Вета» не будет превышать стоимости обычных PH, од-
нако стоимость доставки 1 кг массы полезного груза на
орбиту высотой 200 км будет в пять раз меньше, чем в
случае применения американской PH «Скаут», без учета
экономии средств, связанной с многократным использова-
нием PH.
С учетом же этого фактора стоимость доставки 1 кг
массы полезного груза на орбиту высотой 200 км может
быть снижена до нескольких сот долларов в зависимости
от стоимости переоборудования PH и количества ее пов-
торных запусков.
Разрабатываемый во Франции проект ракеты-носите-
ля многократного использования предусматривает отде-
ление ступеней на высоте 35 км при скорости, соответ-
ствующей числу М = 7. Первая ступень возвращается к
1W
месту старта, вторая по траектории, близкой к баллисти-
ческой, выводится на орбиту. После выполнения задания
вторая ступень также возвращается к месту старта.
Согласно английскому проекту «Мустард» космиче-
ский летательный аппарат многократного использования
будет выводить на орбиту высотой около 600 км полез-
ный груз массой примерно 3 т. Аппарат состоит из трех
аналогичных по конструкции и размерам пилотируемых
ступеней (рис. 40). Одна из них выводится на орбиту,
а две выполняют функции ускорительных устройств и
служат носителями топлива.
Рис. 40. Трсхступенчатая ракета носитель много-
кратного использования в момент запуска
(английский проект «Мустард»)
106
Силовая установка каждой ступени состоит из четы-
рех ракетных двигателей, работающих на жидком водо-
роде и жидком кислороде. Кроме того, для возвращения
в район старта иа каждой ступени будет установлен твер-
дотопливный ракетный двигатель. Двигательные установ-
ки всех трех ступеней на старте должны включаться од-
новременно.
При этом возможны различные варианты питания сту-
пеней топливом.
После отделения третья ступень со скоростью до
10,3 км/с выводится на расчетную орбиту. Для маневри-
рования на орбите предусматривается дополнительный
запас топлива в специальных баках. По возвращении па
Землю ступени восстанавливаются.
Одна из задач, решить которую необходимо для со-
здания PH многократного использования, состоит в том.
чтобы предполагаемая подготовка носителя была сведена
до уровня, подобного подготовке современного транспорт-
ного самолета.
Важность и актуальность проблемы создания PH мно-
гократного использования заставляет ученых многих
стран принимать энергичные меры для ее быстрейшего
решения, так как запуски КА становятся все более ча-
стыми.
Зарубежные специалисты разрабатывают проекты и
других новых PH, позволяющих выводить на орбиты зна-
чительные полезные грузы.
Так, в США по заказу NASA фирмой Боинг разраба-
тывается многоцелевая PH большой мощности с навес-
ными ускорителями (рис. 41) [14].
Задача состоит в том, чтобы при наличии одной ос-
новной ступени на криогенном топливе, за счет примене-
ния навесных твердотопливных ускорений ракета могла
выводить на орбиту полезные грузы значительно боль-
шие, чем PH «Сатурн-5» при сохранении той же старто-
вой массы.
Предполагается, что в перспективе можно довести
массу полезного груза такой ракеты-носителя до несколь-
ких сотен тонн. Основным элементом новой PH является
центральная ракета (основная ступень) с двигателями на
жидком кислороде и жидком водороде, на которую наве-
шивается несколько сбрасываемых в полете ускорителен
типа навесных РДТТ. Подобная компоновка не нова, од-
107
иако проведенные фирмой Боинг исследования, основан-
ные на последних достижениях в области ракетострое-
ния, дали качественно новые результаты.
Центральная ракета имеет диаметр около 17,25 м и
длину 37,8 м. Ее стартовая масса 3560 т. Считается, что
без навесных РДТТ она сможет выводить на околозем-
Рис. 41. Перспективная ракета-носитель
США фирмы Боинг:
а—вариант с четырьмя навесными РДТТ;
б—вариант с десятью навесными РДТТ и то-
роидальной камерой сгорания двигателя цент-
ральной ракеты
ную орбиту полезный груз массой 227 т. Количество уско-
рителей определяется массой выводимого на околоземную
орбиту полезного груза, при этом максимальное их число
принимается равным десяти.
Фирма считает, что изменение количества навесных
РДТТ позволяет изменять массу выводимого полезного
груза в четыре раза.
В качестве двигательной установки для такой ракеты
рекомендуется использовать ЖРД с тороидальной каме-
рой сгорания и специальным соплом или многокамерный
ЖРД с соплом, оборудованным центральным телом.
108
Бак окислителя вмешает до 2100 т жидкого кислорода,
а бак горючего — до 352 т жидкого водорода. Тяга дви-
гателя на уровне моря составляет 35,4 МН.
В качестве навесных ускорителей рассматриваются
РДТТ диаметром 6,6 м. Масса топлива в каждом из них
составляет 1500 т, а тяга на уровне моря — более 20 МН.
Отделение РДТТ в полете осуществляется с помощью
пиротехнических устройств.
Считается целесообразным в момент старта произво-
дить запуск всех двигателей ракеты-носителя, так как при
этом можно осуществить полную предпусковую подго-
товку центральной ракеты и избежать трудностей, свя-
занных с запуском двигателей на высоте.
Предполагается, что создание подобных ракет не вы-
зовет принципиально новых конструктивных пли техно-
логических проблем, так как их основные элементы ана-
логичны тем, которые были разработаны для PH «Са-
турн-5».
По мнению зарубежных специалистов, испытательные
и пусковые сооружения для новой PH целесообразно
строить на побережье океана, что позволит транспорти-
ровать ракеты и громоздкое специальное оборудование
по воде.
Важным этапом в развитии космической ракетной
техники является создание летательных аппаратов, спо-
собных стартовать не только с Земли, но и с других пла-
нет. В этом направлении работы ведутся довольно ус-
пешно, что позволило, например, американским космо-
навтам несколько раз побывать на поверхности Луны,
стартовать с нее (см. рис. 14) и вернуться обратно на
Землю.
Вернулись с Луны с образцами лунного грунта со-
ветские космические ракеты «Луна — Земля» (см.
рис. 10) автоматических станций «Луна-16» и «Луна-20».
Это были первые в истории освоения космоса автомати-
ческие старты с другого небесного тела с выведением
автоматов па трассу возвращения к Земле [И].
Осуществление наиболее сложных космических поле-
тов за рубежом в конце 70-х и начале 80-х годов в зна-
чительной степени ориентировано на использование PH
с ядерными ракетными двигателями (ЯРД).
В то время как для ракетных двигателей на химиче-
ском топливе удельный импульс 450—500 м/с считается
109
предельным, ЯРД. как считают зарубежные специали-
сты, уже на первом этапе их применения будут иметь
удельный импульс 800—850 м/с.
Предполагается, что применение ЯРД окажется эф-
фективным при полетах на околоземных орбитах, освое-
нии Луны и полетах в пределах Солнечной системы
[Н, 14
Так, в США анализируются характеристики и прин-
ципы компоновки ступени с ЯРД, предназначенной для
использования в составе PH «Сатурн-5» (вместо ступе-
ни S-4B).
Считается, что преимуществом сочетания ступеней с
ЯРД и PH «Сатурн-5» является возможность резкого
улучшения характеристик PH с относительно низким
уровнем затрат.
Для этих целей специалисты США с 1965 года по
программе NERVA проводят испытания ядерных реак-
торов (ЯР) и прототипов ЯРД, в том числе и испытания
ЯР с выводом па максимальный уровень мощности.
Зарубежные специалисты полагают, что в случае ус-
пешного завершения разработки ЯРД практическое их
использование в PH будет возможно уже в конце
70-х годов.
Основной целью первых полетов PH с ЯРД будет
приобретение опыта обращения с такими системами и
подтверждение безопасности их использования.
В США также рассматриваются проекты PH для
обеспечения пилотируемых полетов к Марсу с последу-
ющим возвращением на околоземную орбиту при ис-
пользовании ЯРД. Компоновочная схема варианта та-
кой PH показана на рис. 42.
Вывод КА на траекторию полета к Марсу осущест-*
вляется первой ступенью PH (РМ-1). Вторая ступень
(РМ-2) используется для перевода КА на промежуточ-
ную орбиту спутника Марса. На «рабочую» орбиту КА
переводится с помощью ракетного двигателя на химиче-
ском топливе.
Отсек посадки на Марс, отделяющийся от КА, до-
ставляет часть космонавтов на поверхность Марса и
после выполнения ими намеченной программы возвра-
щает их на борт КА. С помощью третьей ступени PH
(РМ-3) выполняется маневр перехода с орбиты Марса
на траекторию полета к Земле. Для рассмотренного по-
110
лета к Марсу ступень РМ-1 будет включать два — четы-
ре ЯРД. ступень РМ-2 один—-два ЯРД и ступень РМ-3
один ЯРД.
Существует также проект применения на верхней
ступени PH при межпланетных полетах солнечно-элек-
трической двигательной установки. Считается, что это
позволит решать такие задачи, кото-
рые при использовании PH только
: химическими ракетными двигателя-
ми не могут быть решены вообще или
требуют очень больших финансовых
затрат. Особенно это касается поле-
тов, в ходе которых необходимо не-
сколько раз включать двигательную
установку для изменения траектории
после выхода из сферы земного при-
тяжения. К таким полетам можно от-
нести полеты к астероидному поясу,
к Меркурию, Солнцу и за пределы
Солнечной системы.
В зарубежной печати сообщалось,
что достижения в области разработки
легких солнечных энергетических уста-
новок, электроракетиых двигателей
(ЭРД) и систем преобразователей под-
тверждают возможность создания кон-
кретных двигательных установок на
базе существующей техники.
Рис. 42. Компоновочная схема ракеты-носи-
теля с ЯРД для полета к Марсу:
/—ступень РМ-1; 2—ступень РМ-2: 3—ступень РМ-3;
♦-Космический корабль с отсеком посадки на Марс

В качестве возможных PH для старта с Земли рас-
сматривались PH семейства «Титан».
Для оценки параметров ступени с ЭРД в качестве
исходных были приняты характеристики панелей сол-
нечных батарей, ЭРД и блоков преобразования напря-
жения, прогнозируемые на 1977 год.
Ill
В результате проведенных работ были выбраны два
исходных варианта компоновки ступени (рис. 43).
Первый вариант (а) предназначен для полетов, во
время которых приборный контейнер КА остается состы-
кованным со ступенью вплоть до достижения конечной
цели полета.
Второй вариант (б) ориентирован на применение в
полетах, в которых ступень несет отделяемый полезный
груз. По окончании работы ЭРД ступень отделяется от
космического аппарата.
В состав ступени каждого варианта входят плоская
продолговатая центральная часть и две панели солнеч-
ных батарей, развертываемых на штангах.
Рис. 43. Схемы ступеней ракеты-носителя с солнечно-электри-
ческой двигательной установкой:
о—схема ступени для полетов по основным вариантам использования;
б—схема ступени для полетов по вспомогательным вариантам; 1—раз-
вертываемые панели солнечных батарей; 2—узел вращения солнечных
батарей; 3—блок преобразования напряжения: 4— бак с рабочим те-
лом; б—ионные ЭРД; б—карданный подвес связки ЭРД; 7—двигатель-
чый отсек: Я—отсек оборудования; 9—отсек полезного rpj
направленные антенны: //—развертываемая штанга; /2
112
Центральная часть объединяет двигательную уста-
новку (связка из шести ионных ЭРД), блок преобразо-
вания напряжения, систему хранения и подачи рабоче-
го тела, контейнер с научно-исследовательской аппара-
турой, а также вспомогательное оборудование.
В первом варианте (а) компоновки предусматривает-
ся использование остронаправленной антенны диаметром
2,45 м, смонтированной на развертываемой опорной кон-
струкции в торце центральной части.
Ступень второго варианта (б) компоновки включает
антенну диаметром 1,22 м, предназначенную для переда-
чи телеметрической информации вплоть до окончания
этапа активного полета ступени.
В обоих вариантах предусматривается трехосная
стабилизация КА с ориентацией по Солнцу и одной из
звезд.
Управление полетом ступени предполагается осуще-
ствлять отклонениями связки ЭРД в кардановом подве-
се на участке полета с ускорением и реактивными дви-
гателями на сжатом азоте в свободном полете.
Конструкция ступени ориентирована па использова-
ние развертываемых в космосе панелей солнечных ба-
тарей. Общая штанга обеспечивает развертывание обе-
их панелей и фиксирует их раскрытое положение.
При полетах к Солнцу и запуске искусственных спут-
ников Меркурия предусматривается возможность полно-
го или частичного свертывания панелей на отдельных
участках траектории полета.
Панели солнечных батарей при общей длине 4,3 м
и ширине 4,2 м имеют общую поверхность 162 м2 для
размещения солнечных элементов и генерируют 17,5 кВт
электроэнергии на орбите ИСЗ. Такие параметры вы-
браны с запасом с учетом последующего снижения мощ-
ности на 2,5 кВт.
Номинальная мощность электропитания двигатель-
ной установки равна 15 кВт. Ориентация панелей сол-
нечных батарей осуществляется вращением их на угол
±90° относительно центральной части ступени.
При полетах в направлении к Солнцу терморегули-
рование солнечных батарей осуществляется отклонением
их от положения, нормального к падающему излучению.
Помимо связки ЭРД, ступень имеет ракетный двига-
тель на гидразине с тягой около 45 кН, установленный
113
в центре связки. Управление вектором тяги двигателя на
гидразине обеспечивается углевыми перемещениями!
карданова подвеса связки с помощью общей системы I
управления ступени. Двигатель на гидразине включает-
ся параллельно с ЭРД при необходимости выполнения
небольших маневров за непродолжительное время, на-
пример, при выводе КА на орбиту астероида или при
сближении с кометой.
При полетах ступени в направлении Солнца в верх-
ней ее части имеется развертываемая экранная теплоза-
щита.
К поверхности теплозащиты крепятся две панели
термоэлектрических элементов, предназначенных для
питания систем терморегулирования КА и телеметрии
в то время, когда солнечные батареи убираются из-за
опасности повреждения интенсивным солнечным излуче-
нием. Размеры теплозащиты выбираются таким образом,
чтобы обеспечить полное затемнение батарей.
Двигательный отсек ступени включает ионные ЭРД,
блок преобразования напряжения, бак с запасом рабо-
чего тела и систему его подачи в ЭРД.
Модульная компоновка отсека обеспечивает просто-'
ту расстыковки его с остальной конструкцией ступени
для облегчения сборки и независимости испытаний уз-
лов в вакуумной камере.
Размеры двигательного отсека определяются главным
образом площадью поверхности панели блока преобра-
зования напряжения, излучающей 1,8 кВт тепла при
к. п. д. преобразования 91
Для наиболее эффективного теплоотвода излучаю-
щая панель блока преобразования напряжения располо-
жена таким образом, чтобы исключить затемнение вра-
щающимися при ориентации панелями солнечных бата-
рей.
Электроракетные двигатели собраны в связку на ра-
ме, имеющей возможность трехосного углового переме-
щения в кардановом подвесе для управления вектором
тяги.
Управление положением связки ЭРД осуществляется
тремя приводами.
Каждый ЭРД рассчитан на номинальную мощность
энергопотребления 4,5 кВт, удельный импульс 3000 м/с
и тягу 228 кН.
114
Выбор характеристик ЭРД был основан на резуль-
татах сравнительного параметрического анализа необхо-
димого числа основных и резервных ЭРД в условиях
различных полетов с учетом надежности, диапазона из-
менения тяги, сложности, массы и стоимости системы.
Шесть ЭРД необходимы с точки зрения обеспечения
надежности системы (надежность всего двигательного
отсека более 95% при ресурсе одного ЭРД не более
400 суток) в наиболее сложных полетах, например, при
запуске спутников на орбиту Меркурия. В других поле-
тах для обеспечения требуемой надежности возможно
применение и меньшего количества ЭРД. Однако для
обеспечения универсальности ступени считается целесо-
образным все же устанавливать шесть ЭРД для всех ва-
риантов полетов.
Блок преобразования напряжения обеспечивает
энергопитание 12 токоприемников связки ЭРД, регули-
рование параметров по командам бортовых программ-
ного и вычислительного устройств с учетом выхода от-
дельных ЭРД из строя и выбора оптимального режима
работы ЭРД, соответствующего максимуму мощности
солнечных батарей в любой период полета.
Система управления полетом обеспечивает ориента-
цию, трехосную стабилизацию положения ступени в пре-
делах угла ±1° и ориентацию вектора тяги в период ра-
боты ЭРД и др.
Она включает грубый и точный солнечные датчики,
датчик астроориентации, два интегрирующих гироскопа с
газовыми подшипниками и электронный блок.
Система бортовых приборов обеспечивает обработку
информации о положении ступени в пространстве, состоя-
нии систем ступени и полезного груза и выдает команды
исполнительным устройствам.
В зарубежной печати сообщалось, что характеристики
ступени в значительной мерс определяются достижения-
ми в разработке солнечных энергетических установок,
ЭРД, систем управления, стабилизации, связи и теплоре-
гулирования. Так, например, считается, что при полете
ступени к одному из астероидов длительностью 700 суток
общая выводимая масса на траекторию полета может
составлять 1500 кг. Из них 975 кг (65%) будет приходить-
ся на солнечную энергетическую установку, ЭРД и запас
рабочего тела (ртуть), 337 кг (22,5%) —на конструкцию
115
ступени и систем, включая двигатель на гидразине
(50 кг). Таким образом, масса полезного груза составит
188 кг (12,5%) [17].
Зарубежные специалисты считают, что при разработ-
ке ступени следует обращать особое внимание па обеспе-
чение минимальных затрат, даже за счет некоторого
ухудшения ее характеристик.
Наряду с рассмотренными проектами PH, которые
практически уже осуществлены или находятся в стадии
разрешения, существуют другие проекты, широко обсуж-
даемые в зарубежной печати, как весьма перспективные.
Недалеко то время, когда могучие ракеты-носители
выведут в космос многотонные космические корабли, ос-
нащенные всевозможной научной аппаратурой и много-
численными экипажами, которые, покинув Землю, отпра-
вятся в далекий многолетний космический путь.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	«Авиация и космонавтика», 1971, № I, с. 46, 47 № 10, с. 32—
35 и № 12. с. 32, 33; 1972, № 2. с. 34 -37; 1974, № 2. с. 29.
2.	Афонин П. М и др. Беспилотные летательные аппараты. М.,
«Машиностроение», 1967, 438 с.
3.	. Волков Е. Б. и др. Жидкостные ракетные двигатели. М., Воен-
из дат, 1970, 589 с.
4.	«Вопросы ракетной техники». 1965, № 5, с. 105—116, 1967, № 7,
с. 64-71 1968, .Vs 6. с. 95, 96, 1969. № 6, с. 3—21, 1970. Ns 8, с. 78,
79. 1971, № 12. с. 72, 73. Vs 2, с. 92, 93, № 4. с. 45—55, 88, 1973.
№ 6, с. 23—49.
5.	Гильберг Л. А. Ракеты и ракетные двигатели. М., «Знание»,
1972. 61с.
6.	Глушко В. П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР,
М„ АПН, 1973, 55 с.
7.	Гэтленд К. Космонавтика ближайших лет. Пер. с англ. М„ Во-
ениздат, 1964, 414 с.
8.	Инженерный справочник по космической технике. М.. Воениз-
дат. 1969 693 с.
9.	Конструирование управляемых ракет. Пер. с англ. М., Воен-
нздат. 1963, 359 с.
10.	Конструкция управляемых баллистических ракет. Под ред.
А. М. Синюкова и Н. И. Морозова. М„ Воениздат, '.969, 443 с.
II.	Космонавтика. Маленькая энциклопедия. М„ «Советская эн-
циклопедия», 1970, 591 с.
12.	Пономарев А. Н. Пилотируемые космические корабли. М.,
Воениздат. 1968. 221 с.
13.	Проектирование и испытание баллистических ракет. Под ред.
В. И. Варфоломеева и М. И. Копытова. М., Воениздат, 1970, 387 с.
14.	Пронин Л. Н. Ракеты для космических исследований. М., Во-
ениздат, 1973, 207 с.
15.	Справочник по космонавтике. М., Воениздат, 1966. 323 с.
16.	Успехи СССР в исследовании космического пространства. М.,
«Наука». 1968. 554 с.
17.	Astronautics and Aeronautics, 1966, vol. 4, No. 5. Spacecraft
and Rockets. 1966. 3. No. 8.
Space Flight, 1966. 8. No. 5.
AJAA Paper, 1968. No. 812; 1969, No. 555; 1972, No. 464-
Journal of Spacecraft and Rockets, 1970. 7, No. 7.
117
СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
1.	Ракеты-носители и их устройство............................ 3
2.	Пусковое оборудование ракет-носителей.................... 44
3.	Полет ракет-носителей и системы их управления..........	51
4.	Образцы ракет-носителей и их пусковое оборудование ...	69
5.	Перспективы развития ракет-носителей.................... 102
Список литературы............................................ 117
Константин Васильевич Морозов _____
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Редактор издательства А. А. Хрусталева
Техн, редактор Н. Н. Скотникова
Художник Е. П. Громов
Корректор В. £'. Еленина
Сдано в набор 20 ,V1 1974 г.
Подписано к печати 29 /XI 1974 г.
Т-18481 Формат 84X1 О8'/з2 Бумага № 2
Усл. печ. л. 6,30	Уч.-изд. л. 5,88
Тираж 15 500 экз. Цена 19 коп. Заказ 3924
Издательство «Машиностроение»,
107885, Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3
Московская типография № 8
«Союзполиграфпрома»
при Государственном комитете
Совета Министров СССР
по делам издательств, полиграфии
и книжной торговли.
Хохловский пер., 7. Тип. зак. 1089
Цена 19 коп.
МАШИНОСТРОЕНИЕ